Finchenko_V_S__Pichkhadze_K_M__Efanov_V_V_Naduvnye_elementy_v_konstruktsiakh_kosmicheskikh_apparatov_-_tekhnologia_v

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика)
ISBN: 978-5-905646-16-4
Похожие
Проектирование автоматических космических аппаратов для фундаментальных научных исследований
Системы обеспечения тепловых режимов автоматических межпланетных станций
Актуальные проблемы ракетно-космической техники. Сборник материалов конференции. Том 1
Модель космоса. Том 2. Воздействие космической среды на материалы и оборудование космических аппаратов
Текст
                    Ш* В КОНСТРУКЦИЯХ
B.C.ФИНЧЕНКО КОСМИЧЕСКИХ
та АППАРАТОВ -
ПРОРЫВНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ
В РАКЕТНО-
КОСМИЧЕСКОЙ

\
\
\

о о
НАДУВНЫЕ
ЭЛЕМЕНТЫ
В КОНСТРУКЦИЯХ
B.C. ФИНЧЕНКО КОСМИЧЕСКИХ
(/ТВ АППАРАТОВ -
ПРОРЫВНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ
В РАКЕТНО-
КОСМИЧЕСКОЙ
ТЕХНИКЕ
ЩРЩКЦИШ

ББК 39.62
УДК 629.78
Ф608
Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Ефанов В.В.
Ф608 Надувные элементы в конструкциях космических аппаратов - прорывная
технология в ракетно-космической технике / Под ред. В.А. Колмыкова,
Х.Ж. Карчаева. - Химки. Издатель АО «НПО Лавочкина», 2019. - 488 с. : ил.
В книге описаны проекты космических аппаратов (КА), содержащих элементы кон¬
струкции, выполненные из гибких герметичных оболочек, укладываемых в транспорт¬
ном положении в компактный объем и раскрываемых в рабочее положение после вывода
КА в космос или при спуске в атмосфере путем подачи газа в полости этих оболочек
. и формирующих внешний облик этих конструкций.
Приводятся краткая история использования надувных элементов конструкций
(НЭК) в ряде проектируемых, экспериментальных и прошедших летные испытания КА,
результаты исследований в обеспечение выбора материалов и технологий для изготов¬
ления КА с НЭК. Также представлены краткие сведения о достижениях специалистов
зарубежных фирм и организаций в рассматриваемой области техники.
Основную часть книги составляет краткое описание результатов проектирования
Научно-исследовательским центром им. Т.Н. Бабакина и Научно-производственным
объединением им. С.А. Лавочкина (ныне - АО «НПО Лавочкина») космических аппа¬
ратов с надувными элементами конструкций. При этом наиболее объемно и подробно
представлены методы и результаты проектирования, экспериментальной отработки
и летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) спускаемых аппаратов с надувными тормоз¬
ными устройствами (СА с НТУ), доставляющих на поверхности планет с атмосферой
посадочные модули исследовательских лабораторий.
Предложены организационные мероприятия, способы и технические средства для
предотвращения засорения техногенными объектами околоземного космического про¬
странства, создаваемые на основе использования технологии спускаемых аппаратов
с надувными тормозными устройствами.
рецензенты:
академик РАН О.М. Алифанов
академик РАН М.Я. Маров
издатель
художник
макет-верстка
АО «НПО Лавочкина»
В.М. Давыдов
А.Ю. Титова
ISBN 978-5-905646-16-4
785905 646164
© АО «НПО Лавочкина», 2019
© Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Ефанов В.В., 2019

НАДУВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
В КОНСТРУКЦИЯХ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ - ПРОРЫВНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ
В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОИ ТЕХНИКЕ
ОГЛАВЛЕНИЕ
ПРЕДИСЛОВИЕ	8
ВВЕДЕНИЕ	13
ГЛАВА 1 АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР СОСТОЯНИЯ ВОПРОСОВ
РАЗВИТИЯ КОНЦЕПЦИИ ПРИМЕНЕНИЯ НАДУВНЫХ
ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ В ИЗДЕЛИЯХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ	20
Концепция и технология применения надувных элементов
конструкции в составе космического аппарата	20
Краткая история возникновения и развития в России и за рубежом
концепции создания космических аппаратов с надувными
элементами конструкции и аппаратов с надувными тормозными
устройствами, спускаемых в атмосферах планет	31
Основные материалы, пригодные для изготовления
надувных элементов конструкции космических аппаратов
и надувных тормозных устройств спускаемых
в атмосферах планет аппаратов	50
О технологии изготовления тепловой защиты надувного
тормозного устройства спускаемого в атмосфере аппарата	74
ГЛАВА 2 НАДУВНОЕ ТОРМОЗНОЕ УСТРОЙСТВО
СПУСКАЕМОГО НА ПОВЕРХНОСТЬ МАРСА
ЗОНДА «ПЕНЕТРАТОР» АВТОМАТИЧЕСКОЙ
МЕЖПЛАНЕТНОЙ СТАНЦИИ «МАРС-96»	82
BI	Исследовательский зонд «Пенетратор» автоматической
межпланетной станции «Марс-96» с надувным устройством
для торможения при спуске в атмосфере и его конструкция	82
Объем и результаты экспериментальной отработки зонда
«Пенетратор» с надувным тормозным устройством	89
2.2.1	Аэродинамическая отработка СА с НТУ «Пенетратор»	89
2.2.2	Расчетно-теоретические и экспериментальные исследования
в обеспечение выбора конструкции тепловой защиты НТУ
СА «Пенетратор»	96
ГЛАВА 3 СПУСКАЕМЫЕ АППАРАТЫ С НАДУВНЫМ
ТОРМОЗНЫМ УСТРОЙСТВОМ СЕРИИ
«ДЕМОНСТРАТОР» - ОТ ЭТАПА ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ДО ЛЕТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИЙ	107
131 Спускаемый аппарат с надувным тормозным устройством
«Демонстратор» и система спасения разгонного блока «Фрегат».... 107
5

Спускаемые аппараты «Демонстратор-1» и «Демонстратор-2»
с модифицированной конструкцией надувного тормозного устройства.
Методология проведения необходимого и достаточного объема
экспериментальной отработки тепловой защиты СА с НТУ	115
Спускаемый аппарат (D-2R) с надувным тормозным устройством
«Демонстратор-2Р» и результаты его летного испытания	133
ГЛАВА 4 РЕЗУЛЬТАТЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СЕРИИ
ГРУЗОВЫХ КОНТЕЙНЕРОВ С НАДУВНЫМИ
ТОРМОЗНЫМИ УСТРОЙСТВАМИ
ДЛЯ ДОСТАВКИ ГРУЗОВ С КОСМИЧЕСКИХ
СТАНЦИЙ И ЛАБОРАТОРИЙ	147
Расчетно-теоретические исследования систем доставки
грузов с пилотируемых космических станций и автоматических
научно-исследовательских лабораторий на базе применения
технологии спускаемых аппаратов с надувными
тормозными устройствами	147
ШВЯ Система доставки грузов с Международной космической станции
на базе российской баллистической капсулы «Радуга»	163
ГЛАВА 5 ПРОЕКТЫ ВАРИАНТОВ МАРСИАНСКИХ
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ СТАНЦИЙ
С НАДУВНЫМИ ТОРМОЗНЫМИ УСТРОЙСТВАМИ	184
О советских и российских проектах автоматических
межпланетных станций для доставки в атмосферу Марса
спускаемых аппаратов и посадочных модулей на его поверхность... 184
Проектные исследования в обеспечение выбора наиболее
совершенного варианта конструкции марсианской
метеорологической станции	 194
Экспериментальная отработка систем и элементов
конструкции марсианской метеорологической станции	227
ГЛАВА 6 РЕЗУЛЬТАТЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ,
НАЗЕМНОЙ ОТРАБОТКИ И ИЗГОТОВЛЕНИЯ
МАКЕТОВ СПУСКАЕМОЙ НА ПОВЕРХНОСТЬ МАРСА
МАЛОЙ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ «MET-NET»
С НАДУВНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ КОНСТРУКЦИИ	253
Конструкция, условия функционирования, прочность и тепловая
защита ММС «Met-Net» проекта «Mars Net Lander Mission»
для посадки на поверхность Марса
6.1.1	Конструкция и основные параметры ММС «Met-Net»	253
6.1.2	Условия функционирования ММС «Met-Net»
на этапах эксплуатации	268
6.1.3	Конструкция и параметры тепловой защиты внешней
поверхности ММС «Met-Net»	272
6.1.4	Прочностные характеристики систем и элементов
конструкции ММС «Met-Net»	274
Основные результаты дополнительной экспериментальной
отработки систем ММС «Met-Net»	283
Конструкция, тепловой режим и прочность приборного
контейнера ММС «Met-Net»	300
6

6.3.1	Конструкция приборного контейнера ММС «Met-Net»	300
6.3.2	Тепловой режим и прочность приборного контейнера
ММС «Met-Net»	309
ШЕЛ Оценка возможности проведения летно-конструкторских
испытаний ММС «Met-Net» при спуске в атмосфере Земли	327
ГЛАВА 7 ПРОЕКТ НАДУВНОГО ТОРМОЗНОГО УСТРОЙСТВА MIAS
ДЛЯ ПОСАДКИ ПИЛОТИРУЕМОГО ПОСАДОЧНОГО
МОДУЛЯ НА ПОВЕРХНОСТЬ МАРСА	339
О проекте тормозного устройства MIAS и его конструкции	339
ШШГЖ	Расчетное обоснование аэротермодинамических параметров
системы аэродинамического торможения MIAS	360
ГЛАВА 8 РАСЧЕТНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ
НАДУВНЫХ ТОРМОЗНЫХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ ВХОДА
В АТМОСФЕРУ ПЛАНЕТЫ СПУСКАЕМОГО АППАРАТА
ПРОЕКТА «ВЕНЕРА» И ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ
 	КАПСУЛ EXPERT	373
fcfcM	Планета Венера - космический объект исследования.
Конструкция, габаритно-массовые параметры и эффект
применения надувного тормозного устройства для спускаемого
аппарата проектов «Венера»	373
ЕЯ	Геометрические параметры надувного тормозного устройства
научно-исследовательской капсулы EXPERT	388
ГЛАВА 9 О ПРОЕКТАХ СИСТЕМ ОЧИСТКИ ОКОЛОЗЕМНОГО
КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА ОТ ТЕХНОГЕННОГО
МУСОРА НА БАЗЕ ТЕХНОЛОГИИ СПУСКАЕМЫХ
АППАРАТОВ С НАДУВНЫМИ ТОРМОЗНЫМИ
УСТРОЙСТВАМИ	394
Общие сведения о природе космического мусора и существующей
опасности его воздействия на функционирующие изделия
космической техники	394
ЩЦрЯ	Примеры организационных мероприятий по обеспечению
снижения интенсивности засорения космоса техногенными
объектами и технических средств для очистки ОЗКП	399
ГЛАВА 10 О ПРОЕКТАХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
 	 	С НАДУВНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ КОНСТРУКЦИИ	416
ЧИИ	Проект экспериментального космического аппарата IRIS
с солнечными батареями на надувном отверждаемом каркасе 416
10.1.1	Конструкция панели солнечной батареи с надувным каркасом ...	416
10.1.2	Материалы для изготовления надувных оболочек труб каркаса
солнечных батарей КА IRIS и технология их отверждения	420
10.1.3	Космический аппарат IRIS и результаты его летных испытаний ..	437
ДИМ	О проекте космического аппарата «Солнечный парус»	451
10.2.1	Конструкция КА «Солнечный парус» (КАСП)	451
10.2.2	Наземные испытания систем КАСП. Организация
летных испытаний	458
Список литературы	470
Приложение	487
7

ПРЕДИСЛОВИЕ
Современный этап развития отечественной и мировой космонавтики характери¬
зуется тенденцией усложнения решаемых в условиях космического пространства за¬
дач, требующих применения в конструкциях космических аппаратов (КА) достаточ¬
но громоздких вспомогательных систем и средств, намного превышающих объемы
под головными обтекателями ракет-носителей (PH), в которых эти системы размеща¬
ются при запуске КА в космос.
Примерами таких систем и средств могут служить:
- крупногабаритные (размером более 10 м) антенные системы радиотелескопов
КА, предназначенных для фундаментальных исследований ближнего и дальнего
космического пространства;
- системы развертывания рабочих поверхностей (площадью до нескольких сотен
кв. метров) солнечного паруса, воспринимающих давление солнечного света, ис¬
пользуемого в качестве движущей силы для формирования траектории движения
КА в космосе;
- системы развертывания солнечных батарей больших площадей для КА и автома¬
тических межпланетных станций (АМС) или пилотируемых космических кора¬
блей, требующих высокого энергопотребления;
- системы аэродинамического торможения КА и посадочных модулей АМС при
гипер-, сверх- и дозвуковых скоростях движения в атмосферах планет различной
разреженности;
- системы стабилизаций в заданном положении ступеней PH и разгонных бло¬
ков, возвращаемых на земную поверхность для повторного или многократного
использования;
- развертываемые в космосе системы аэродинамического торможения, имеющие
поперечный размер от нескольких до десятков метров, обусловливающие эволю¬
цию орбит отработавших ресурс искусственных спутников Земли (космического
мусора) для ввода их в плотные слои атмосферы и последующего сгорания или
доставки на земную поверхность;
- оперативно развертываемые системы для маскировки КА специального назна¬
чения путем изменения его конфигурации и облика («радиолокационного пор¬
трета»), Такие системы предотвращают возможность их идентификации на орби¬
тах при попытках каталогизации потенциальным противником и обеспечивают
сокрытие последующего маневра изменения плоскости орбиты на интервалах
функционирования, предшествующих боевому применению КА.
Отметим, что тенденция усложнения задач, решаемых КА, касается как околозем¬
ных автоматических и пилотируемых КА - искусственных спутников Земли (ИСЗ),
так и межпланетных станций для фундаментальных исследований и освоения планет
Солнечной системы.
Разумеется, создание КА, оснащаемых указанными выше типами оборудования,
вызывает необходимость разрешения противоречия между обеспечением гарантиро¬
ванной жесткости и прочности громоздких элементов конструкции КА и необходимо¬
стью существенного снижения их массы, удельной стоимости и возможности опера¬
тивной трансформации конструкции по мере необходимости решения целевых задач.
Очевидно, что разрешение этого противоречия, являющегося одним из приори¬
тетных в перечне проблем космонавтики, сопряжено с внедрением принципиально
8

новых прорывных технологий, до настоящего времени не имеющих достаточно пред¬
ставительных аналогов в мировой практике, которые успешно бы прошли все этапы
проектирования, экспериментальной отработки и летных испытаний.
Прогнозный анализ результатов и целевого назначения российских и американ¬
ских научных Программ в области космической деятельности, проведенный Институ¬
том мировой экономики и международных отношений РАН в 2004 году, показал, что
появление «прорывных космических технологий можно ожидать лишь к концу
следующего десятилетия» {Панкова Л.В., 2004). При этом отмечается, что их инте¬
грационный (синергетический) эффект может быть достигнут не ранее 2030-2040 гг.
Период до 2030 г. оценивается как «стратегическая пауза» - период отработки и вос¬
приятия новых технологических возможностей и идей при одновременной интенсив¬
ной подготовке к принятию решений о будущем космонавтики.
В АО «НПО Лавочкина» работы по созданию ряда крупногабаритных, развора¬
чиваемых в космосе систем КА (радиоантенн, панелей солнечных батарей, тормоз¬
ных аэродинамических экранов спускаемых в атмосферах планет аппаратов и др.),
спорадически проводились еще в 70-80-х годах прошлого века. Более планомерные
проектные и экспериментальные работы в этом направлении были выполнены в пе¬
риод 1995-2012 гг. после принятия предприятием решения о демонстрации возмож¬
ности изготовления крупногабаритных систем КА в виде надувных элементов кон¬
струкции (НЭК) и попытке реализации этой технологии в летно-конструкторских
испытаниях (ЛКИ).
Техническая сущность НЭК состоит в том, что эти конструкции, предварительно
уложенные в составе КА в компактный объем на этапах транспортировки, могут быть
развернуты в космосе или в атмосфере в рабочее положение заданной формы путем
подачи газа в полости герметичных оболочек, образующих эти формы.
В предлагаемой читателю монографии приведено описание ряда спроектирован¬
ных и подготовленных в АО «НПО Лавочкина» к летным испытаниям КА с НЭК:
ферменных конструкций (каркасов) для расправления рабочих поверхностей солнеч¬
ного паруса, систем развертывания панелей солнечных батарей КА, устройств для аэ¬
родинамического торможения аппаратов, доставляющих посадочные модули на по¬
верхности планет, обладающих разреженными и плотными атмосферами.
При этом достаточное внимание уделено выявлению преимуществ концепции
применения надувных элементов в конструкциях КА по сравнению с традиционно
используемыми жесткими их прототипами. Описан целый ряд разработанных кон¬
структивных схем НЭК, имеющихся материалов, пригодных для их изготовления,
технологии производства и методик, позволяющих испытывать системы и элементы,
входящие в структуру НЭК. Проведен анализ результатов ряда выполненных назем¬
ных и летных испытаний и сделанных по ним выводам по улучшению их конструк¬
ционных и эксплуатационных качеств.
Значительный объем книги посвящен описанию устройств для аэродинамическо¬
го торможения аппаратов, доставляющих посадочные модули с научной аппаратурой
на поверхности планет с атмосферой.
Настоящая книга является первой отечественной монографией, описывающей
приобретенный АО «НПО Лавочкина» опыт применения технологии НЭК в создава¬
емых этим предприятием КА и автоматических межпланетных станций. В ней скон¬
центрированы практически все имеющиеся сведения о вопросах применения НЭК
в конструкциях КА и АМС, освещенные на отечественных и международных научных
9

конференциях, опубликованные в научной литературе, изложенные в конструкторской
и научно-технической документации, разработанной предприятием и его смежниками.
Полученный опыт проектирования, теоретических исследований, разработки ма¬
тематических расчетных методов и экспериментальной отработки показал реальную
возможность и указал пути преодоления трудностей создания крупногабаритных на¬
дувных элементов КА и АМС; выявлена весовая эффективность конструкций этих
проектов, обеспеченность необходимыми и существующими на сегодняшний день
материалами и технологиями изготовления НЭК.
Установление преимуществ применения технологии НЭК в составе КА и АМС
характеризует её как одно из эффективных направлений прорывных космических
технологий, которое представляет собой, по нашему мнению, опережающий по про¬
гнозным срокам продукт деятельности отечественных специалистов, определяющий
прогресс в области космической деятельности на будущие десятилетия.
Анализ научно-технической информации о результатах исследований, проводив¬
шихся в прошлом и проводимых ныне зарубежными институтами, лабораториями
и предприятиями, свидетельствует о значительном внимании космических агентств
США, Европы и других стран к проблемам и способам их решения, излагаемым в на¬
стоящей книге.
Следует отметить, что основное финансирование работ по рассматриваемой
теме осуществлялось по контрактам, заключавшимся Европейским космическим
агентством (ЕКА) с Российским космическим агентством (РКА), а также, частично,
по гранту Российского. Фонда фундаментальных исследований (РФФИ) в 2006 году
и из бюджета РКА, выделявшегося на реализацию проекта миссии «Марс-96».
В связи с прекращением финансирования работ по описываемой здесь тематике
дальнейшее исследование проблем создания КА и АМС с надувными элементами
конструкции в РФ с 2008 года фактически было прекращено.
Монография может послужить стартовой информационной площадкой для специ¬
алистов предприятий РФ, которые могут в будущем, при организации государствен¬
ного финансирования, принять участие в разработке проектов КА и АМС с НЭК раз¬
личного назначения.
В заключение авторы настоящего издания считают своим долгом поблагодарить
руководителей проектов космических аппаратов и спускаемых в атмосферах пла¬
нет аппаратов с надувными устройствами, любезно предоставивших для исполь¬
зования в этой монографии соответствующую техническую и конструкторскую
документацию:
Тертерашвили Амирана Владимировича - главного конструктора проектов спу¬
скаемых аппаратов «Пенетратор» миссии «Марс-96», «Демонстратор» с надувными
тормозными устройствами (НТУ) и КА «Солнечный парус»;
Воронцова Виктора Александровича - главного конструктора по теме «Венера»,
«Вега-1, -2» и руководителю проекта «Mars Net Lander Mission»;
Полякова Александра Борисовича - ведущего конструктора проектов серии мар¬
сианских метеорологических станций (ММС);
Алексашкина Сергея Николаевича - руководителя работ по проектированию, из¬
готовлению СА с НТУ серии «Демонстратор» и организации их летных испытаний
с использованием PH «Волна», системы доставки грузов с МКС на базе модернизиро¬
ванной капсулы «Радуга» с НТУ и метеорологической станции «MetNet» для посадки
на поверхность Марса;
10

Кудряшова Виктора Алексеевича - руководителя работ по проектированию КА
«Солнечный парус» с развертываемым каркасом надувной конструкции и изготовле¬
нию его экспериментального образца для проведения летно-конструкторских испы¬
таний в составе с PH «Волна»;
Иванова Сергея Вениаминовича - руководителя проекта системы развертывания
и отверждения каркаса надувной конструкции панелей солнечных батарей КА IRIS
и организации их летных испытаний в составе с разгонным блоком «Фрегат».
Считаем также своим долгом поблагодарить руководство и коллектив Государ¬
ственного ракетного центра «Конструкторское бюро им. академика В.П. Маке¬
ева» - организатора летных испытаний СА с НТУ серии «Демонстратор», предо¬
ставлявшему для запуска этих изделий PH «Волна», а также специалистов смежных
организаций, принявших активное участие в отработке аэродинамики и тепловой
защиты описываемых в книге изделий: Ганиева Ю.Х., Землянского Б.А., Золотаре¬
ва С.Л., Кислых В.В., Румынского А.Н., Пугачева В.А. (ЦНИИмаш); Бедина А.П.
(ФТИ им. А.Ф. Иоффе); Сойнова А.И. (ЦАГИ); Аношко И.А., Ермаченко B.C. (ИТМО
им. А.В. Лыкова, Беларусь); Калашника В.Н., Красникова Ю.Д. (НИЦ ЦИАМ); Али¬
фанову О.М., Буднику С.А., Ненарокову А.В. (МАИ).
Искренняя благодарность авторов - ведущим специалистам АО «НПО Лавочки¬
на», особенно ярко проявивших высококвалифицированное творчество при выполне¬
нии работ по проектированию описанных в этой монографии изделий ракетно-кос¬
мической техники, внёсших большой вклад в поиск путей внедрения концепции
надувных элементов в конструкциях аппаратов космического назначения:
Акатьеву О.Б., Береговому С.Н., Бирюкову А.С., Богданову В.В., Богданову В.П.,
Власенко О.В., Горовцову В.В., Девяткину С.И., Дерюгину В.А., Дубовику В.Н.,
Егорову Н.Н., Зайко Ю.К., Защиринскому А.М., Иванкову А.А., Иванову С.В., Коз¬
лову И.А., Кудрявцеву А.Н., Кукушкину В.Е., Мартынову М.Б., Мешкову В.И.,
Ноздрачеву Е.Н., Острешко Б.А., Роговской В.А., Роговскому Г.Н., Романенко Ю.М.,
Стулову В.А., Сутугину С.Е., Устинову С.Н., Хованскову В.Е., Чаховскому А.Г., Чи-
жову М.А., Шматову С.И.
Авторы настоящего издания также благодарят Акимова А.И., Иванкова А.А.
и Котлярова Е.Ю. за оказанную помощь в графическом и иллюстративном оформле¬
нии результатов расчетно-теоретических исследований, полученных по рассматрива¬
емой теме.
Наконец, авторы монографии полагают приятной обязанностью выразить особен¬
но глубокую благодарность и уважение
Карчаеву Харуну Жекерияевичу - заместителю генерального директора и Поно¬
маренко Андрею Дмитриевичу - начальнику отдела международных отношений за
постоянную поддержку, продолжение контрактных отношений с Заказчиками работ
и обеспечение сохранности конфиденциальной информации.
Здесь уместно отметить факт заслуженного внимания научной общественности
России к выпускаемому в АО «НПО Лавочкина» научно-технического журналу, вхо¬
дящему в перечень журналов ВАК. В его номерах регулярно, 4-5 раз в год, публи¬
куются наиболее авторитетные результаты научных исследований и конструктор¬
ских находок, выявляемые в процессе проектирования автоматических космических
аппаратов для фундаментальных научных и прикладных исследований в области
космонавтики.
11

Поэтому от имени активистов творческого труда нашего предприятия благода¬
рим весь редакционный коллектив научно-технического журнала «Вестник НПО
им. С.А. Лавочкина» за ответственность и понимание необходимости распростра¬
нения знаний, научных и конструкторских результатов, накапливаемых в процессе
создания космической техники.
Большая доля результатов научных и проектных исследований, полученных при
проектировании и испытаниях описываемых в настоящей книге объектов космиче¬
ской техники, публиковались именно в этом журнале, получившем широкую призна¬
тельность в научных и технических кругах не только Российской Федерации.
Существенную роль в повышении научного и технического потенциала творче¬
ского коллектива АО «НПО Лавочкина» также играют проводимые под руководством
председателя Оргкомитета Карчаева Х.Ж. Научно-технические конференции с меж¬
дународным участием, где освещается широкий круг научных достижений в реше¬
нии актуальных задач проектирования автоматических космических аппаратов для
фундаментальных и прикладных исследований.
12

ВВЕДЕНИЕ
«Наука и опыт - только средства, только способ собирания материала
для разума... Один опыт я ставлю выше, чем тысячу мнений, рожденных
только фантазией».
М. В. Ломоносов
« Человек, никогда не совершавший ошибок, никогда не пробовал ничего но¬
вого. ... Учитесь у вчера, живите сегодня, надейтесь на завтра. Главное -
не прекращать задавать вопросы...»
Альберт Эйнштейн
«Жизнь человека не вечна, но наука и знания перерастают пороги
столетий».
Игорь Курчатов
Отправной точкой эры практической космонавтики - теории и практики навига¬
ции за пределами атмосферы Земли для исследования космического пространства
при помощи рукотворных аппаратов - во всем мире признано считать запуск в СССР
4 октября 1957 года первого искусственного спутника Земли (ИСЗ) (Победонос¬
цев Ю.А., 1957).
Рисунок В. 1. Первый искусственный спутник Земли «ПС-1»
13

Созданный гением Главного конструктора СССР С.П. Королёва и советских учё¬
ных М.В. Келдыша, М.К. Тихонравова, Н.С. Лидоренко, Г.Ю. Максимова и др., пер¬
вый ИСЗ «ПС-1» (рисунок В.1) был выполнен в виде герметичной сферы диаметром
всего 58 см, на которой снаружи выделялись две пары антенн длиной по 2,4 и 2,9 м.
Спутник имел массу 83,6 кг, летал 92 дня по эволюционирующей из-за торможе¬
ния в разреженных слоях атмосферы Земли эллиптической орбите (начальные па¬
раметры: апогей - 947, перигей - 288 км, период обращения - 96,7 мин), совершил
1440 оборотов вокруг Земли, вошел 4 января 1958 года в её атмосферу и сгорел.
Запущен ИСЗ «СП-1» был с помощью советской межконтинентальной баллисти¬
ческой ракеты (МБР) Р-7, разработанной и построенной конструкторским бюро Сер¬
гея Королёва ОКБ-1. Создатели ракеты дали ей название «Семёрка».
Создание МБР - ракеты-носителя (PH) для запуска первого ИСЗ - шло тернистым
путём. Пройдя ко времени запуска «СП-1» полный комплекс отработки и испытаний
её агрегатов, «Семёрка» была подвергнута заключительным лётным испытаниям.
Два из этих испытаний были аварийными, и один запуск PH был отложен по техни¬
ческой причине. В четвертом запуске был реализован успешный полет МБР до входа
в атмосферу, но при спуске в атмосфере на полигон произошло разрушение её голов¬
ной части.
И, наконец, после успешного полета пятой МБР было принято решение о запу¬
ске в космос первого в истории человечества искусственного спутника Земли (Чер-
ток Б.Е., 1999; Маров М.Я., Хантресс У.Т., 2013; Фипченко B.C. и др., 2018).
Отмеченная выше объемная, не без затрат времени на выявление и устранение те¬
оретических и технических ошибок, подготовка к первому проникновению в космос
показывает, что создание новых объектов космической техники и обеспечение на¬
дежного их функционирования на всех этапах полета сопровождается преодолением
трудного поискового пути.
Дальнейшее же развитие космонавтики демонстрировало непрерывное стремле¬
ние проектантов к усложнению форм, массы и габаритов космических аппаратов,
создаваемых для решения всё более усложняющихся задач фундаментального иссле¬
дования космического пространства и планет Солнечной системы.
Так, уже второй и третий ИСЗ в соответствии с решаемыми задачами показали
необходимость изменения формы, роста габаритов и массы КА этого типа. На ри¬
сунке В.2 приведена сборка отсеков ИСЗ «Спутник-2», устанавливаемых под кожух
конической формы высотой около 4 м и диаметром основания 2 м, составляющий
космическую головную часть ракеты-носителя.
Каждый из отсеков предназначался для размещения научной аппаратуры, ради¬
опередатчика, системы телеметрии, программного модуля, системы регенерации
и контроля температуры кабины, в которой размещался подопытный биологический
объект - собака «Лайка». Этот КА весил 508,3 кг и был запущен на орбиту ИСЗ
3.11.1957.
На этом же рисунке приведен внешний вид третьего ИСЗ, запущенного на орбиту
15 мая 1958 года, который был первым полноценным космическим аппаратом, об¬
ладающим всеми системами, присущими современным КА. ИСЗ также имел форму
конуса с диаметром основания 1,73 и высотой 3,75 м, на его борту было размещено
12 научных приборов, и он уже весил 1327 кг (Черток Б.Е., 1999).
Четвертый ИСЗ весом 4540 кг, отправленный на орбиту 15 мая 1960 года, пред¬
ставлял собой уже первый транспортный космический корабль (ТКК), содержащий
14

Рисунок В. 2. Сборка отсеков ИСЗ «Спутник-2» и внешний вид ИС’З «С'путник-3»
герметичную кабину весом около 2500 кг с грузом, имитирующим вес космонавта,
и оборудование, необходимое для обеспечения готовящегося полета человека в кос¬
мос. Рисунок В.З дает представление об общем виде ТКК «Восток» и «Союз» и их
габаритах.
Так, всего в течение двух с половиной лет существования практ ической космонав¬
тики значительно менялась форма, возрастали масса, продольные и поперечные раз¬
меры КА, представлявших собой класс ИСЗ и транспортных космических кораблей.
В последующем для решения ряда задач фундаментальных исследований планет,
галактик и других космических объектов потребовалось оснащать ИСЗ дополнитель¬
ным оборудованием, имеющим поперечные размеры, намного превышающие попе¬
речник головных обтекателей PH. Примерами этого могут служить такие элементы
конструкции космического аппарата, как солнечные батареи, антенны космических
радиотелескопов, тормозные аэродинамические экраны (ТАЭ) спускаемых в атмос¬
ферах планет аппаратов (СА), длинномерные штанги и фермы, удерживающие вы¬
носимые на большое удаление от КА приборы, и иное громоздкое оборудование.
Проблема размещения этого оборудования КА под обтекателями PH решалась путем
выполнения его в виде складываемо-развсртываемой конструкции.
Рисунок В. 3. Транспортные космические корабли «Восток» и «Союз»
15

Так, к запуску в сентябре 1975 года с помощью проектируемой в СССР тяжелой
ракеты «Н-1» в НПО им. С.А. Лавочкина были подготовлены проекты автоматиче¬
ской межпланетной станции (АМС) «Марс-5НМ», предназначенной для доставки
на поверхность планеты Марс самоходного аппарата «Марсоход» (один вариант),
и возвращаемой ракеты для доставки на Землю образцов марсианского грунта (вто¬
рой вариант) (Маров М.Я., Хантресс У.Т., 2013; Финченко ВС. и др., 2018).
Конфигурация АМС «Марс-5НМ» приведена на рисунке В.4. Масса этой станции
составляла около 20 тонн. Станция включала орбитальный аппарат (ОА) массой 3600
кг, предназначенный для доставки на Марс посадочного аппарата (ПА), и размещения
на орбите искусственного спутника Марса ОА, который выполнял прием телеметри¬
ческой информации во время снижения и посадки ПА на марсианскую поверхность
и передачу её на приемные пункты Земли.
Рисунок В.4. Конфигурация АМС «Марс-5НМ» с раскрывающимися щитками
Посадочный аппарат АМС «Марс-5НМ» массой около 20 тонн имел ТАЭ с жест¬
кой центральной частью диаметром 6,5 м и 30 закрепленных по её периметру жестких
лепестков (щитков), направленных при размещении АМС под обтекателем PH вдоль
её продольной оси, как показано на левой части рисунка В.4. После перевода АМС
на межпланетную траекторию полета лепестки должны были открываться, форми¬
руя жесткий лобовой аэродинамический конус диаметром 11 м со скошенным срезом
его основания для обеспечения балансировочного угла ПА при спуске и движении
в атмосфере Марса с аэродинамическим качеством заданной величины.
Более продвинутым по конструкции АМС для исследования Марса стал следую¬
щий проект НПО им. С.А. Лавочкина АМС «Марс-5М» разработки 1974-78 гг. Мас¬
са этой АМС, состоящей также из орбитального блока и посадочного аппарата, со¬
ставляла 8 тонн. В этом проекте увеличение площади тормозной поверхности ПА
АМС до необходимой для спуска в разреженной атмосфере Марса величины было
решено достигнуть за счет использования разворачиваемого перед входом в атмос¬
феру тормозного устройства. Этот тормозной экран имел форму зонта, показанную
на рисунке В.5 (Финченко B.C. и др., 2018), имеющего диаметр 11 м, который более
чем в 2 раза превышал диаметр головной части PH «Протон-К».
16

Рисунок В.5. Конфигурация
расположения орбитального блока
и посадочною аппарата АМС «Марс-5М»
Наконец, современным примером необ¬
ходимости использования разворачиваемо¬
го вспомогательного оборудования функци¬
онирующих в космосе КА может служить
функционирующая до сего года космиче¬
ская обсерватория «Спектр-Р», изготовлен¬
ная по проекту НПО им. С.А. Лавочкина.
Космический аппарат «Спектр-Р» запущен
18 июля 2011 года для исследования с орби¬
ты ИСЗ удаленных космических объектов
(ядер галактик, чёрных дыр, нейтронных
звёзд и т.д.) (Автоматические космические
аппараты...у 2010; Александров Ю.А. и др.у
2011). Оборудование этого КА включает
комплекс научной аппаратуры для сбора
информации, в который входит космиче¬
ский радиотелескоп (КРТ), главное зерка¬
ло параболической формы которого имеет
диаметр 11 м, и формируется после выве¬
дения на рабочую орбиту КА раскрытием
отдельных жестких лепестков, как показано
на рисунке В.6.
Рисунок В.6. Вид формы антенны радиотелескопа КА «Спектр-Р» в сложенном,
транспортном и в раскрытом - рабочем положениях
В ближайшей перспективе следует ожидать использования для разгона КА до ско¬
ростей, обеспечивающих полет и маневрирование к удаленным планетам Солнечной
системы и даже выход за её пределы, солнечных парусов, воспринимающих давление
солнечного света. Общая площадь поверхностей этих парусов может достигать мно¬
гих соген квадратных метров, и, очевидно, что каркасы парусов должны выполняться
раскрываемыми в рабочее положение после выведения КА в космос и с возможно¬
стью поворота по отношению к направлению потока солнечного света.
Проектные разработки раскрываемых громоздких элементов конструкции КА:
тормозных аэродинамических экранов (ТАЭ) АМС «Марс-5НМ» и «Марс-5М», КРТ
КА «Спектр-Р» показали наличие ряда недостатков этих конструкций. Так, ТАЭ АМС
«Марс-5НМ», на наружную поверхность которых должно наноситься теплозащитное
17

покрытие (ТЗП), потребовало разработки сложной конструкции ТЗП в местах сочле¬
нения раскрываемых щитков с центральной частью ТАЭ.
Лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) станции «Марс-5М», выполненный
в виде зонтичного устройства со спицами, обтянутыми тканью, стойкой к высоким
температурам (свыше 1500 К), имеет впадины поверхности между спицами (рису¬
нок В.6). Это вызывает повышение тепловых и аэродинамических нагрузок в локаль¬
ных местах наружной поверхности ЛАЭ, сложную картину и структуру течения сжа¬
того слоя газа вдоль поверхности экрана, особенно при ненулевых углах атаки спуска
в атмосфере Марса.
Внутренняя параболическая поверхность зеркала КРТ КА «Спектр-Р», образован¬
ная после раскрытия состыковкой соседних лепестков, имеет щели незначительной
ширины, нарушающие непрерывную гладкость поверхности, особенно при неравно¬
мерном поле температур при нагреве солнечным излучением. Для устранения этого
недостатка требуются дополнительные мероприятия.
Существенным же общим недостатком, кроме выше отмеченных, является значи¬
тельный вес описанных громоздких элементов конструкции, влияющих на суммар¬
ную массу КА.
В 90-е годы прошлого века научно-конструкторским коллективом НПО
им. С.А. Лавочкина начали предприниматься попытки внедрения в практику проек¬
тирования КА идеи о выполнении некоторые громоздких развертываемых элементов
конструкции создаваемых КА и АМС в виде надувных конструкций.
Идея использования надувных элементов конструкции (НЭК) в составе КА
в СССР и в США проявилась в 60-е годы прошлого столетия, почти одновременно
с проектированием последующих после запуска советских ИСЗ «СП-1» космических
аппаратов (Роготовский О. А. и др., 2010; Алексашкин С.Н. и др., 2010).
Однако открытая информация о программах и проектах, направленных на ре¬
ализацию этой идеи, появилась только в начале 90-х. В эти годы в России в НПО
им. С.А. Лавочкина в соответствие с программой Российского космического агент¬
ства (РКА) была начата разработка спускаемого аппарата «Пенетратор» для проекта
«Марс-96» (Внедряемый исследовательский зонд, 1991; Финчеико B.C. и др., 2018),
информация о котором Россией достаточно широко освещалось в научной и техни¬
ческой литературе.
К одной из первых отечественных, публично освещенных работ о возможности
применения надувного тормозного устройства (НТУ) в конструкции аппарата, спу¬
скаемого в атмосфере планеты, относится доклад специалистов НПО им. С.А. Лавоч¬
кина в Киеве на 4-м Украинско-Российско-Китайском симпозиуме «Космическая на¬
ука и технология SST-4», состоявшемся 12-17.09 1996 г. (Bogdanov VV, Kremnev R.S.
et al., 1996).
В тезисах Международного астронавтического конгресса (IAC), состоявшегося
в октябре следующего года в Турине (Италия), этими же специалистами была пока¬
зана возможность реализации спуска грузов с орбиты ИСЗ с помощью контейнеров,
оборудованных теплозащитными аэродинамическими экранами надувной конструк¬
ции (Bogdanov V, Rodimov R. et al., 1997). В этом же году на конференции в ЦНИ-
Имаш были освещены первые результаты испытаний тепловой защиты надувного
тормозного устройства (НТУ) СА «Пенетратор» миссии «Марс-96» (Bogdanov V,
Pichkhadze К.М., et al., 1997).
18

Позже, в статье (James Oberght., 2003), появившейся после опубликования в Бюл¬
летене Европейского космического агентства (ЕКА) результатов спуска в атмосфере
Земли СА с НТУ «Демонстратор», разработанного в НПО им. С.А. Лавочкина по кон¬
тракту ЕКА с Российским космическим агентством (Marraffa L., Finchenko V et al.,
2000), описаны попытки в США еще в 1962 году реализовать идею создания КА так¬
же надувной конструкции.
В начале XXI века космические агентства России, Европы и США проявили инте¬
рес к проектированию КА с надувными элементами конструкции и приступили к их
созданию для экспериментальной и летной отработки. Так, по контрактам ЕКА с РКА
в первом десятилетии текущего столетия был разработан ряд проектов СА для посад¬
ки на поверхности планет с атмосферой, и некоторые из них изготовлены для про¬
ведения экспериментальной и летной отработки. Подобные работы уже проведены
и NASA в США и продолжаются до настоящего времени. Работы по дальнейшему ис¬
следованию проблем, рассматриваемых в настоящей книге, в России приостановлены
из-за отсутствия финансирования в виду отсутствия этой темы в Федеральной про¬
грамме корпорации «Роскосмос».
Отмеченные обстоятельства свидетельствуют о повышенном интересе зарубеж¬
ных космических агентств к внедрению в область космической техники надувных
элементов в конструкциях космических аппаратов.
Далее в соответствующих главах монографии в достаточно краткой форме, а ино¬
гда и более подробно описаны основные результаты, достигнутые в АО «НПО Ла¬
вочкина» при конструировании, теоретических и экспериментальных исследованиях,
производстве макетов и изделий для летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) КА
и их составных частей с элементами надувной конструкции.
Наиболее отработанным из всех проектов КА с НЭК следует признать систему
развертывания панелей солнечной батареи КА IRIS (Inflatable Rigidizable System).
Каркас батареи представлял собой раскрываемую конструкцию из надувных элемен¬
тов трубчатого сечения, выполненных из полимерных композиционных материалов,
ужесточаемых (отверждаемых) под воздействием факторов космического простран¬
ства. КА 1R1S был успешно выведен разгонным блоком «Фрегат» на орбиту ИСЗ,
каркас батареи штатно раскрыт путем подачи газа в полости его трубчатых элемен¬
тов. Последующие радиолокационные и оптические наблюдения полета КА 1RIS под¬
твердили выполнение всех этапов раскрытия каркаса и ужесточение его конструкции.
Также близкой к окончательному выводу об успешности результатов проектиро¬
вания, технологии изготовления и летных испытаний можно считать конструкцию
спускаемого аппарата с надувным тормозным устройством «Демонстратор-2Р». Этот
аппарат был четвертым в серии летных испытаний.
Степень выполнения задач ЛКИ первого СА с НТУ в 2000 году была оценена
специалистами Заказчика величиной 80%. Второй (2001 год) и третий (2002 год) ап¬
параты из-за сбоя в работе PH «Волна» не были выведены на траекторию полета к по¬
лигону их посадки.
Последний, четвертый (2005 год), пуск СА с НТУ «Демонстратор-2Р» был наи¬
более удачным: пройден пик тепловых и аэродинамических нагрузок, выход из зоны
окружения СА облаком плазмы и спуск вне этой зоны в течение 23 секунд, дости¬
жение высоты 49-45 км. Средствами наблюдения спуск объекта на чистом летнем
небосклоне к месту посадки обнаружен не был.
19

АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР СОСТОЯНИЯ
ВОПРОСОВ РАЗВИТИЯ КОНЦЕПЦИИ
ПРИМЕНЕНИЯ НАДУВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ В ИЗДЕЛИЯХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
ШКОНЦЕПЦИЯ И ТЕХНОЛОГИЯ ПРИМЕНЕНИЯ
НАДУВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ
В СОСТАВЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Конструкция изделий ракетно-космической техники (РКТ), особенно функциони¬
рующих в условиях невесомости космических аппаратов (КА), является достаточно
сложной системой сочлененных несущих и вспомогательных элементов, выполнен¬
ных из металлических, композитных, углеродных, пластмассовых, пленочных поли¬
амидных и прочих материалов.
С усложнением и расширением круга решаемых в космонавтике задач появляется
необходимость оснащать несущую конструкцию КА и её составные части дополни¬
тельным оборудованием:
- выносимыми далеко за границы основной конструкции КА научными приборами;
- радио- и телеантеннами;
- экранами для аэродинамического торможения аппаратов при движении их в ат¬
мосферах планет;
- раскрываемыми панелями солнечных батарей (СБ);
- антеннами космических радиотелескопов (КРТ);
- светоотражающими поверхностями солнечных парусов КА и др.
Это оборудование выполняется традиционно в виде жестких конструкций и уста¬
навливается на КА с помощью жестких штанг и ферм, выдерживающих силовые
нагрузки, возникающие при транспортировках и запуске изделий в космос, где в ус¬
ловиях невесомости эти нагрузки значительно уменьшаются. Очевидным также яв¬
ляется то, что масса такого дополнительного оборудования и силовых связей его с ос¬
новной, несущей, частью космического аппарата вносит существенный вклад в его
общий вес. Кроме того, в жестком виде выполненное дополнительное оборудование
и связующие его с КА элементы занимают значительную часть пространства под го¬
ловными обтекателями (ГО) ракет-носителей (PH) и других транспортных средств.
Поэтому логично было бы выполнять эти элементы конструкции КА легко уклады¬
ваемыми в компактный объем в транспортном положении и надежно раскрываемыми
в рабочее состояние - после вывода аппарата в космос.
Эти требования могут быть выполнены, если формировать внешние контуры ука¬
занного оборудования и ферменных конструкций из эластичных, легко сминаемых
материалов, образующих соответствующие герметичные полости, заполняемые га¬
зом при раскрытии этих конструкций в рабочее положение.
В этом и заключается концепция - главный замысел, определяющий направление
и стратегию действий проектантов при разработке технологии применения надувных
20

1-1
элементов конструкции (НЭК) в изделиях РКТ. Здесь под технологией будем пони¬
мать совокупность методов и инструментов для достижения желаемого результата,
т.е. в широком смысле слова - научного знания, обеспечивающего решение практи¬
ческих задач по внедрению концепции НЭК в практику проектирования космической
техники.
В данном случае речь идет о принципиально ином подходе к формулировке кон¬
цепции НЭК, связанной с созданием и практическим применением только тех элемен¬
тов конструкции КА, которые допускают замену традиционных элементов, обладаю¬
щих высоким уровнем жесткости при гарантированном обеспечении характеристик
НЭК. и удовлетворяют техническим ограничениям и динамическим граничным усло¬
виям решения целевой задачи.
Сама по себе технология создания оболочечных (как правило, мягких) надувных
конструкций атмосферных летательных аппаратов различного назначения имеет дав¬
нюю и достаточно хорошо известную предысторию. Примерами реализации этой
технологии могут служить воздушные шары, стратостаты, мягкие дирижабли, аэро¬
статы, использовавшиеся в период Великой Отечественной войны 1041 — 1945 гг. в ка¬
честве заградителей воздушного пространства от вражеской авиации, и другие изде¬
лия техники, приобретающие заданную форму при наполнении их полостей газом.
Более широко и разнообразно технология создания оболочечных надувных кон¬
струкций как дополнительного оборудования, так и некоторых космических аппара¬
тов в целом, по мнению современных специалистов, может быть широко и успешно
использована при создании новых образцов космической техники.
Например, в конструкции космического аппарата, движителем которого предусма¬
тривается использовать солнечный парус, каркас последнего может быть выполнен, как
показано на рисунке l.l, в виде длинных, развертываемых в космосе надувных штанг
с закрепленной между ними светотражаюшей пленкой, воспринимающей солнечное
давление. Это давление обусловливает движущую силу, которую можно использовать
для эволюции орбиты и формирования траектории межпланетного перелета КА.
Рисунок 1.1. Космический аппарат с силовой установкой в виде солнечного паруса
21

1-1
Рисунок 1.2. Космический аппарате надувными каркасами панелей солнечной батареи
Поперечные размеры такой конструкции могут достигать нескольких десятков
метров, а площадь поверхности солнечного паруса - нескольких сотен квадратных
метров. При этом общая поверхность паруса может быть выполнена из отдельных
лопастей, каждая из которых обладает подвижностью для обеспечения управляемо¬
сти полетом КА.
С ростом объема задач, которые ставят-
ся перед современными КА для фундамен¬
тальных исследований тайн Вселенной,
увеличивается их электропотребление, для
чего необходимо использование солнечных
батарей больших площадей. Заметим, что
силовые каркасы, несущие панели бата¬
реи с преобразователями солнечного света
в электрическую энергию, в настоящее вре¬
мя выполняются в виде жесткой рамочной
конструкции. В случае батарей большой
площади они разбиваются на секции, скла¬
дываемые под головными обтекателями PH
в гармошку, развертываемую в рабочее по¬
ложение после вывода аппарата в космос.
Такие батареи имеют большой вес, и этот су¬
щественный недостаток может быть устра¬
нен путем реализации концепции НЭК -
выполнением каркаса солнечной батареи
надувной конструкции.
Рисунок 1.3. Концептуальный
вид КА с антенной космического
радиотелескопа
22

1-1
Рисунок 1.4. Вид надувной фермы в развернутом и уложенном в контейнер виде
На рисунке I.2 приведен обший вид космического аппарата с каркасами панелей
солнечных батарей такой конструкции. Слева показан аппарат с блоком выведения
его на орбиту и со сложенными панелями СБ в компактный объем на борту КА,
а справа - платформа, несущая развернутые панели солнечных батарей.
С использованием технологии НЭК может быть создана также крупногабаритная
параболическая антенна космического радиотелескопа, разворачиваемая на орбите
его функционирования - рисунок 1.3.
Соединение удаленного от КА его дополнительного оборудования с несущей
платформой аппарата может быть также выполнено в виде статически и динамически
устойчивых надуваемых газом ферм, пример конструкции одной из которых приве¬
ден на рисунке 1.4.
Концепция использования НЭК в конструкциях КА позволит решить также широ¬
кий спектр задач космонавтики, касающихся организации эффективного аэродинами¬
ческого торможения движущихся в атмосферах планет аппаратов, предназначенных
для посадки на их поверхности. Обычно для этой цели лобовая или хвостовая части
движущихся в атмосфере аппаратов оснащаются тормозными аэродинамическими
экранами в форме сегмента, конуса, тора или их комбинацией, образующей сегмен¬
тально-коническую форму КА.
Проектирование, изготовление, экспериментальную отработку, установку ТАЭ
на конструкции движущихся в атмосферах планет аппаратов, проведение их летных
испытаний будем в дальнейшем называть технологией создания спускаемых аппара¬
тов с надувными тормозными устройствами (СА с НТУ).
Реализация этой технологии позволит решить ряд важных и сложных задач
космонавтики:
- обеспечить возврат на земную поверхность и спасение отработавших после запу¬
ска PH её разгонных блоков и ступеней. Для этого к спасаемому разгонному бло¬
ку в качестве ТАЭ пристыковывается раскрываемое перед входом в плотные слои
атмосферы НТУ конической формы по схеме, показанной на рисунке I.5. В слу¬
чае необходимости спасения удлиненной ступени, на корневой её части может
быть закреплена охватывающая по её диаметру «юбка» в форме тора или конуса.
23

1-1
Рисунок 1.5. Схема работы системы возврата и спасения отработавших разгонных блоков PH
по технологии СА с НТУ
обеспечивающая под действием аэродинамических сил при падении в атмосфе¬
ре заданную балансировку и эффективное, в дополнение к парашютной системе,
торможение спасаемой ступени;
- осуществить возврат с орбит и спасение спутников с ценным оборудованием и ре¬
зультатами научных исследований после выполнения программы их полёта. В этом
случае спутник запускается на орбиту с присоединенным к нему коническим НТУ
рабочая орбита
раскрПние
2-го касмда НТУ
посад *з
вывод
на раирчую
орбигу[
реактивное
торможение
запуск
аэродинамическое
торможение
раскрытие
1 го каскада НТУ ф-'
отделение ТДУ
вход
в атмосферу
ИСЗ с системой
возвращения
двигатель^
торможения
Рисунок 1.6. Схема применения технологии СА с НТУ для возврата с орбит спут ников
с ценным оборудованием
24

1-1
в сложенном состоянии и платформой с тормозной двигательной установкой (ТДУ)
для свода спутника с орбиты. Схема функционирования спутника и посадки на по¬
верхность Земли показана на рисунке 1.6. НТУ в период штатной работы находится
в уложенном в компактный объем состоянии. Перед возвращением спутника в за¬
данной точке орбиты включается ТДУ, отрабатывающая необходимый тормозной
импульс и сбрасываемая вместе с платформой. Затем Н ГУ разворачивается в рабо¬
чее положение, и СА с НТУ входит в атмосферу Земли. Необходимую для безопас¬
ной посадки на земную поверхность скорость обеспечивает суммарная площадь
поверхности I-го и 2-го каскада НТУ;
- организовать регулярный обмен грузами между наземными пунктами и пило¬
тируемой Международной космической станцией (МКС). Схема доставки груза
с МКС с использованием технологии СА с НТУ приведена на рисунке 1.7. В со¬
ответствии с ней экипаж МКС размещает и балансирует груз в контейнере, сты¬
кует с ним НТУ со сбрасываемой после отработки ТДУ необходимого импуль¬
са платформой, помещает контейнер в шлюзовую камеру и отделяет СА с НТУ
от МКС. Грузовые контейнеры на МКС могут доставляться транспортными кос¬
мическими аппаратами «Союз», «Прогресс-М», Шаттл и др.
Помимо этой схемы, груз с МКС может быть доставлен по безымпульсной схе¬
ме, защищённой патентами РФ № 2381967 на изобретение (Финченко B.C., Пичхад¬
зе К.М. и др., 2008) и № 82679 на полезную модель (Финченко B.C., Пичхадзе К.М..
и др., 2008), в соответствии с которой СА с НТУ с орбиты после отделения от МКС
сводится не реактивным тормозным двигателем, а за счёт эволюции орбиты вслед¬
ствие аэродинамического торможения в разреженных слоях атмосферы Земли (Де¬
рюгин В.А., и др., 2000; Kerry Т. Nock, 2003; Пичхадзе К.М. и др., 2005; Иванков А.А.,
Пичхадзе К.М. и др., 2009).
Рисунок 1.7. Схема применения технологии СА с НТУ для доставки грузов с МКС
25

раскрытие
2-го каскада НТУ
Рисунок 1.8. Схема использования технологии СА с НТУ для посадки исследовательских
станций с орбиты на поверхности планет с атмосферой
- обеспечить посадку исследовательской станции на поверхность планеты с атмос¬
ферой. Решение этой задачи с использованием технологии СА с НТУ осуществля¬
ется аналогично спуску спутников с орбиты по схеме, показанной на рисунке 1.8.
Для этого к посадочному аппарату (ПА) (исследовательской лаборатории) крепит¬
ся двухкаскадный ТАЭ надувной конструкции, исключающий необходимость ис¬
пользования парашютной системы посадки. НТУ первого каскада развертывается
Рисунок 1.9. Общий вид КА с НТУ пилотируемой экспедиции к Марсу
26

1-1
I - платформа; 2 - двигательная установка;
3 - приборный контейнер; 4 - НТУ;
5 - торовые элементы НТУ; 6 - чехол элементов НТУ;
7-баллоны со сжатым газом системы наддува НТУ;
8 - топливные баки; 9 - снимаемый объект;
10 - устройство для удержания снимаемого объекта;
II - ленты стяжные.
Рисунок 1.10. Схема СА с НТУ для захвата и спуска космического мусора в атмосферу
в космосе до подлета ПА к атмосфере и обеспечивает его тепловую защиту и аэ¬
родинамическое торможение на участке траектории движения со сверхзвуковыми
скоростями, а второй каскад - при достижении дозвуковой скорости спуска уже
в более плотных слоях атмосферы.
Интересна, с точки зрения практики, возможность осуществления посадки
на поверхность Марса многотонного модуля пилотируемой космической станции,
иллюстрируемой рисунком 1.9. В работе (Finchenko V, et al., 2004) приведены ре¬
зультаты оценки двух вариантов возможного снижения скорости подлета к Марсу,
равной 5,7 км/с, до необходимой орбитальной (около 3,5 км/с) пилотируемого поса¬
дочного модуля (ПМ) массой 70 тонн. Один вариант осуществляется с помощью ре¬
активного торможения, второй - с использованием аэродинамического торможения
путем рикошетировании (погружения КА с ПМ в атмосферу планеты до некоторой
высоты с последующим выходом его из атмосферы на круговую орбиту искусствен¬
ного спутника Марса). В первом случае для выработки тормозного импульса по¬
требно около 48 тонн горючего, во втором - достаточно снабдить КА аэродинами¬
ческим тормозным экраном в виде НТУ конической формы с диаметром основания
около 23 м (рисунок 1.9). Масса такого НТУ вместе с тепловой защитой составит
всего около 9 тонн;
- осуществлять спуск с орбиты ИСЗ «космического мусора» путем захвата его ма¬
нипуляторами приблизившегося к удаляемому объекту СА, снабженного НТУ,
как показано на рисунке 1.10 (слева - СА с компактно сложенным НТУ, справа
СА с развернутым НТУ и захваченным объектом.
Вышеописанные примеры областей применения надувных элементов в конструк¬
циях КА дают возможность сформулировать основные этапы реализации концеп¬
ции НЭК КА (Полищук Г.М. и др., 2005; 2006; Finchenko VS., Polishchuk G.M., 2007;
Finchenko VS., Alexashkin S.N., 2010).
27

1-1
Последовательность работ:
- проводится скрупулезный анализ элементов конструкции конкретного образца
космического аппарата, базирующийся на основе эвристических соображений
либо на основе существующего банка данных характеристик этих элементов.
В результате этого анализа определяется номенклатура возможных элементов
конструкции КА, ранее изготавливаемых из твердых материалов (металлов,
пластмасс, композитов и т.д.), допускающих замену их надувными элементами;
- осуществляется выбор материалов для изготовления всей номенклатуры заменя¬
емых элементов конструкции КА на их надувные аналоги, и определяются их
характеристики при температурных и физических условиях функционирования;
- применительно к выявленным жестким элементам конструкции, априори допу¬
скающим их замену НЭК, разрабатываются адекватные математические модели,
описывающие функционирование систем с НЭК в реальных условиях примене¬
ния, а также математические методы их решения;
- на базе комплекса методов оценки допустимых конструктивных характеристик
НЭК, удовлетворяющих решению поставленной задачи, определяются требова¬
ния к НЭК, гарантирующие нахождение решения при заданном уровне использу¬
емого критерия качества (в том числе и векторного типа);
- определяются условия создания НЭК и разрабатывается технология их производ¬
ства, удовлетворяющих сформулированным к ним требованиям;
- в силу практической невозможности создания математических моделей, точно
описывающих функционирование НЭК в условиях космоса, и из-за наличия неу¬
странимой неопределенности этих условий выбранные НЭК подвергаются опыт¬
ной отработке в наземных условиях на специально созданной экспериментальной
базе, которая допускает гарантированное выполнение определяющих критериев
подобия при моделировании и оценку погрешностей, связанных с наличием мас¬
штабных эффектов;
- завершающим этапом отработки конкретного образца НЭК служат летно-кон¬
структорские испытания (ЛКИ), воспроизводящие реальные или близкие к ним
условия функционирования, по результатам которых принимается решение о воз¬
можности использования НЭК в штатных условиях космического полета при осу¬
ществлении той или иной отечественной или международной Программы.
Сформулированные этапы работ определяют перечень и совокупность науч¬
ных, научно-технических, методических и организационно-технических положений
по созданию новых технологий в области совершенствования космической техники,
которые должны быть направлены на разработку концепции и общей методологии
применения НЭК при проектировании образцов космической техники.
К этим направлениям следует отнести:
- создание комплекса научно-методического, алгоритмического и программного
обеспечения для математического моделирования функционирования НЭК в ус¬
ловиях реального полета;
- создание, отработку и практическое внедрение технологии изготовления НЭК
из экологически чистых материалов, удовлетворяющих сформулированным
требованиям;
- разработку методик испытаний и проведение аэродинамических, аэротермоди-
намических, вибропрочностных, бросковых, тепловакуумных и других видов ис¬
пытаний НЭК и КА с НТУ в наземных условиях;
28

1-1
- создание уникальной испытательной базы и дооснащение необходимым оборудо¬
ванием экспериментальных стендов организаций-соисполнителей работ;
- отработку и экспериментальную проверку технических решений по созданию
НЭК на основе ЛКИ.
Начальная стадия разработки указанных направлений работы по реализации кон¬
цепции КА с НЭК и технологии СА с НТУ была осуществлена в Научно-производ¬
ственном объединении им. С.А. Лавочкина (НПОЛ) (с 2018 г. - АО «НПО Лавочкина»)
и его дочерней организации Научно-исследовательский центр им. Т.Н. Бабакина (НИЦ
Бабакина). Проектирование, производство основной части КА с НЭК и СА с НТУ
и проведение ЛКИ некоторых из них происходило в период с 1992 по 2015 гг.
В таблице 1.1 приведены наименования этих проектов, период работы над их вы¬
полнением и конечный результат проектирования и испытаний, а в таблице 1.2 - га¬
баритно-массовые характеристики изделий этих проектов.
Таблица 1.1. Проекты КА и СА с НЭК НПОЛ и НИЦ Бабакина 1992-2015 гг.
№
проектируемое изделие
период
работы
результат
1
СА с НТУ «Пенетратор» КА «Марс-96»
1992-1996
запуск на ЛКИ
2
СА с НТУ «Демонстратор»
1999-2000
ЛКИ, найден, разрушен
3
СА с НТУ системы спасения РБ «Фрегат»
1999-2000
ЛКИ, найдены фрагменты
4
СА с НТУ «Демонстратор-1»
2000-2001
запуск на ЛКИ
5
СА с НТУ «Демонстратор-2»
2000-2002
запуск на ЛКИ
6
СА с НТУ «Демонстратор-2Р»
2002-2005
ЛКИ, анализ ТМИ*
7
контейнер с НТУ (доставки груза с МКС)
2001-2001
проектная документация
8
СА ММС с НЭК
2001-2002
проектная документация
9
капсула EXPERT с НТУ
2002-2002
расчетные исследования
10
КА с НЭК «Солнечный парус»
2000-2005
запуск на ЛКИ
11
разгонный блок «Фрегат (РБФ)
с солнечной батареей (СБ) на каркасе
надувной конструкции
2002-2010
ЛКИ, СБ раскрыта,
каркас отвержден,
1,5 года оптических
наблюдений
12
ПА с НТУ для посадки на Марс
2002-2004
проектная документация
13
НТУ для СА АМС «Венера»
2009-2009
расчетные исследования
14
СА Met-Net с НЭК
2011-2015
изготовлен ряд макетов
Все перечисленные в таблице 1.1 проекты, за исключением проектов № 1 - СА
с НТУ «Пенетратор» автоматической межпланетной станции (АМС) «Марс-96»
и № 13 - НТУ для СА АМС «Венера», были выполнены по контрактам, финансируе¬
мым фирмами и организациями ЕКА: European Space Research and Technology Centre
(ESTEC), Rostock Raumfahrt und Umweltschutzt GmbH (RST GmbH, Росток, Герма¬
ния), International Science&Technology Center (ISTC - МНТЦ), Astrium GmbH (Бре¬
мен, Германия) и Финляндский метеорологический институт (Finnish Meteorological
Institute (FMI, Хельсинки)).
Заказчиком проекта КА с НЭК «Солнечный парус» выступила неправительствен¬
ная организация «Американское планетарное общество» (The Planetary Society).
29

1-1
Таблица 1.2. Габаритно-массовые характеристики спроектированных КА и СА с НЭК
проект
масса СА
с НТУ, кг
масса НТУ
(НЭК)
с теплозащитой,
кг
диаметр
ОНТУ, м
диаметр
ДНТУ, м
СА с НТУ «Пенетратор»
КА «Марс-96»
130
22,4
2,3
3,8
СА с НТУ «Демонстратор»
112
14,5
2,3
3,8
СА с НТУ системы спасения
РБ «Фрегат»
1820
673
6,0
14,0
СА с НТУ «Демонстратор-1»
138,5
33,3
2,3
3,8
СА с НТУ «Демонстратор-2»
138
33,3
2,3
3,8
КА с НЭК «Солнечный парус»
1380
-
-
-
СА с НТУ «Демонстратор-2Р»
138
33,3
2,3
3,8
контейнер с НТУ
для доставки груза с МКС
170; 200; 350
90; 117,5; 240
2,5; 2,5; 2,5
6,4; 6,4; 8,6
СА ММС с НЭК
20
4,8
1,2
2,0
ПМ с НТУ
для посадки на Марс
70000
8800
23
отсутствует
НТУ для СА АМС «Венера»
238
48
2,5
отсутствует
СА Met-Net с НЭК
18
4,5
1,0
2,8
капсула EXPERT с НТУ
150, 450
10,4...12,5
1,42...3,24
отсутствует
В последующих главах книги будут приведены более подробные описания кон¬
струкции и характеристик изделий этих проектов, технологии изготовления изделий,
результатов расчета характеристик составных частей этих изделий, результатов лабо¬
раторных испытаний и исследований, методик отработки на стендовых установках
наземной экспериментальной базы, результатов летных испытаний.
Руководствуясь обозначенными выше этапами, направлениями работ и историче¬
ским опытом создания и внедрения в конструкцию создаваемых КА, их составных
частей и элементов надувной конструкции, в НПОЛ за период с 1995 по 2015 г. вы¬
полнен достаточно большой объем научной, проектной и технической информации.
Эта информация содержится в научно-технических отчетах НПОЛ, НИЦ Бабакина,
организаций-соисполнителей экспериментальных исследований, в статьях научных
журналов, сборниках докладов на Российских и Международных конференциях.
Настоящая книга объединяет и представляет в компактном виде всю эту инфор¬
мацию, которая может стать фундаментом и отправной площадкой при продолжении
развития и реализации концепции и технологии использования надувных элементов
в конструкциях создаваемых новых образцов ракетно-космической техники.
Далее приводится краткое описание истории возникновения идеи о применении
НЭК в составе КА и развития этой концепции в основном в направлении реализации
технологии СА с НТУ.
30

1-2
ИЗ КРАТКАЯ ИСТОРИЯ ВОЗНИКНОВЕНИЯ
И РАЗВИТИЯ В РОССИИ И ЗА РУБЕЖОМ
КОНЦЕПЦИИ СОЗДАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ С НАДУВНЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ
КОНСТРУКЦИИ И АППАРАТОВ
С НАДУВНЫМИ ТОРМОЗНЫМИ
УСТРОЙСТВАМИ, СПУСКАЕМЫХ
В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ
Раннее во введении отмечалось, что идея использования надувных элементов в кон¬
струкциях космической летательной техники описывалась ещё в 60-е годы прошло¬
го столетия, когда начались интенсивные запуски первых искусственных спутников
Земли. Правда, основной поток открытой информации о программах и проектах, на¬
правленных на реализацию этой идеи, появился лишь в начале 90-х годов. В эти годы
в России в НПОЛ была начата разработка спускаемого на поверхность Марса аппа¬
рата «Пенетратор» с надувным тормозным устройством проекта АМС «Марс-96»
(.Внедряемый исследовательский зонд, 1991), информация о создании которого на¬
чала освещаться в российской научно-технической литературе и первым докладом,
представленным зарубежным специалистам, была работа (Bogdanov V.V. et al., 1996).
В докладе было показано, что если спроектировать движущийся в атмосфере планеты
аппарат с присоединенным к его жесткой части надувным тормозным устройством,
обладающим значительной площадью поверхности, то это позволит снизить тепловое
воздействие высокотемпературного газового потока на аппарат и повысить эффектив¬
ность торможения. Если при этом НТУ выполнить из гибкого материала, то оно может
быть уложено в компактный объем, не препятствующий размещению НТУ с попереч¬
ным размером более 5 м в располагаемом пространстве транспортных средств, в том
числе и под ГО ракеты-носителя. Перед входом такого аппарата в атмосферу НТУ
разворачивается в рабочее положение путем подачи бортового запаса газа в оболочку
НТУ. Форма, приобретаемая НТУ после наполнения газом, обусловливается выбором
соответствующего покроя и сшивки элементов НТУ.
Вскоре, после летно-конструкторских испытаний разработанного в НПОЛ СА
с НТУ «Демонстратор-1» в феврале 2000 года (Карпенко С. и др., 2000) и опублико¬
вания результатов спуска этого аппарата в атмосфере Земли (Marraffa L. et al., 2000)
в ряде американских статей были описаны попытки реализовать идею создания кос¬
мических летательных аппаратов надувной конструкции.
Так, в статье (James Oberght, 2003) приведена информация о проектировании
в NASA’s Langley Research Center в 1962 году и испытаниях в аэродинамических
трубах надувного параплана IMP (Inflatable Micrometeoroid Paraglider), показанно¬
го на рисунке l.ll, для запуска в космос с целью определения микрометеороидной
опасности. Детектором взаимодействия с аппаратом метеорных частиц должны были
служить панели дельта-крыла параплана.
Запуск IMP состоялся в 1964 году. Однако из-за того, что тормозной двигатель
отделился от IMP раньше запланированного момента времени, спуск параплана про¬
шел не по штатной траектории, и он был найден через несколько дней после спуска
в разрушенном состоянии.
В этом же Исследовательском центре была разработана и запущена серия искус¬
ственных спутников Земли надувной конструкции.
31

1-2
Рисунок 1.11. Общий вид параплана IMP надувной конструкции (США)
Первым в августе I960 года был запущен аппарат Echo I сферической формы
(Cassapakis, Dr. Costa et al., 2001). Диаметр его составлял 30,5 м, а вес около 61 кг
(рисунок I.I2). Этот спутник был выполнен из тонкой алюминизированной пленки
майлар. При запуске он размещался в сложенном виде в контейнере с основным раз¬
мером 66 см и был предназначен для отражения радиосигнала на наземные прием¬
ники. Просуществовал этот аппарат на орбите несколько месяцев и был разрушен.
Причину его разрушения выяснить не удалось.
Еще более громоздкую конструкцию имел следующий спутник Echo II надувной
конструкции из того же материала, запущенный в январе I964 года. Он также пред¬
ставлял собой сферу диаметром 41 м, весом около 263 кг и выполнял функции связи
(Cassapakis, Dr. Costa et at., 2001; Thomas Lee Phi!ley Jr., 2003).
Рисунок 1.12. Общий вид спутника надувной конструкции Echo I (США)
32

1-2
Рисунок 1.13. Этапы срабатывания системы экстренного спасения MOOSE (США)
В этих же источниках информации сообщается, что в 1961 и 1963 гг. были запуще¬
ны более мелкие спутники надувной конструкции Explorer 1 и Explorer И диаметром
5,5	м, весом около 16 кг, предназначенные для исследования параметров в сильно
разреженных слоях атмосферы Земли. Эти спутники функционировали на орбите
в течение трех и двух лет соответственно.
Для зондирования Земли также использовался спутник надувной конструкции
PAGEOS-1 диаметром 30,5 м и весом 67 кг, запущенный в июне 1966 года и просуще¬
ствовавший на орбите пять лет.
Изложенное свидетельствует о существующей возможности поддерживать рабо¬
тоспособность надувных конструкций в космосе довольно продолжительное время.
Возможностью построить на базе параплана IMP летательный аппарат для ава¬
рийного спасения членов экипажа с пилотируемого КА заинтересовался Пентагон
(США). Такой аппарат FIRST (Fabrication of Inflatable Reentry Structures for Test)
был спроектирован также в Langley Research Center. Аппарат должен был находить¬
ся на борту КА, при необходимости наполняться азотом и обеспечить управляемый
спуск экипажа КА или некоторых его членов с высоты 122 до уровня 36 км в течение
получаса, и совершить посадку в зоне шириной около 750 и длиной 2250 км (James
Oberght., 2003). Проект не был завершен из-за снижения интереса к аппаратам наду¬
вной конструкции.
Тем не менее, фирма General Electric (США) разработала более совершенный
спускаемый с орбиты аппарат MOOSE (Manned Orbital Operation Safety Equipment)
для спасения экипажа КА «Аполлон», этапы срабатывания которого показаны
на рисунке 1.13.
33

1-2
Модификация заключалась в том, что полость надувной конструкции аппарата
после её развертывания заполнялась отверждающейся в условиях космоса полиуре¬
тановой пеной. Следует отметить, что и этот проект не был реализован.
Таблица 1.3. Физические параметры сферических ИСЗ США, их назначение и ресурс
индекс
масса, кг
диаметр, м
дата запуска
ресурс
назначение
Echo I
61,2
30,5
авг. I960
5 лет
связь
Explorer II
15,4
3,6
февр. 1961
3 гола
исследоват.
Explorer I
15,4
3,6
дек. 1963
2 года
исследоват.
Echo II
263,1
41,1
янв. 1964
связь
PAG EOS II
67,6
30,5
июнь 1966
5 лет
зонд. Земли
Наряду с проектированием спутников надувной конструкции простейшей сфери¬
ческой конфигурации, сведения о которых представлены в таблице 1.3, проектантами
космической техники проявлялся интерес и к возможности создания КА с надувными
элементами более сложной формы и больших габаритов.
Так, например, в соответствии с инициированной Национальным космическим
агентством США (NASA - National Aeronautics and Space Administration) програм¬
мой IN-STEP (In-Space Technology Experiment Program) планировалось создавать
в космосе на орбитах искусственных спутников Земли астрономические лаборато¬
рии с крупногабаритными надувными элементами конструкции. В (Ulvestad, James S.
et a/., 1995) приведено описание КА с надувной антенной ARISE (Advanced Radio
Interferometry between Space and Earth). Космический аппарат должен нести наду¬
вную радиоантенну диаметром 30 м, весом около 100 кг, которую можно уложить
в объём около одного кубического метра (Veal, Gordon et al., 1995).
Динамика раскрытия такой антенны в космосе была отработана после запуска
в мае 1996 года КА, содержащего платформу и закрепленные на ней три надувные
штанги длиной 28 м, удерживающие макет антенны ARISE надувной конструкции
диаметром 14 м. Общий вид этого КА с антенной представлен на рисунке 1.14. От¬
работка была проведена в рамках летного эксперимента IAE (Inflatable Antenna
Experiment), в соответствии с которым развертывание антенны было начато на вто-
Рисунок 1.14. Общий вид КА ARISE с надувной радиоантенной (США)
34

1-2
рые сутки после запуска и закончено после прохождения КА полутора витков. За¬
крутка КА, произошедшая на начальной стадии развертывания, была парирована си¬
стемой стабилизации КА. После выполнения программы эксперимента антенна была
отсоединена от платформы.
Ферменные конструкции КА и выносные штанги .для удержания удаляемых от КА
научных приборов и аппаратуры, дополнительного оборудования и автономных кон¬
струкций могут также выполняться надувными. На приводимом ранее рисунке I.4,
заимствованном из (Guidanecw et al., 1998), приведен пример ферменной конструк¬
ции надувного типа в развернутом и уложенном виде. При длине этой фермы, равной
1,5	м, вес её составит 1,917 кг, а занимаемый объем в компактно уложенном состоя¬
нии - около трёх литров.
Первым в истории космонавтики аппаратом с надувным тормозным устройством
для спуска в атмосфере Марса и посадки на его поверхность был российский ис¬
следовательский зонд «Пенетратор» АМС «Марс-96», спроектированный в НПО
им. С.А. Лавочкина.
На рисунке 1.15 показана компоновка этого аппарата с НТУ, уложенным под
крышку, снабженную двигателями торможения СА для снижения гиперболической
скорости подлета аппарата к Марсу до скорости, обеспечивающей захват его гравита¬
ционным полем планеты и вход в атмосферу.
Рисунок 1.15. Спускаемый аппарат с НТУ «Пенетратор» АМС «Марс-96»
СА с НТУ «Пенетратор» представлял собой исследовательский зонд, предназна¬
ченный для доставки научной аппаратуры на поверхность Марса, и состоял из пе¬
редней заостренной цилиндрической части, предназначенной для внедрения в грунт,
и кормовой конической юбки с углом при вершине, равным 90°, обеспечивающей
аэродинамическое торможение аппарата в атмосфере Марса. Коническая юбка имела
жесткую часть диаметром 0,8 м, выполненную из сплава алюминия, к которой под¬
соединено основное НТУ. связанное с дополнительным НТУ, являющимся продолже¬
нием конуса основного НТУ.
Основное НТУ, которое предусматривалось вводить (развертывать путем подачи
газа в полость герметичной оболочки НТУ) в рабочее положение непосредственно
после отделения СА от АМС, представляло собой тороидальную надувную оболочку,
имеющую коническую поверхность со стороны набегающего потока, являющуюся
продолжением конуса жесткой части.
35

Введение в действие дополнительного НТУ предусматривалось после прохожде¬
ния СА с основным НТУ участка траектории движения со сверхзвуковой скоростью
и предназначалось для обеспечения заданной скорости соударения зонда «Пенетра-
тор» с поверхностью грунта.
К 1996 году СА «Пенетратор» прошел весь объём аэродинамической и тепловой
отработки (Алексеев А.К. и др., 1996; Alekseev А.К. el а/., 1996; Bogdanov V.V. el al
1997; Pichkhadze К.M. etal., 1997; Богданов В.П. и др., 2000; Акатьев О.Б. и др., 2000).
Запуск АМС «Марс-96» состоялся 16 ноября 1996 года. Однако из-за сбоя в работе
разгонного блока «Д» PH «Прогон» АМС не была выведена на траекторию межпла¬
нетного перелета, вошла в атмосферу Земли и разрушилась над акваторией Тихого
океана.
После упомянутых выше публикаций ряд фирм и организаций ЕКА проявили ин¬
терес к идее создания спускаемых в атмосферах аппаратов с тормозными устройства¬
ми, выполняемыми в виде надувных поверхностей, разворачиваемых в космосе.
Так, ESTEC предложил НПО им. С.А. Лавочкина подтвердить реализуемость тех¬
нологии СА с НТУ организацией запуска в космос и спуска в атмосфере Земли аппа¬
рата на базе НТУ зонда «Пенетратор». Одновременно в 1997 году. DASA (Deutsche
Aerospace Aktiengesellschaft, Deutsche Aerospace AG) выдвинуло идею спроектиро¬
вать спускаемую на поверхность Марса малую метеорологическую станцию (ММС),
аналог СА «Малая станция» КА «Марс-96», используя в качестве тормозного устрой¬
ства экран не жесткой, а надувной конструкции. Тогда можно будет, надеялись они,
спроектировать СА массой не более 60 кг с той же полезной нагрузкой, которая была
на СА « Мат а я станция». Эту же идею поддержал и Финляндский метеорологический
институт(ФМИ), поставлявший совместное Институтом космических исследований
(ИКИ, Москва) на ММС часть приборов для метеорологических измерений.
В соответствии с достигнутыми договоренноегями и заключенными контрактами
в НПОЛ, а позднее и в его дочерней организации НИЦ Бабакина, кроме плановых
работ по Федеральной космической программе Российского космического агентства
(РКА), начались работы по созданию СА с НТУ серии «Демонстратор» и малогаба¬
ритных легких аппаратов для посадки на поверхность Марса.
На начало 2000 года космическим агентством России был запланирован первый
запуск созданного в НПОЛ разгонного блока «Фрегат» (РБФ) для его квалификации
с имитатором полезного груза. К этому времени в течение полугода по контракту
2-й каскад НТУ
а
б
Рисунок 1.16. Конструкция НТУ СА «Демонстратор» (а) и «Демонстратор-1» (б)
36

1-2
с ESTEC уже был изготовлен один экземпляр СА с НТУ «Демонстратор» для прове¬
дения ЛКИ. По предложению НЕЮЛ РКА было принято решение запустить этот ап¬
парат вместе с РБФ в качестве попутного груза. Испытания были проведены в февра¬
ле 2000 года (Карпенко С. и др., 2000). Результаты спуска аппарата в атмосфере Земли
(Marraffa L. et а!., 2000), признанными специалистами ESTEC успешными на 80%.
По результатам ЛКИ было принято совместное с ЕКА решение существенно мо¬
дифицировать НТУ СА «Демонстратор». На рисунке Е16 показаны принципиаль¬
ные конструкции СА «Демонстратор» (ЛАЭ - лобовой аэродинамический экран)
и «Демонстратор-1».
Опыт проектирования СА с НТУ «Пенетратор» и ЛКИ аппаратов серии
«Демонстратор», достигнутый в НПОЛ и НИЦ Бабакина, заинтересовал зарубежных
специалистов в области космической техники. От ряда организаций ЕКА ESTEC
(г. Нордвайк, Голландия), DASA (г. Бремен, Германия) и др. поступил коммерческий
заказ на разработку в НИЦ Бабакина капсулы для доставки грузов с МКС.
На рисунке 1. 17 показана принципиальная конструкция этой капсулы с исполь¬
зованием технологии СА с НТУ в компактно уложенном и в раскрытом рабочем
положении.
а
б
а - НТУ в транспортном положении;
б - НТУ развернуто в рабочее положение при аэродинамическом торможении.
Рисунок 1.17. Конструкция капсулы для доставки грузов с МКС
37

1-2
включение ДУ
на торможение
увод корабля с траектории
движения капсулы
ввод и наполнение
оболочки НТУ
вход в атмосферу
разворот ТГК на 180°
нацеливание
выталкивание капсулы
Рисунок 1.18. Схема десантирования г рузового контейнера с НТУ с использованием
транспортного грузового корабля «11рогресс-М»
НТУ системы доставки грузов с МКС было спроектировано в виде тела конической
формы с углом раствора 120°. Диаметр основания конуса выбран равным 2,5 метра.
Схема десантирования грузовой капсулы с НТУ с пилотируемой станции с ис¬
пользованием транспортного грузового корабля (ТГК) «Прогресс-М» показана на ри¬
сунке 1.18.
Проектная разработка подробностей конструкции капсулы трех различных масс:
170, 200 и 350 кг позволила установить оценочные зависимости доли масс составля¬
ющих её частей и необходимого диаметра НТУ при одной и той же тепловой нагруз¬
ке на поверхность НТУ. Основные результаты исследования вариантов конструкции
и аэрогермодинамики спроектированных капсул для доставки грузов с МКС опубли¬
кованы в (Богданов В.II. и др., 2000).
Кроме посадочных на поверхности планет с атмосферой СА с НТУ, в период
1999-2008 гг. НПОЛ и НИЦ Бабакина был выполнен ещё ряд проектов КА и СА
с использованием применения технологии надувных элементов в конструкциях КА
(см. таблицу 1.2).
Так, например, НИЦ Бабакина по заказу и при финансовой поддержке коммерче¬
ской организации «Американское планетарное общество» был разработан проект КА
«Солнечный парус», и в 2002 году из акватории Баренцева моря осуществлен запуск
с помощью конверсионной ракеты «Волна» (Государственный ракетный центр ....
2007; Дегтярь В.Г., 2015; Дегтярь В.Г., Молчанов С.Р., 2017). Ввиду того, что дви¬
гатель второй ступени ракеты не вышел на режим номинальной тяги, КА не был вы¬
веден на суборбитальную траекторию полета на полигон на полуострове Камчатка
и был затоплен в Северном Ледовитом океане.
Космический аппарат «Солнечный парус» (Иванов С.В. и др., 2005; Полищук Г.М.
и др., 2005; 2006) предназначался для исследования возможности использования
силы солнечного давления в качестве движителя КА.
Общий вид КА «Солнечный парус» с развернутыми в рабочее положение и в уло¬
женном состоянии лопастями приведен на рисунке 1.19.
38

1-2
а - лопасти в развернутом рабочем положении;
б лопасти в сложенном в ложементы транспортном положении.
Рисунок 1.19. Космический аппарат «Солнечный парус» (Россия)
Конструкция его содержала восемь лопастей общей площадью 635 м:. Каждая ло¬
пасть паруса состояла из наполняемого газом при развертывании каркаса трубчатого
сечения диаметром 150 мм, изготовленного из газонепроницаемой пленки толщиной
0,2 мм. Каркас каждой лопасти укладывается в ложемент в компактном виде. Оси двух
труб пневматического каркаса лопасти, каждая длиной 15 м, разведены от нижнего
края лопасти к периферии на 40° и удерживают в расправленном положении установ¬
ленную между ними светоотражающую мембрану из пленки толщиной 5 мкм. Уклад¬
ка лопасти в транспортное положение в объем '300x200х 150 мм осуществляется в ло¬
жемент, как показано на рисунке 1.19 по специально разработанной технологии.
Таким образом, выполнение каркаса КА «Солнечный парус», поддерживающего
светоотражающую мембрану в расправленном рабочем положении, надувным, обе¬
спечивает возможность трансформировать конструкцию КА из компактно уложен¬
ного положения при транспортировках и запуске в крупногабаритную конструкцию
в космосе.
Другим примером применения надувных элементов для создания крупногабарит¬
ных космических конструкций является каркас панелей солнечных батарей КА (Ива¬
нов С.В. и др., 2005), проект которого выполнен в НПОЛ и НИЦ Бабакина по заказу
и при финансовой поддержке МНТЦ- International Science&Technology Center (1STC).
В качестве конструкции проектируемого каркаса панели СБ для лётных испыта¬
ний был выбран приведенный на рисунке 1.20 вариант с двумя торцевыми попереч¬
ными жесткими элементами и тремя продольными (два краевых и один центральный)
надувными штангами.
Центральная штанга предназначена для развертывания СБ в продольном направ¬
лении, а крайние, ужесточаемые после раскрытия - для расправления мембраны
и удержания её в этом положении.
Мембрана, несущая фотопреобразователи СБ, крепится и к торцевым элементам
каркаса. 11родольные штанги соединены с системой наддува. После вывода КА на ра¬
бочую орбиту газ из источника давления подается в полости продольных штанг и па¬
нель СБ разворачивается в рабочее положение с заданной рабочей площадью.
39

1-2
Рисунок 1.20. Общий вил надувного каркаса панели солнечной батареи (Россия)
Отработку и исследование динамики развертывания такой солнечной бата¬
реи в космосе предусматривалось провести при лётных испытаниях. 17 сентября
2009 года со стартового комплекса космодрома Байконур PH «Союз-2-1б» был осу¬
ществлен запуск разгонного блока «Фрегат» с КА «Метеор-М» и макет надувной СБ
с системой надува.
После запуска радиолокационными и оптическими наблюдениями, проводи¬
мыми европейскими и российскими наземными станциями в период с 30.10.2009
по 10.05.2011, было подтверждено нахождение на орбите ИСЗ, близкой к целевой,
объекта в форме РБФ с развернутой и панелью СБ, два кадра из которых приведены
на рисунке 1.21.
В НИЦ Бабакина продолжались также разработки проектов спускаемых в атмос¬
ферах планет аппаратов с тормозными и теплозащитными аэродинамическими экра¬
нами надувной конструкции.
Рисунок 1.21. Кадр радиолокации (слева); положение СБ в этот момент (в центре);
справа - кадр оптического наблюдения
40

1-2
0540
а
а - схема укладки НТУ; б - вид ММС в транспортном положении;
в - вид ММС при движении в атмосфере на сверхзвуковом участке траектории;
г - вид ММС с раскрытым НТУ на участке дозвуковой скорости движения ММС
к моменту посадки.
Рисунок 1.22. Схема укладки НТУ и конфигурация ММС на различных участках спуска
аппарата в атмосфере
Так, например, в 2001 году по контракту с Финляндским метеорологическим ин¬
ститутом (г. Хельсинки) была начата разработка малогабаритной (мини) метеороло¬
гической станции (ММС). Станция предназначалась для доставки с орбитального КА
искусственного спутника Марса (ИСМ) 4 кг полезной массы научной аппаратуры
на поверхность Марса.
Выбор конструкции ММС проводился с учетом ограничения, накладываемого
на её массу величиной 15...20 кг.
Поэтому рассматривалось несколько вариантов конструкции ММС с использова¬
нием надувных тормозных и амортизационных устройств.
Наиболее компактной, удовлетворяющей требованиям к массе выбрана конструк¬
ция ММС. схема укладки НТУ и конфигурация которой на разных участках траекто¬
рии спуска приведены на рисунке I.22.
41

-2
На рисунке 1.22а и 1.226 показан вид ММС в транспортном положении, а на ри¬
сунке 1.22в - в рабочем, когда аппарат проходит участок аэродинамического тормо¬
жения, сопровождающегося высокими значениями скорости движения и тепловой
нагрузки. Для увеличения площади миделевого сечения ММС используется основное
НТУ, которое выполнено в виде надуваемого перед входом в атмосферу Марса тора,
прикрепленного к жесткой части конструкции ММС. После заполнения газом тора
форма ММС, обтекаемая газовым потоком, образуется за счет натяжения гибкой те¬
пловой защиты (ГТЗ), охватывающей всю лобовую поверхность аппарата и закрепля¬
емой при монтаже на жесткой конструкции ММС в донной её части (рисунок 1.22в).
После прохождения участка аэродинамического торможения при гипер-
и сверхзвуковых скоростях спуска и при достижении дозвуковой скорости полета
(число Маха =0,8) тор основного НТУ отсоединяется от донной части и сбрасывается
вместе с его теплозащитой в момент ввода в действие дополнительного НТУ. Оно
также выполнено в виде тора, который после наддува расправляет материал из прак¬
тически газонепроницаемой ткани, соединяющий тор дополнительного НТУ с поса¬
дочным модулем ММС. В результате образуется показанная на рисунке 1.22г форма
ММС перед посадкой.
Диаметр тора дополнительного НТУ выбирается равным величине, обусловли¬
вающей заданную скорость посадки ММС на поверхность Марса и проникновение
цилиндрической части станции в грунт, обеспечивающее вертикальное её положение.
Затем НТУ автоматически разгерметизируется и происходит развертывание радиопе¬
редающих и научных приборов станции.
Работа по дальнейшему улучшению конструкции ММС и изготовлению её макета,
получившего индекс Met-Net, для проведения ракетных испытаний в земных услови¬
ях с использованием PH легкого класса типа «Волна» по заказу и при финансирова¬
нии со стороны ФМИ продолжалась до 2015 года.
Активная работа специалистов России над проектами КА с НЭК и спускаемых ап¬
паратов с аэродинамическим тормозным экраном надувной конструкции, возможно,
и побудила интерес к самостоятельной работе по этой теме и специалистов Европы
и США.
Так, в 2003 году на 54-м Международном астронавтическом конгрессе (IAC) Меж¬
дународной астронавтической федерации (МАФ) в г. Бремен (Германия) специали¬
стами частной фирмы OHB-System AG был сделан доклад (Detlef Wilde et а/., 2003)
о результатах работы над проектом НТУ для доставки на поверхность Марса мар¬
сохода будущей миссии EXOMARS (рисунок 1.23). Это НТУ предназначалось для
защиты полезной нагрузки от аэродинамического и теплового воздействия при входе
СА в атмосферу Марса со скоростью 4,8 км/с и углом входа минус 13°. Вес посадоч¬
ного модуля по проекту составлял 450 кг. По расчетам, НТУ диаметром 3 м должно
было обеспечить тепловую нагрузку, не превышающую 300 кВт/м2. Величина аэро¬
динамического качества (отношение подъемной силы к силе сопротивления) выбрана
равной 0,3.
Кроме того, для лётной отработки процессов аэродинамического захвата СА
с НТУ гравитационным полем Марса и торможения OHB-System AG был разработан
макет СА с НТУ меньшего размера. Вес этого макета составлял 150 кг, диаметр НТУ
2 м, скорость входа СА в атмосферу Земли при отработке принята равной 6 км/с, угол
входа в атмосферу минус 9,2 градусов.
42

1-2
Рисунок 1.23. Эскизы макета посадочного модуля с НТУ проекта EXOMARS (Германия)
Этот макет со штатной теплозащитной системой в октябре 2004 года был достав¬
лен фирмой ОНВ в Россию и испытан на газодинамическом тепловом стенде Ц-9Н
Научно-испытательного центра Центрального института авиационного моторостро¬
ения (НИЦ ЦИАМ, г. Тураево, Моск. обл.). Ранее на этом же стенде специалистами
НПОЛ и НИЦ Бабакина по разработанной ими методике (Finchenko V., Pichkhadze К.,
2002; Finchenko V., 2003; 2004) проводились испытания полномасштабных макетов
НТУ СА «Пенетратор», «Демонстратор» и ММС при отработке их тепловой защиты.
Однако без консультаций зарубежных коллег со специалистами НИЦ Бабакина при
подготовке макета для тепловых испытаний и из-за отсутствия у них опыта изготов¬
ления его теплозащиты испытания закончились неудачей. Теплозащита и сам макет
были разрушены, о чем свидетельствуют фотографии, приведенные на рисунке 1.24.
Разрушение НТУ произошло в начале испытания при температуре 800°С подавае¬
мого на макет высокоскоростного газа из-за разрыва некоторых швов сшивки частей
гибкой тепловой защиты. На режиме стационарного режима испытаний предусма¬
тривалось поддержание температуры набегающего газового потока на уровне !200°С.
Ошибка подготовки макета к испытаниям заключалась в том, что тепловая защи¬
та, изготовленная на тканевой основе, была плотно подогнана к поверхности обо¬
лочки НТУ, т.е. не была учтена температурная усадка ткани тепловой защиты при
нагревании.
макет до испытания	макет	после	начала	испытания
Рисунок 1.24. Общий вид макета СА с НТУ миссии EXOMARS на стенде НИЦ ЦИАМ
43

1-2
При монтаже гибкой, укладываемой при транспортировках в компактный объем
вместе с НТУ, теплозащиты на поверхность оболочки НТУ необходимо предусма¬
тривать несколько свободное к ней прилегание, исходя из величины усадки исполь¬
зуемой ткани, пропитываемой абляционным материалом. Именно так поступали
в HIIOJI и НИЦ Бабакина при зачетных испытаниях на стенде Ц9-Н полномасштаб¬
ных макетов НТУ СА «Пенетратор», «Демонстратор», ММС и др.
В начале 2000-х годов к разработкам СА с НТУ приступили и в США. Так,
в (Stephen J. Hughes е1 а/., 2005; James N. Moss el a!., 2006) оповещено о поручении
NASA Исследовательскому центру Лэнгли, Аналитическому механическому обще¬
ству США, фирме «Дуглас» совместно с ещё гремя организациями разработать ма¬
кет для отработки технологии создания СА с аэродинамическими экранами надувной
конструкции и проведения летных испытаний.
Специалисты США, как и российские, признают, что такие экраны имеют преи¬
мущество перед традиционными экранами жесткой конструкции. Их использование
позволяет экономить объем под головными обтекателями PH, увеличивать массу по¬
лезного груза, доставляемого на поверхность по эквивалентной траектории спуска,
а необходимый для выполнения задачи размер НТУ не ограничен объёмом головных
обтекателей PH и др.
Размеры аппарата при старте
С
Надувной
тормозной щит
Тефлоновый наконечник
Система наддува
Электроника
Л
/
. /
Г
Рисунок 1.25. Схема конструкции и размеры макета СА с НТУ проекта IRVF,
44

1-2
Рисунок 1.26. Вид на лобовую и донную поверхности макета ЫТУ проекта IRVE
Понимая, что СА с ПТУ обладают также и определенными, недостатками: чув¬
ствительностью ПТУ к пробоям твердыми частицами, возможной в силу упругости
конструкции НТУ нестабильностью аэродинамических коэффициентов и динами¬
ческой устойчивости; низкой стойкостью к температуре материалов оболочки НТУ
и системы её теплозащиты и др., NASA США запланировало в продолжение несколь¬
ких лет в соответствии с (The Program to Advance...) проводить поэтапную отработку
СА с НТУ проекта IRVE (Inflatable Re-Entry Vehicle Experiment).
Программа отработки СА с НТУ проекта IRVE включает как расчетные, так и экс¬
периментальные методы исследования. Проведены численные расчеты аэротермоди¬
намики при обтекании СА с НТУ на режимах свободномолекулярного и переходного
течений (Stephen J. Hughes et al., 2005), испытана эффективность тепловой защиты
НТУ на её образцах. Для проведения расчетов использован метод прямого статисти¬
ческого моделирования (DSMC - метод Монте-Карло) и получены результаты реше¬
ния уравнений Навье-Стокса. В результате расчетов определены уровни тепловой
нагрузки при движении СА с НТУ на высотах от 150 до 46 км и аэродинамические
коэффициенты на высотах от I50 до 95 км.
Спроектирована конструкция аппарата проекта IRVE, схема и размеры которого
показаны на рисунке I.25. Аппарат содержит цилиндрический отсек с приборами,
электроникой и системой наддува лобового аэродинамического и теплозащитного
экрана - НТУ, составленного из набора торов разного диаметра, определяющего его
форму.
Для проведения первых летных испытаний изготовлен макет этого аппарата. Фор¬
ма его представляет собой конус, имеющий угол при вершине, равный 120°, и ди¬
аметр основания 3 м. Конус составлен из уложенных друг на друга торов разного
диаметра и стянутых между собой гибкой тепловой защитой.
Оболочка каждого тора НТУ выполнена из материала кевлар, на внутренней
поверхности которого для герметичности нанесён слой силикона. На наружной по¬
верхности оболочки для её упрочнения установлены ещё два слоя непропитанной
гкани кевлар. Гибкая теплозащита содержит несколько слоёв изоляции в виде плён¬
ки кантон (полиамидная плёнка) и теплозащитный пакет из трёх слоёв ткани Nextel,
стойкой к температуре до 1800°С.
На рисунке 1.26 показан внешний вид макета проекта IRVE с тепловой защитой
и вид со стороны донной области макета.
Первый летный эксперимент поэтапной отработки СА с НТУ по проекту IRVE
состоялся 17 августа 2009 года. Запуск макета был произведён с полигона NASA
45

1-2
Wallops Flight Facility (штат Джорджия) с помощью канадской ракеты Black Brant 9
(Чёрная Казарка), поднявшей за 4 минуты полёта макет на высоту около 210 км. На
этой высоте макет СА с НТУ массой 635 кг (масса НТУ ^40 кг) был отделён от ракеты
и начал свободное падение. В процессе падения СА на высоте 199,5 км НТУ IRVE
было раскрыто и накачано азотом за 90 секунд. В атмосферу СА с НТУ вошел со
скоростью около 1,7 км/с (число Маха М~5). Через 20 минут после запуска аппарат
приводнился в Атлантическом океане. Спасение его проектом не предусматривалось.
Полученная при лётных испытаниях телеметрическая информация была обработана,
и функционирование аппарата при спуске признано успешным. Насколько нагрелась
поверхность НТУ, когда аппарат оказался на водной глади океана, достоверно неиз¬
вестно, хотя управляющая проектом Мэри-Бет Васк (Mary-Beth Wusk) из Исследо¬
вательского центра Лэнгли (Langley Research Center NASA в Хэмптоне) сообщила
о значениях температуры свыше 140°С. При этом максимальную тепловую и механи¬
ческую нагрузки аппарат испытал на высоте около 80 км.
Следующие лётные испытания макета СА с НТУ по проекту IRVE, получившею
название «IRVE-З», были проведены 23 июля 2012 года. Этот аппарат IRVE-3 с возвра¬
щаемой «полезной нагрузкой» (устройство наддува, телеметрия, ТВ-камеры, датчики
давления и температуры и т.д.) общей массой 308 кг был доставлен геофизической
ракетой на высоту 463 км. Там НТУ СА было развернуто, надуто и отсоединено от ра¬
кеты для падения на Землю. В свободном падении СА достиг скорости, соответствую¬
щей М=10. Температура НТУ достигала 540°С и перегрузка до 20 g. IRVE-З успешно
выдержал эти нагрузки и через 20 минут после старта ракеты приводнился в Атлан¬
тическом океане. В период высоких температур, аэродинамических нестабильностей
и перегрузок ТВ-камеры, к сожалению, не сработали. До этого СА спускался стабиль¬
но, с углами атаки в диапазоне ±5° с периодом колебаний около двух секунд.
Рисунок 1.27. Аэродинамический лобовой надувной экран СА IRVE-3
46

1-2
Рисунок 1.28. Макет тяжелого посадочного аппарата на поверхность Марса
Надувное тормозное устройство СА IRVE-З представляло собой также 3-метро-
вый надувной 120-градусный конус, покрытый многослойной термостойкой тканью.
Вид устройства, подготовленного к испытаниям в аэродинамической трубе, показан
на рисунке 1.27.
В 2017 году NASA продолжило испытания аппаратов, оснащенных для торможе¬
ния в атмосфере надувными элементами конструкции. На рисунке I.28 представлен
вид одного из таких аппаратов, запуск которого состоялся на ракетном полигоне Во¬
енно-воздушных сил США на острове Кауаи (штат Гавайи).
Этот аппарат, оснащенный ракетным двигателем, НТУ и парашютом, предусма¬
тривалось испытать при тех же силовых и тепловых нагрузках, которые он испы¬
тывал бы при аэродинамическом торможении во время спуска в атмосфере Марса.
11оэтому аппарат на воздушном шаре был поднят на высоту 36,5 км. Затем с помощью
ракетного двигателя высота подъема была увеличена до 55 км. На этой высоте при
низкой скорости свободного падения было развернуто надувное тормозное устрой¬
ство, увеличившее диаметр СА с 6 до 8 метров.
Рисунок 1.29. Подъем макета марсианского посадочного аппарата на борт корабля после
испытаний
47

1-2
2
1 - жесткая носовая часть; 2 - надувное тормозное устройство;
3 - система наддува НТУ; 4 - набор силовых лент;
5 - приборный контейнер; 6 - гибкий трубопровод для подачи газа в НТУ.
Рисунок 1.30. Конструкция (диаметр - 23 м) и составные элементы MIAS (Россия)
После участка траектории снижения с помощью НТУ в действие был введен па¬
рашют, и аппарат приводнился в Тихом океане, где СА с НТУ и разгонным ракетным
двигателем был поднят одним из ожидавших его американских военных кораблей
(рисунок 1.29).
Таким образом, из изложенного в настоящем разделе можно сделать вывод о нали¬
чии повышенного интереса национальных космических агентств ведущих стран к раз¬
работке технологии спускаемых аппаратов с надувными тормозными устройствами.
Рисунок 1.31. Конструкция макета НТУ (диаметр - 23 м) для посадочного аппарата
на поверхность Марса (США)
48

1-2
Рисунок 1.32. Посадочные модули России (а) и США (6) на поверхность Марса
Заметим, что обращает на себя внимание сходство выбираемых специалистами
Р.вропы и США форм и конструкции макетов СА с НТУ для отработки технологии
спускаемых аппаратов с элементами надувной конструкции с НТУ аппаратов, разра¬
ботанных ранее в России (сравниваются рисунки I.I66; I.I76; и I.23; 1.25).
Это, с одной стороны, свидетельствует о главенствующей и ведущей до 2005 года
роли России в рассматриваемой области космической техники, а с другой - под¬
тверждает правильность выбранного Россией направления, состоящего в создании
и развитии технологии спускаемых аппаратов с использованием надувных тормоз¬
ных элементов.
В феврале 2002 года специалистами НИЦ Бабакина по заказу Astrium GmbH (Бре¬
мен, Германия) было разработано надувное тормозное устройство Ml AS (Martian
Inflatable Aerobraking System) для торможения посадочных модулей пилотируемых
экспедиций на поверхность Марса. Результаты этих исследований были представле¬
ны Northern branch of Astrium GmbH в Хьюстоне (США) ещё 7 декабря 2003 года.
Результаты же исследований НТУ аналогичных конструкций для посадки тяжело¬
весных СА на Марс обсуждались только спустя 8 лет в мае 2011 года, на 21-й кон¬
ференции «Aerodynamic Decelerator Systems Technology» в Дублине, Ирландия
(Stephen J. Hughes et al., 2011).
На рисунках 1.30 и 1.31 представлены конструкция тормозного устройства MIAS
(Россия) и макета НТУ (США) для многотонных посадочных аппаратов на поверх¬
ность Марса, показанных на рисунке 1.32.
Одной из основных и трудных проблем, решение которой обеспечит возможность
надёжной реализации технологии спускаемых аппаратов с надувными тормозными
устройствами, является разработка конструкции НТУ и его тепловой защиты от воз¬
действия высокоскоростного и высокотемпературного газа при движении СА с НТУ
в атмосфере.
Пути поисков этого решения включают в себя выбор принципиальной схемы кон¬
струкции НТУ, выбор материалов для изготовления его герметичной оболочки (обо¬
лочек), разработку технологии изготовления НТУ различной формы, его тепловой
защиты и выбор материалов, пригодных для её изготовления из существующего ас¬
сортимента материалов.
49

1-3
ШОСНОВНЫЕ МАТЕРИАЛЫ, ПРИГОДНЫЕ
ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ НАДУВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
И НАДУВНЫХ ТОРМОЗНЫХ УСТРОЙСТВ
СПУСКАЕМЫХ В АТМОСФЕРАХ ПЛАНЕТ АППАРАТОВ
Создание НЭК космических аппаратов и НТУ СА требует решения ряда новых
технических и научных проблем, не присущих практике проектирования космиче¬
ской техники жесткой конструкции. К основным из этих проблем следует отнести:
- выбор имеющихся или разработку новых конструкционных материалов для изго¬
товления НЭК КА и НТУ СА;
- разработку методов обеспечения жесткости и сохранения формы НЭК КА и НТУ
СА в случае нарушения герметичности образующих их надувных оболочек;
- разработку гибкой тепловой защиты и теплоизоляции оболочек НЭК КА и НТУ СА;
- разработку системы наполнения газом герметичных оболочек НЭК КА и НТУ СА;
- разработку маломощных пиротехнических систем для безопасного и надежного
выведения НЭК из упакованного состояния, приведения в рабочее положение
и запланированной разгерметизации в соответствии с программой полета (напри¬
мер, в момент контакта с грунтом планеты);
- разработку методов расчета проектных параметров систем НЭК космических
аппаратов;
- разработку методов экспериментальной отработки космической техники с наду¬
вными элементами конструкции.
Надувные элементы КА и СА, как правило, содержат герметичную оболочку, запол¬
няемую газом при ее развертывании, и наружную и внутреннюю системы теплозащиты
и теплоизоляции. Надувные элементы конструкции КА работают в жестких условиях
воздействия факторов космического пространства (ФКП) (вакуум, низкие и высокие
температуры, радиация, атомарный кислород, вакуумный ультрафиолет и др.).
Надувные тормозные устройства СА при космическом полете также испытывают
воздействие ФКП, а при спуске в атмосферах планет - высоконапорное и высоко¬
температурное воздействие обтекающего СА газового потока. Поэтому к материалам
для изготовления этих надувных элементов предъявляются требования стойкости
к воздействию ФКП, высоких внутренних и внешних силовых нагрузок. Материал
герметичной оболочки НТУ спускаемых аппаратов должен быть, в первую очередь,
газонепроницаемым, нерастяжимым при силовом и температурном воздействии и не-
разрушаемым при радиационном воздействии.
При проектировании НЭК КА и НТУ СА следует также предусматривать возмож¬
ность ужесточения материала герметичной оболочки для предотвращения потери
формы надувных элементов в случае утечки из них газа. Выбор способа ужесточения
(отверждения) формообразующих НЭК материалов осуществляется с учетом условий
их эксплуатации (Алифанов О.М. и др., 2013; Финч емко B.C., Пичхадзе К.М., 2013).
Сложными системами НЭК КА и НТУ СА также являются тепловая защита и те¬
плоизоляция оболочки НТУ или НЭК, как и всего аппарата. Эти системы не должны
препятствовать укладке надувных элементов в компактное транспортное положение
и развертыванию в рабочее состояние. Поэтому эти системы должны изготавливаться
из гибких тканевых и пленочных материалов (Финченко B.C., Пичхадзе К.М. и др.,
2008; Финченко B.C., 2009).
50

1-3
Проектирование системы наполнения газом надувного элемента космической тех¬
ники должно проводиться исходя из удовлетворения требования к скорости наполне¬
ния НЭК, к недопустимости разрушения герметичной оболочки струей втекающего
газа и к достаточности давления в оболочке для сохранения формы при внешнем/
внутреннем силовом воздействии на НЭК.
Разрабатываемые методы расчета проектных параметров систем надувных элемен¬
тов космической техники должны быть оперативными, обеспечивать необходимую
точность получаемых результатов и способствовать минимизации массы проектиру¬
емых систем НЭК (Finchenko V.S., Ivankov А.А., 2002; 2003; Иванков А.А., 2005; 2010).
Результаты теоретических расчетов параметров систем НЭК подвергаются в про¬
цессе проектирования экспериментальной проверке. Для этого определяются спосо¬
бы экспериментальных исследований: на образцах, на масштабированных моделях
(Богданов В.В. и др., 2001; Аношко И.А. и др., 2007) или на полномасштабных макетах
НЭК (Финченко B.C. и др., 2001; Finchenko V., 2004) проводится выбор соответству¬
ющих необходимым испытаниям экспериментальных установок и разрабатываются
методы моделирования или воспроизведения на этих установках реальных условий
функционирования надувных элементов КА.
Отметим, что в настоящем разделе рассмотрены и описаны только те группы от¬
ечественных материалов и их свойства, которые были известны к периоду проекти¬
рования в НПОЛ и НИЦ Бабакина КА с НЭК и СА с НТУ. Эти материалы экспе¬
риментально исследовались с целью выбора наиболее пригодных для изготовления
образцов и макетов для аэродинамических и тепловых испытаний, демонстрацион¬
ных макетов и аппаратов для лётных испытаний.'
Разумеется, за последние десятилетия появились новые материалы, наиболее при¬
годные для реализации концепции НЭК КА и технологии СА с НТУ, использование
которых может улучшить характеристики изделий РКТ рассматриваемого класса. Это
нужно учесть при дальнейших работах над рассматриваемой темой.
Далее описываемые группы материалов могут быть разбиты по назначению (Зем¬
лянский Б.А. и др., 2008; Финченко и др., 2009) на:
- материалы для изготовления оболочек надувных элементов конструкции КА
и надувных тормозных устройств;
- материалы для изготовления основы теплозащитного пакета НТУ СА;
- материалы для пропитки основы теплозащитного пакета, уносимые под воздей¬
ствием тепла;
- материалы для изготовления теплоизолирующего пакета теплозащиты НТУ СА.
Материалы для изготовления герметичных оболочек надувных элементов
конструкции космических аппаратов и надувных тормозных устройств СА
Материалы для производства герметичных оболочек НЭК КА и НТУ СА должны
обладать следующими одновременно предъявляемыми к ним основными качествен¬
ными характеристиками:
- высокой газонепроницаемостью во внешнее и внутреннее пространства;
- высокой степенью нерастяжимости под действием давления внутри оболочки;
- низкой степенью усадки в области допустимых температур;
- как можно более высокой стойкостью к высоким температурам;
- высокой прочностью при как можно меньшей толщине;
- как можно меньшей величиной удельной плотности;
51

1-3
- высокой гибкостью для обеспечения укладки в более компактный объем;
- стабильностью теплофизических свойств в области допустимых температур;
- совместимостью с продуктами ужесточения (отверждения) конструкции
оболочки.
Материалы, пригодные для изготовления оболочек НЭК и НТУ КА и основных их
характеристик и свойств, представлены в таблице 1.4.
Таблица 1.4. Материалы для изготовления оболочек НЭК и НТУ KJ1A
материал
марка
стандарт
т,„„
с°
толщина,
мм
р\
г/м2
к*
Вт/(м-К)
с,**'
Дж/(кгК)
прорезиненный
ТПМ-8
ТУ38-405-
51/3-10-
189-91
150
0,1
160
0,22
1050
прорезиненный
. с липким слоем
ТПМ-8л
ТУ38-405-
51/3-10-
189-91
150
0,1
170
0,22
1150
прорезиненный
КТМ
1-4-(2)
ТУ38-405-
51/3-10-
187-85
150
0,1
170
0,25
1400
ткань
герметичная
АР
27-Т-1
ТУ6-19-
OS 1-272-80
130
0,2
340
0,18
1150
р, - плотность;
X - коэффициент теплопроводности;
с - удельная теплоемкость
Герметичная оболочка НЭК КА или НТУ СА предназначена для придания соот¬
ветствующей формы надувному элементу и сохранения ее в течение всего времени
эксплуатации КА или СА в условиях вакуума и спуска в атмосфере. Формирование
НЭК или НТУ производится путем подачи в полость оболочки газа из системы на¬
дува. Поэтому в первую очередь к материалу для изготовления оболочки надувного
элемента предъявляются высокие требования к его газонепроницаемости, а также
к нерастяжимости при силовом и температурном воздействии.
На первой стадии освоения технологии СА с НТУ этим дополнительным требова¬
ниям удовлетворяли прорезиненные ткани, представленные в таблице 1.4.
Так, например, герметичная оболочка СА с НТУ «Демонстратор» была выполнена
из прорезиненной ткани марки КТМ-1-4(2). Газопроницаемость этого материала на¬
ходится в диапазоне 0,01 ...0,03 л/(м2 сутки) при перепаде давления З-КР Н/м2. Коэф¬
фициент термического удлинения в интервале температур от минус 60 до +100°С со¬
ставляет около 4-10 61/град, а удлинение при разрыве не превышает 3%.
Герметичные оболочки НТУ последующих СА серии «Демонстратор» и ММС
изготавливались из ткани марки ТПМ-8, которая легче ткани КТМ-1-4(2), и имеет
практически те же значения газопроницаемости и удлинения.
Очевидно, что основным недостатком использования НЭК в конструкциях КА
и СА является возможность потери их формы из-за утечки газа наддува при про¬
должительном пребывании в космическом вакууме, которая может быть обусловлена
как диффузией газа через тонкую оболочку НЭК, так и появлением в ней отверстий,
пробиваемых микрометеоритами.
52

1-3
Поэтому необходим поиск и таких материалов для изготовления оболочек НЭК,
которые могут быть ужесточены (отверждены) сразу же после надува их газом. Пред¬
ложения о выполнении операций по отверждению оболочек НЭК после их раскрытия
появлялись в (Robert Lyman et al., 1963; Cadogan D.P. et al., 2001; Allred R.E. et al.,
2002; Алифанов O.M. и др., 2013; Финченко B.C., Пичхадзе К.М., 2013).
Однако не каждый тонкопленочный материал может приобрести жесткость под
действием известных в природе способов и технологий;
- под воздействием факторов космического пространства;
- с использованием эффекта памяти формы;
- с помощью химического или физического воздействия на ингредиенты материала;
- за счет холодной пластической вытяжки и др.
Поддаются ужесточению полуфабрикаты, выполненные из некоторых тканей
и пленочных композитных материалов (ПКМ). В таблицах 1.5-1.7 приведены не¬
которые физико-механические характеристики расширенного ассортимента тканей
и некоторых ПМК, которые в будущем могут быть использованы для изготовления
поддающихся отверждению герметичных оболочек НЭК. Более подробно об отверж¬
дении см. главу 10.
Таблица 1.5. Физико-механические характеристики тканей для отверждаемых оболочек НЭК
и НТУ СА
ткани
плотность, г/см2
модуль упругости, ГПа
прочность, МПа
стеклянные
0,38
7,3
150
углеродные
0,47
17,3
118
хлопок
0,28
1,7
41
органические
ткани
найлон
0,33
1,3
56
вектра
0,42
0,6
41
кевлар
0,28
6,6
172
номекс
0,33
1,5
54
полиэфир
0,42
0,7
33
Таблица 1.6. Характеристики композиционного материала на основе эпоксидной матрицы
и органического волокна для отверждаемых оболочек НЭК и НТУ СА
свойство
направление нитей в ткани
величина
модуль упругости
при сжатии, ГПа
основа
57,2
уток
61,4
модуль упругости
при растяжении, ГПа
основа
64,8
уток
74,5
прочность
при сжатии, МПа
основа
600
уток
590
прочность
при растяжении, МПа
основа
690
уток
690
коэффициент термического
расширения в диапазоне
минус 70...70°С, 1/град
основа
3,5 10 6
уток
3,6 10 6
53

1-3
Таблица 1.7. Физико-механические свойства некоторых полимеров
параметр
полиуретан
ТР406
полиуретан
ТР407
эпоксидный
полимер ТР277
полиэфир
ТР264
температура стеклования, 7’с, °С
55
55
65
48
модуль упругости, ГПа
1,0
1,33
3,1
2,21
прочность при растяжении, МПа
60,0
-
69,0
53,1
коэффициент термического
расширения, ррм/ °С
70
53,0-75,3
51
70
плотность, г/см3
1,20
1,20
1,14
1,27
теплоемкость, Дж/г °С
1,7
0,97
2,1
2,0
теплопроводность. Вт/м К
0,35-0,58
0,35
0,17-0,25
0,20
Все приведенные в таблице 1.4 материалы пригодны для изготовления герметич¬
ных оболочек НТУ СА, однако они имеют низкую (около 150°С), не приводящую к их
разрушению, допустимую температуру. Поэтому оболочка НТУ спускаемых в атмос¬
ферах планет аппаратов должна иметь покрытие поверхности для защиты от воздей¬
ствия высокотемпературного потока обтекающего газа при аэродинамическом тормо¬
жении аппаратов с НТУ в атмосфере.
Материалы для изготовления тепловой защиты оболочки
надувного тормозного устройства движущегося в атмосфере аппарата
Гибкая тепловая защита (ГТЗ) НТУ предназначена для обеспечения сохранности
герметичной оболочки НТУ при аэродинамическом торможении СА, которая изготав¬
ливается из материалов, имеющих, как это видно из таблицы 1.4, низкую, до 150°С,
допустимую температуру. Поэтому в первую очередь ГТЗ должна предотвращать
проникновение высокотемпературного газа набегающего на аппарат высокоскорост¬
ного потока, т.е. быть газонепроницаемой.
Процесс разработки ГТЗ оболочки надувного тормозного устройства СА включа¬
ет следующие этапы:
- выбор принципиальной схемы многоэлементной конструкции тепловой защиты;
- выбор материалов для изготовления элементов тепловой защиты;
- определение теплофизических свойств каждого из материалов, входящих в кон¬
струкцию теплозащиты, и тепловой защиты в целом при испытаниях ее образцов;
- разработка технологии изготовления тепловой защиты НТУ СА;
- выявление дефектов, возникающих в структуре тепловой защиты при складыва¬
нии, длительном хранении, транспортировке и развертывании её при наполнении
НТУ газом;
- экспериментальное определение влияния дефектов теплозащиты на её работо¬
способность;
- проведение трубных тепловых испытаний элементов тепловой защиты на образ¬
цах или полностью собранного мелкомасштабного образца ГТЗ;
- проведение испытаний полномасштабного макета тепловой защиты НТУ на те¬
пловых стендах или в лётных испытаниях в условиях одновременного воздей¬
ствия реальных аэродинамической и тепловой нагрузок.
54

1-3
Во время эксплуатации ГТЗ вместе с НТУ может подвергаться неоднократной
укладке в транспортное положение и развертыванию в рабочее состояние, например,
при проверках герметичности оболочки НТУ и других монтажных работах и испыта¬
ниях. При межпланетных перелетах НТУ с ГТЗ будет длительное время находиться
в уложенном состоянии и подвергаться воздействию ФКП.
В соответствии с этим перед тепловой защитой НТУ СА также выдвигается ряд
дополнительных требований:
- ГТЗ должна быть гибкой, не препятствующей укладке НТУ в транспортное поло¬
жение и разворачиванию в рабочее состояние;
- ГТЗ должна сохранять целостность после многократной укладки НТУ в транс¬
портное положение и развертывания в рабочее состояние; появляющиеся в ре¬
зультате этих операций дефекты ее (изломы, разрывы, трещины и др.) не должны
сказываться на её эффективности и работоспособности;
- в процессе аэродинамического торможения ГТЗ должна обеспечить сохран¬
ность герметичной оболочки НТУ до момента посадки аппарата на поверхность
планеты;
- материалы для изготовления ГТЗ не должны изменять своих механических и те¬
плофизических свойств под длительным воздействием факторов космического
пространства;
- теплозащита НТУ должна выполняться из легковесных материалов;
- тепловая защита вместе с НТУ должна укладываться в минимально возможный
объем, т.е. допускать максимально возможную плотность упаковки НТУ;
- после развертывания НТУ СА в рабочее положение тепловая защита не должна
приводить к искажениям формы СА с НТУ;
- термическое разложение и механическое разрушение ГТЗ также не должно при¬
водить к искажению формы СА с НТУ;
- тепловая защита не должна препятствовать отсоединению НТУ от жесткой ча¬
сти СА в вариантах, предусматривающих сброс НТУ после прохождения участка
траектории со значительными тепловыми и силовыми нагрузками;
- материалы ГТЗ не должны обладать самостоятельным горением после прекраще¬
ния воздействия внешнего теплового потока.
Изложенные требования принимаются во внимание при выборе матёриалов для
изготовления гибкой тепловой защиты всего СА с НТУ.
Принципиальная конструктивная схема тепловой защиты герметичной оболочки
НТУ должна строиться исходя из её назначения, условий функционирования и предъ¬
являемых к ней конструкторских и эксплуатационных требований.
Основываясь на общих известных принципах построения теплозащитных систем
спускаемых в атмосферах планет аппаратов (.Полежаев Ю.В. и др., 1976), гибкая те¬
плозащита герметичной оболочки НТУ должна проектироваться многослойной, содер¬
жащей теплозащитный многослойный пакет и расположенный под ним, также много¬
слойный теплоизолирующий мат (Finchenko V et al., 2003; Фынченко B.C. и др., 2008).
Только многослойность пакета и теплоизолирующего мата, содержащие тонкие
и гибкие материалы, может обеспечить общую гибкость теплозащиты.
При этом наружный теплозащитный пакет, обращенный к набегающему потоку
газа, должен быть выполнен из термостойких гибких материалов и включать в свою
структуру разрушаемый (аблирующий) под воздействием потока газа высокой темпе¬
ратуры материал из класса герметиков.
55

1-3
8
1 - герметичная оболочка; 2 - теплоизолирующий мат; 3 - чехол мата;
4 - слои теплоизолирующего мата; 5 - прокладки между слоями мата;
6 - теплозащитный пакет; 7 - слои пакета; 8 - слой аблирующего вещества.
Рисунок 1.33. Схема и элементы ГТЗ герметичной оболочки НТУ СА
Важным для обеспечения гибкости тепловой защиты НТУ также является то, что¬
бы все соприкасающиеся слои не были связаны друг с другом механически, напри¬
мер, прошиты. Тогда при складывании НТУ вместе с ГТЗ слои смогут перемещаться
друг относительно друга в продольном направлении, не образовывая складок и сбо¬
рок материала слоёв в местах изгиба (Финченко B.C. и др., 2008).
На рисунке 1.33 приведена принципиальная схема и элементы гибкой тепловой
защиты движущегося в атмосфере спускаемого аппарата с НТУ.
Как уже указывалось выше, теплозащитный пакет является наружным слоем мно¬
гослойной гибкой тепловой защиты НТУ и выполняется из термостойких и гибких
материалов.
Материалами, пригодными для использования в гибком теплозащитном пакете,
могут служить выпускаемые отечественной промышленностью термостойкие ткане¬
вые материалы. Обычно это углеродные, кремнеземные, базальтовые и стеклянные
ткани (Землянский Б.А. и др., 2008).
Перечень основных из этих материалов, приведен в таблице 1.8.
Таблица 1.8. Термостойкие материалы - кандидаты для изготовления теплозащитного пакета
гибкой тепловой защиты СА с НТУ
ткань
марка ткани
номер стандарта
термостойкость, °С
(<3 мин)
(>3 мин)
углеродная
УРАЛТ-22Р
ГОСТ 28005-88
1500
900
кремнеземная
КТ-Н-Э/0,2
ТУ6-11-224-74
1200
800
базальтовая
ТБСр
ГОСТ 6943.2-79
700
700
лоловая
обр. 5379-80
опытная
700
400
стеклянная
Э1-100
ГОСТ 19907-83
500
400
ТС 8/3-П-78
ТУ 6-11-214-76
450
400
аримидная
рыжая
обр. 5359-87
ТУ вниипхв
№ 346-94
500
300
черная
обр. 5352-87
ТУ вниипхв
№ 346-87
500
300
электроизоляционная
из стеклянных крученных
нитей
Э2-125
ГОСТ 19909-83
450
400
56

1-3
Эти материалы характеризуются стойкостью к высоким температурам (700-
1500°С) при кратковременном тепловом воздействии и свойственной тканям гибко¬
стью. Теплофизические и физические характеристики отечественных термостойких
тканей приведены в таблице 1.9.
Таблица 1.9. Теплофизические характеристики отечественных термостойких тканей
ткань
толщина,
мм
разрывная
нагрузка,
Н/см
с,
кДж/
(кг-К)
К
Вт/ (м К)
уд. вес,
г/м2
термо¬
оптические
свойства
основа
уток
8
As
углеродная
УРАЛТ-22Р
0,4...0,6
200
70
1,46
0,74...0,79
290±30
0,85
0,95
кремнеземная
0,23±0,03
120
120
1,5...1,7
0,35...0,58
180±20
0,78
0,31
лоловая
0,1±0,01
0,415
0,05...0,07
65±5
0,7
0,85
стеклянная Э1-100
0,1±0,01
180
180
о
00
о
Зо
0,42...0,64
100±10
0,83
0,3
стеклянная ТС
8/3-П-78
0,25±0,02
310
180
0,8...0,9
0,40...0,68
205±15
0,82
0,35
аримидная
рыжая
0,14±0,02
360
240
1,1...1,2
0,22...0,28
95±10
0,83
0,52
черная
0,14±0,02
160
120
1,1...1,2
0,22...0,28
95±10
0,83
0,52
стеклянная Э-125
0,125±0,01
240
240
0,8...0,9
0,38...0,58
145±9
0,82
0,35
Анализируя данные таблиц 1.8 и 1.9, можно отметить, что из представленного на¬
бора термостойких материалов ряд тканей может служить в качестве основы тепло¬
защитного пакета, выдерживающего температуру до 500... 1500°С при кратковремен¬
ном тепловом воздействии.
Это оправдано тем, что реальное время интенсивного теплового воздействия на¬
бегающего потока при спуске СА в атмосфере составляет от нескольких секунд при
крутых углах входа в атмосферу (0= -35°...-20°) до трёх минут при пологих углах
входа (0=-15°...-6°), т.е. соответствует критерию кратковременной тепловой нагруз¬
ки на термостойкий материал теплозащитного пакета.
Следует заметить, что приведенные в таблице 1.9 ткани обладают низкой проч¬
ностью к разрывному усилию. Это - одна из важных характеристик материала для
использования в конструкции теплозащитного пакета гибкой теплозащиты НТУ СА,
поскольку это свидетельствует о том, что материалы этого пакета будут уноситься га¬
зовым потоком без остаточных фрагментов (обрывков) на лобовой поверхности СА.
В этом случае форма НТУ будет оставаться неизменной в продолжение всего спуска.
Кроме того, как следует из таблицы 1.9, материалы, пригодные для теплозащитно¬
го пакета теплозащиты НТУ, обладают достаточно высоким значением удельной те¬
плоемкости (что свидетельствует об их хорошей способности поглощать приходящее
к поверхности НТУ тепло) и низкой величиной удельной теплопроводности, свиде¬
тельствующей о низкой способности пропускать тепло к теплоизолирующему мату.
Углеродные и кремнеземные ткани обладают также превосходными теплоизоля¬
ционными и теплозащитными свойствами и применяются во многих отраслях про¬
57

1-3
мышленности. Они имеют низкую теплопроводность, высокую стойкость к теплово¬
му удару и повышенной радиации. Обладают электроизоляционными свойствами при
высоких температурах и повышенной влажности. Однако углеродная ткань обладает
низкой прочностью к сдвиговым нагрузкам.
Изделия из кремнеземной ткани чрезвычайно инертны к большинству химиче¬
ских реагентов, стойки к органическим и минеральным кислотам любых концентра¬
ций даже при повышенной температуре (за исключением плавиковой, фосфорной,
соляной), а также к слабым щелочам, расплавленным металлам (кроме Mg, Na, Si)
и сплавам. Они обладают высокой химической стойкостью к воде и пару высокого
давления, способны поглощать влагу, но не расщепляются в присутствии воды, ста¬
бильны в вакууме.
На основе анализа свойств двух термостойких тканей, приведенных в таблице I. I О,
наиболее пригодной для изготовления теплозащитного пакета теплозащиты НТУ
и СА, разработанных в НПОЛ и НИЦ Бабакина, была признана кремнезёмная ткань.
Таблица 1.10. Теплофизические характеристики двух термостойких тканей
ткань
толщина,
мм
удельная
теплоемкость,
кДж/(кгК)
тепло¬
проводность,
Вт/(м-К)
погонный
вес,г/м-
термооптические
свойства
£
As
углеродная
0,4...0,6
1,46
0,74...0,79
290±30
0,85
0,95
кремнеземная
0,23±0,03
1,5...1,7
0,35...0,58
180±20
0,78
0,31
Из зарубежных термостойких тканей, исключая аналогичные отечественным ма¬
териалам, можно отметить ткани семейства 3M™Nextel™ 312 и 440. Температура
плавления материала этих тканей около 1800°С. Эти ткани используются в США для
гибкой тепловой защиты СА с НТУ, готовящихся для летных испытаний в экспери¬
менте IRVE (Arnold J.O. et al., 2011).
В качестве сшивных материалов конструкции гибкой теплозащиты НТУ СА
могут быть использованы специальные нити: кремнеземная К11С6-180 (ТУ6-
48-52-90) и крученая аримидная 29.4тексхЗ><2 (ТУ6-06-9-37-87). Диаметр ткане¬
вых нитей 10-12 микрон, плотность - 2,7...3,05 г/см’, удельная теплоемкость -
1,05... 1,12 кДж/(кгК), коэффициент теплопроводности линейно возрастает
от 0,12 Вт/(м К) при температуре 90°С до 0,18 Вт/(м К) при температуре 800°С.
Основным недостатком приведенных выше тканевых материалов для использова¬
ния в конструкции гибкой теплозащиты является их проницаемость по отношению
к набегающему на НТУ газу высокой температуры, что снижает эффективность всей
тепловой защиты НТУ.
Поэтому тканевые материалы теплозащитного пакета следует пропитывать гер¬
метиком - пастообразной или вязкотекучей композицией на основе полимеров или
олигомеров.
Потеря массы материала теплозащитного пакета из-за термического разложения
герметика и механического уноса обеспечивается набором необходимого количества
слоев ткани в нём. При этом толщина и масса теплозащитного пакета выбираются
такими, чтобы была исключена возможность разрушения материалов, входящих в со¬
став лежащего под ним теплоизолирующего мата. Это значит, что теплозащитный па¬
кет должен обеспечивать температуру на нижней его поверхности, не превышающую
допустимую температуру материала теплоизолирующего мата.
58

1-3
Поскольку температура разрушения приведенных тканей достаточно низкая
(при плотности теплового потока около 200 кВт/м2 они нагреваются до равновесной
температуры, близкой к 1500°С, тогда как при аэродинамическом торможении на СА
воздействуют тепловые потоки, плотностью намного превосходящие указанной), ве¬
щество для пропитки ткани должно обладать температурой абляции, не превышаю¬
щей температуру разрушения ткани, которая одновременно является и армирующим
(несущим) элементом теплозащитного пакета. В этом случае абляционное вещество
при нагреве до температуры его испарения дополнительно будет эффективно снимать
значительное количество падающего на НТУ тепла.
При выборе герметика для пропитки ткани теплозащитного пакета гибкой тепло¬
вой защиты НТУ спускаемого в атмосфере аппарата следует руководствоваться тре¬
бованиями, предъявляемыми к соответствующим полимерным материалам и пропи¬
танной ими ткани:
- пропитанная герметиком ткань должна обладать высокой гибкостью, не препят¬
ствующей укладке НТУ с теплозащитой в компактный объем;
- пропитанная герметиком ткань должна сохранять газонепроницаемость до пол¬
ной абляции герметика с поверхности ткани и зазоров между нитями ткани;
- полимерный материал должен уноситься при абляции, обеспечивая закон уноса
массы при тепловом воздействии, близкий к линейному;
- вещество для пропитки ткани должно иметь температуру абляции, находящуюся
в диапазоне 600... 1000°С;
- полимерный материал должен обладать низкой плотностью;
- герметик должен обладать низкой теплопроводностью;
- герметик должен обладать как можно более высоким значением удельной
теплоемкости;
- пропитанная герметиком ткань должна обладать низким значением коэффициен¬
та усадки/удлинения при нагревании;
- герметик не должен приводить к снижению прочности ткани после её пропитки;
- герметик должен обладать химической и физической совместимостью с пропи¬
тываемой тканью и удовлетворительной адгезией;
- герметик не должен становиться хрупким при температурах до минус 100°С;
- полимерный материал должен быть стоек к воздействию факторов космического
пространства (радиации, вакуума, атомарного кислорода, ультрафиолету и др.);
- абляционный материал не должен обладать самостоятельным горением после
снятия внешней тепловой нагрузки;
- герметик должен обладать как можно более высоким значением эффективной эн¬
тальпии разрушения;
- герметик должен иметь значительное время жизнеспособности в вязком состоя¬
нии для обеспечения достаточности времени операции по пропитке ткани;
- время полного отверждения герметика должно быть ограничено несколькими
часами.
Отечественной промышленностью выпускаются полимерные материалы, служа¬
щие в качестве герметика для решения различного рода технических задач (Варгаф-
тикН.Б., 1972), в том числе и в ракетно-космической технике.
Степень удовлетворения каждому из перечисленных требований необходимо про¬
верять при лабораторных исследованиях и испытаниях как самих полимерных мате¬
риалов, так и пропитанных ими тканей, выбираемых для изготовления теплозащиты
СА с НТУ.
59

1-3
В таблице l.ll приведено описание некоторых полимерных материалов, наибо¬
лее пригодных для изготовления гибкой тепловой защиты путем пропитки несущих
тканей; в таблице 1.12 - их физические характеристики и теплофизические свойства.
Таблица 1.11. Описание полимерных материалов, пригодных к изготовлению ГТЗП
материал
марка
условия
вулканизации
и отверждения
время
живучести
время
полного
отверждения
стойкость
к средам
кремний-
органический
двух¬
компонентный
герметик
ВИКСИНТ
У-1-18
температура
15...23°С
0,5...6 ч
24 ч
свет, озон,
влага
ВИКСИНТ
У-4-21
температура
15...35°С
0,5..,6 ч
72 ч
свет, озон,
влага
герметик
УТ-32
температура
15...35°С
2..,4ч
10... 15 суток
свет, озон,
топливо,
влага
ВОКТЗМ-ТС
температура
Ю...20°С
3...5 ч
1 ...2 суток
свет, влага,
термостоек
фторопласт
фторопласт- 42Л
температура
Ю...30°С
0,5...1 ч
15...24ч
влага,
температура
стирольный
силикон
СТИРОСИЛ-А
температура
10.. ,25°С
не менее
25 мин
24 ч
свет, озон,
радиация,
масло, влага
Таблица 1.12. Свойства полимерных материалов, пригодных для пропитки ткани гибкой
теплозащиты
марка
материала
температура
интенсивного
разложения,
°С
плотность,
г/см’
предел
прочности при
растяжении,
МПа
тепло¬
проводность,
Вт/(м-К)
удельная
теплоемкость,
кДж/(кгК)
ВИКСИНТ
У-1-18
300
2,2±0,05
3,5...0,7
0,35...0,30
0,62...0,59
ВИКСИНТ
У-4-21
300
1,35±0,05
1,5...0,5
0,33
2,05...2,26
УТ-32
130
1,7±0,05
1>J
О
о
С/1
ВОКТЗМ-ТС
300
0,7±0,05
6,5...2,2
0,14...0,2
0,85... 1,3
фторопласт-
42Л
360
1,95±0,05
41,2...2,4
0,25 0,3
1,05 1,15
СТИРО¬
СИЛ-А
600
1,1 ±0,1
9,0...2,1
0,1...0,3
1,45...1,75
Герметик ВИКСИНТ У-1-18 представляет собой белую пасту, которая при смеше¬
нии с продуктом № 18 отверждается (вулканизируется) и превращается в резинопо¬
добный материал. Используется для герметизации штепсельных разъемов и других
соединений.
Контакт с этим герметиком не вызывает коррозии алюминиевых, титановых и ок¬
сидированных магниевых сплавов, нержавеющих сталей, серебряных покрытий
и латуни.
60

1-3
Герметик ВИКСИНТ У-4-21 - также паста белого цвета, при смешении с катали¬
затором № 21 вулканизируется и резиноподобные свойства приобретает через 24 часа
при температуре 15...35°С, а полное отверждение достигается через трое суток. При¬
меняется для поверхностной герметизации клепаных, болтовых, сварных металличе¬
ских конструкций, для поверхностной герметизации приборов и радиоаппаратуры.
Стоек к вибрациям, к влаге и термостоек. Не вызывает коррозии алюминиевых, маг¬
ниевых, титановых сплавов, углеродистых и нержавеющих сталей, латуни, серебря¬
ных покрытий. Обладает высокими диэлектрическими свойствами.
Герметик УТ-32 имеет серый цвет, поставляется в виде отдельных компонентов.
Готовится перед употреблением путем смешивания компонентов. Жизнеспособность
2-4часа, если герметик наносится шпателем, и 10...20 часов, при нанесении методом
полива. Приобретает резиноподобные свойства через 1-2 суток, а полная вулканиза¬
ция наступает только через 10... 15 суток при температуре 15...35°С. Применяется
для крепления стекол, защиты приборов, для герметизации штепсельных разъемов,
не имеющих серебряных и медных контактов. Не вызывает коррозии алюминиевых
и магниевых оксидированных сплавов, кадмированной стали.
Материал ВОКТЗМ-ТС после вулканизации приобретает большую жесткость
по сравнению с жесткостью герметиков группы ВИКСИНТ. Его применение для гиб¬
кой теплозащиты может быть использовано в случаях, когда нет повышенных тре¬
бований к гибкости тепловой защиты, но приобретает значение требование к весу
и толщине теплозащитного пакета.
Фторопласт-42Л растворяется в 4-компонентном растворителе и на кремнезем¬
ную ткань может наноситься в виде лака.
Стирольный силикон СТИРОСИЛ-А является низкомолекулярным полимером
и представляет собой белую сметанообразную массу, которая может храниться в те¬
чение нескольких лет без изменения своих свойств, но при смешивании с катализато¬
ром (продукт № 111-269) полностью вулканизируется в течение суток при комнатных
условиях и превращается в резиноподобный материал.
Анализ данных таблиц 1.11 и 1.12 дает возможность, исходя из описанных выше
требований, предъявляемых к пригодным для пропитки ткани гибкой тепловой защи¬
ты НТУ СА материалам отдать предпочтение герметикам ВИКСИНТ, СТИРОСИЛ-А
и Фторопласт-42 Л.
Этот выбор обусловлен тем, что герметик УТ-32 обладает, с одной стороны, низ¬
кой температурой разложения (130°С), с другой - достаточно высокой плотностью
(1,7 г/см3), что обуславливает значительные весовые его затраты на пропитку, приво¬
дящие к утяжелению суммарного веса гибкой теплозащиты.
Использование же герметика ВОКТЗМ-ТС для пропитки ткани ограничено требо¬
ванием к эластичности ГТЗ, хотя он и обладает низкой плотностью (0,7 г/см3). Ткань,
пропитанная герметиком ВОКТЗМ-ТС, имеет большую жесткость по сравнению
с жесткостью ткани, пропитанной герметиком группы ВИКСИНТ.
Из группы ВИКСИНТ меньшим удельным весом по сравнению с плотностью
ВИКСИНТ У-1 -18 и более высокой теплоемкостью обладает ВИКСИНТ У-4-21,
что обеспечивает ему предпочтение для использования в качестве пропитывающего
материала при изготовлении гибких тепловых защит. Однако проведённые испыта¬
ния полномасштабного макета гибкой тепловой защиты НТУ СА «Пенетратор» КА
«Марс-96», несущая ткань теплозащитного пакета которого пропитана герметиком
ВИКСИНТ У-4-21, показали, что при нагреве растворитель герметика испаряется
и наполнитель его превращается в пыль, уносимую на стенде набегающим потоком
высокотемпературного газа.
61

1-3
Важным требованием, предъявляемым к материалу СТИРОСИЛ-А, является тре¬
бование к способности терять основную массу при абляции только с поверхности
(линейный унос), обращенной к воздействующему тепловому потоку. Для проверки
этого свойства в ЦНИИмаш на тепловой установке ТТ-1 (Анфимов Н.А. и др., 1994)
и на высокочастотном плазмотроне ВЧП У-13 (Залогни Г.Н. и др., 1994) были прове¬
дены тепловые испытания образцов, содержащих слой кремнеземной ткани, пропи¬
танной герметиком СТИРОСИЛ-А и лежащей на теплоизоляционном материале.
Модели для испытаний на тепловой установке ТТ-1, выполненные по схеме, по¬
казанной на рисунке 1.34, представляли собой цилиндрические «крышки» 1 из алю¬
миниевого сплава наружным диаметром 50 мм. К торцевой поверхности «крышки»
прикреплялся теплоизоляционный слой 2 из асботекстолита толщиной 10 мм, на ко¬
тором устанавливался образец кремнеземной ткани 3 с нанесенным на неё слоем 4
вещества СТИРОСИЛ-А. На поверхность ткани выведен спай хромель-алюмелевой
термопары 5, предназначенной для определения момента полного уноса герметика
СТИРОСИЛ-А с поверхности кремнеземной ткани. Боковая цилиндрическая поверх¬
ность «крышек» моделей с целью предотвращения нагрева внешним потоком была
покрыта слоем 6 теплозащитного материала толщиной около 5 мм.
1 - «крышка» из алюминиевого сплава(остов модели); 2 - слой теплоизоляции;
3 - ткань кремнеземная КТ-11; 4 - материал СТИРОСИЛ-А;
5- термопара; 6 - теплозащита «крышки».
Рисунок 1.34. Схема модели для испытаний сублимационных свойств материала
СТИРОСИЛ-А
Испытания проведены в воздушной среде при двух режимах, соответствующих
сверхзвуковому обтеканию модели газом в течение времени 55 секунд (тепловой по¬
ток ЮЗ кВт/м2) и 130 секунд (тепловой поток 42 кВт/м2).
Модели крепились на осевой державке установки ТТ-1 с помощью резьбового сое¬
динения на внутренней цилиндрической поверхности крышки и при испытаниях раз¬
мещались в рабочей камере установки на оси потока воздуха, вытекающего из сопла,
диаметр среза которого составляет 300 мм. Число Маха на срезе сопла было равным
М=6. Всего испытано пять моделей с различной толщиной нанесенного на кремне¬
земную ткань вещества СТИРОСИЛ-А - 2,5; 3,0; 5,0; 5,5 и 6,0 мм.
В результате проведенных испытаний установлено, что вещество СТИРОСИЛ-А
уносится без видимого образования кокса на поверхности (продукты разрушения
уносятся потоком воздуха), имеющей после испытаний ровный вид, рисунок 1.35.
62

1-3
№2	№4	№5
Рисунок 1.35. Фотографии моделей с веществом СТИРОСИЛ-А, испытанных на установке
TT-I при обтекании сверхзвуковым потоком подогретого воздуха
Анализ параметров оставшегося на моделях материала СТИРОСИЛ-А показыва¬
ет, что с модели № 3 он унесен полностью и кремнеземная ткань оказалась разрушен¬
ной. Момент времени, в который это произошло, определен по резкому возрастанию
температуры, регистрируемому оголенной термопарой.
Результаты испытаний моделей по определению характера и скорости уноса массы
при температурном разложении материала СТИРОСИЛ-А приведены в таблице 1.13.
Таблица 1.13. Результаты испытания образцов с материалом СТИРОСИЛ-А (Р{), Та //<>-
параметры заторможенного газового потока - давление, температура, энтальпия)
параметры режимов
толщина слоя материала
СТИРОСИЛ-А. мм
скорость уноса
материала
СТИРОСИЛ-А.
мм/с
Рь
МПа
Г,,
К
На,
кДж/кг
Ч'
к Вт/м:
начальная
после
испытаний
0,532
1019
1070
42
2,5
2,5
нет уноса
0,530
1105
1165
42
3,0
3,2
вспухание
материала
0,519
1105
1600
103
5,0
0,5
0,0853
0,515
1403
1520
103
5,5
1,1
0,083
0,516
1458
1580
103
6,0
1,3
0,088
Анализ результатов испытаний показывает, что при пониженном уровне плотно¬
сти теплового потока (q=42 кВт/м2) уноса материала СТИРОСИЛ-А не наблюдает¬
ся - происходит лишь незначительное вспухание слоя толщиной 0,1 ...0,2 мм. В этом
случае температура торцевой поверхности модели замерена ниже температуры раз¬
ложения материала СТИРОСИЛ-А.
Поэтому в дальнейшей работе по изготовлению ГТЗ СА с НТУ, проектируемых
в НПОЛ и НИЦ Бабакина, для пропитки кремнеземной ткани теплозащитного пакета
использовался стирольный силикон СТИРОСИЛ-А, обладающий, как показали даль¬
нейшие исследования, температурой интенсивной абляции около 680±20°С и линей¬
ным уносом.
63

1-3
Материалы для изготовления теплоизолирующего мата
гибкой тепловой защиты надувного тормозного устройства СА
Теплоизолирующий мат гибкой тепловой защиты НТУ (см. рисунок 1.33) уста¬
навливается между теплозащитным пакетом и герметичной оболочкой НТУ СА. Этот
мат набирается из материалов, обладающих высокими теплоизоляционными свой¬
ствами. Перечень таких материалов приведен в таблице 1.14.
Представленные материалы являются в разной степени гибкими, обладают разли¬
чающимися физическими и теплофизическими свойствами и широко используются
в ракетно-космической технике в качестве теплоизоляционных материалов.
Таблица 1.14. Теплоизоляционные материалы - кандидаты для изготовления
теплоизолирующего мата
материал
марка
номер стандарта
допустимая температура
эксплуатации,°С
кратковременное
воздействие
длительное
воздействие
литофлекс
КГ-25
500
500
ткань СВМ
арт.56305
ТУ 17 РСФСР
629261-79
300
300
холст
стекловолокнистый
ХСВН-7
ТУ6-48-0578
6904-147-94
500
300
пленка
полиимидная
ПМ-1ЭУ-ОА
ТУ ЛР-0317046-
01-92
500
300
теплоизоляция
ATM-10
ТУ 550.2-42-72
1200
200
ATM-19
-
430
370
ЭВТИ
ЭВТИ-2В
ОСТ92-1380-83
150
150
ЭВТИ-И
ОСТ92-1380-83
500
300
ЭВТИ-Е
-
1000
1000
Так, например, теплоизоляционные материалы марок ATM-10, ATM-19, лито-
флекс широко применялись и применяются в НПОЛ для защиты спускаемых аппара¬
тов от высокой температуры в атмосфере Венеры и низких температур при функцио¬
нировании СА на поверхности Луны и Марса.
Литофлекс представляет собой мелкоячеистый, легкосжимаемый и гибкий мате¬
риал на основе неорганической связки из асбестовых волокон. Свойства литофлекса
марки КГ-25 подробно исследованы материаловедческим отделением НПОЛ. Этот
материал обладает низкой теплопроводностью (^=0,05...0,08 Вт/м К) при изменении
температуры от 0°С до 500°С при атмосферных условиях и имеет малый удельный
вес от 0,016 г/см3 в свободном состоянии до 0,07 г/см3 при четырехкратном поджатии.
64

1-3
Теплоизоляционный материал ATM-10 изготавливается из штапельного сверх¬
тонкого базальтового волокна. Удельный вес его образцов без поджатия составляет
0,04 г/см3 и 0,16 г/см3 при четырехкратном поджатии. Эффективная теплопрово¬
дность материала ATM-10 с трехкратным поджатием изменяется от 0,06 Вт/(м К) при
температуре 50°С до 0,09 Вт/(м К) при температуре 300°С.
Волокнистая органическая теплоизоляция ATM-19 производится по фетровой
технологии из смеси органических волокон различного типа и состава (лола, аримид,
терлон). Плотность ATM-19 составляет в свободном состоянии 0,2 г/см3, теплопро¬
водность при атмосферных условиях изменяется от 0,057 Вт/(м К) при температуре
20°С до 0,123 Вт/(мК) при температуре 500°С.
К другой группе теплоизоляционных материалов можно отнести пленочные ма¬
териалы, перечисленные в таблице 1.14. Эти пленки могут использоваться для фор¬
мирования однородного теплоизолирующего мата, например, содержащего только
капроновую ткань, ткань со сверхвысоким модулем прочности (СВМ) или холст
стекловолокнистый.
Теплоизолирующий мат также может быть скомбинирован из других материалов,
например, из пленок полихлорвиниловых или полиамидных, холста стекловолокни¬
стого, с образованием экранновакуумной теплоизоляции (ЭВТИ).
ЭВТИ из пленок различного типа широко используется в космической технике
для обеспечения контролируемого теплообмена космических аппаратов с космосом.
Все перечисленные материалы по температуростойкости удовлетворяют требова¬
ниям для использования в теплоизолирующем мате гибкой тепловой защиты НТУ СА.
С целью определения степени пригодности и выбора этих материалов для ука¬
занного применения необходимо на первоначальной стадии исследований образцы,
изготовленные в виде пакетов из соответствующего материала или ряда материалов,
подвергнуть различным видам физического воздействия, сопровождающего процес¬
сы укладки и развертывания НТУ - сгибам, сдвигам, растяжению, сжатию и другим
механическим нагрузкам.
Было установлено, что пакеты теплоизоляционных материалов ATM-10, ATM-19,
литофлекс не смогут выдерживать многократных изгибов, т.к. базальтовое волок¬
но теплоизоляции ATM-10, набивка из смеси органических волокон теплоизоляции
ATM-19, асбестовые волокна литофлекса будут испытывать излом в местах переги¬
бов и сбиваться в отдельные комочки, образуя недопустимые, в соответствии с тре¬
бованиями к гибким тепловым защитам НТУ СА, пустотные разрывы в пакете. Также
в результате многократных изгибов следует ожидать изломы металлических фольг,
из которых сформированы пакеты ЭВТИ-Е. Ввиду этого перечисленные материалы
могут использоваться только в некоторых особых случаях применения гибкой тепло¬
вой защиты, например, когда предусматривается одно- или двукратная укладка и раз¬
вертывание НТУ.
Наиболее приемлемым материалом для теплоизолирующего мата гибкой тепло¬
защиты НТУ, допускающей многократную укладку и развертывание, можно считать
пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции ЭВТИ-В, ЭВТИ-2В, ЭВТИ-И и ЭВТИ-2И.
В таблицах 1.15 и 1.16 представлены некоторые дополнительные физические
и теплофизические свойства ЭВТИ-2В и ЭВТИ-И, которые могут использоваться при
расчетах прогрева теплоизолирующего мата при тепловой нагрузке. Свойства приве¬
дены для различной плотности укладки пленок ЭВТИ на единицу толщины.
65

1-3
Таблица 1.15. Физические свойства ЭВТИ
масса, г/м2
толщина, мкм
тип ЭВТИ
пленки (экрана)
прокладки ЭВТИ
(ХСВН-7)
пленки
(экрана)
прокладки ЭВТИ
(ХСВН-7)
ЭВТИ-2В
7,79
7,0
5
50
ЭВТИ-И
25,00
7,0
20
50
Таблица 1.16. Теплофизические и физические свойства ЭВТИ
тип
плотность
укладки,
шт/см
температура,
°с,
теплопроводность,
Вт/(мК)
удельная
теплоемкость,
Дж/(кг-К)
внутреннего
слоя пакета
наружного
слоя пакета
ЭВТИ-2В
13
20
50
0,14- 10 я
1320
13
100
0,17-10 '
13
200
0,24-10 ’
ЭВТИ-И
21
150
200
0,2110 ’
840
21
300
0,24-10 '
Из приведенного списка материалов наиболее подходящей для использования
в конструкции теплоизолирующего мата гибкой тепловой защиты НТУ следует рас¬
сматривать ЭВТИ-И, которая выдерживает кратковременный нагрев до 500°С.
При этом толщину мата (количество пленок ЭВТИ) следует выбирать такой, что¬
бы был обеспечен перепад температуры, достаточный для предохранения материала
герметичной оболочки НТУ от термического разрушения, т.е. не меньше разности
температур между допустимыми температурами материалов теплоизолирующего
мата и герметичной оболочки НТУ.
Выбор материалов, количество слоёв в теплозащитном пакете и теплоизолирую¬
щем мате гибкой тепловой защиты для НТУ конкретного СА определяется в результа¬
те испытаний образцов на установках, генерирующих высокоскоростные потоки вы¬
сокотемпературного газа с соответствующим уровнем плотности теплового потока.
Подходящими для этой цели установками являются высокочастотный плазмотрон
У-13 (ВЧП У-13) в Центральном научно-исследовательском институте машинострое¬
ния (ЦНИИмаш, г Королёв, Моск. обл.) {Залогин Г.Н. и др., 1994) и торцевой холлов-
ский ускоритель в Институте тепломассообмена им. А.В. Лыкова (Минск, Белорус¬
сия) (Юревич Ф.Б., Ермаченко B.C. и др., 1989).
На первоначальной стадии проектирования СА с НТУ «Пенетратор» и выбора
конструкции гибкой тепловой защиты его основного (далее - ОНТУ) проводились
экспериментальные исследования теплоизолирующих матов, составленных из экран¬
но-вакуумной теплоизоляции марки ЭВТИ-И (ОСТ92-1380-83).
ЭВТИ-И состоит из полиимидных пленок ПМ-1ЭУ-ОА-0,02 по ТУ 17 0306-87,
сдублированных с холстом стекловолокнистым ХСВН-7 при формировании. Каждая
пленка имеет одностороннюю металлизацию на стороне, обращенной к наружной
поверхности теплозащиты. В этом случае обеспечивается более интенсивный ради¬
ационный поток к внешней поверхности теплозащиты, и в связи с этим уменьшение
потока тепла в сторону герметичной оболочки НТУ.
Значения коэффициента теплопроводности X и термического сопротивления R
при различных плотностях укладки ЭВТИ-И, определенные в условиях вакуума, при¬
ведены в таблице 1.17.
66

1-3
Табица 1.17. Теплофизические свойства ЭВТИ-И в вакууме
марка -
плотность укладки, 1/см
10
20
30
40
50
10
20
30
О
чэ
О
М0\ Вт/(м-К)
R, (м2 К)/Вт
ЭВТИ-И
12,6
8,8
6,4
5,0
4,8
80
ИЗ
156
200 208
Эти свойства получены при стационарных условиях теплопередачи под воздей¬
ствием перепада температуры между нагреваемой и охлаждаемой сторонами пакета
ЭВТИ-И, равного 300°С.
Основной особенностью условий работы теплоизолирующего мата ЭВТИ в со¬
ставе тепловой защиты НТУ СА является кратковременный его разогрев в период
нарастания теплового воздействия набегающего газового потока при аэродинамиче¬
ском торможении СА, поджатия мата ЭВТИ и последующее остывание после прохож¬
дения пика теплового потока.
При этом рост температуры каждбго последующего от наружного слоя происхо¬
дит с некоторым запаздыванием по отношению к предыдущему, а его максимальная
температура оказывается ниже максимальной температуры предыдущего слоя ЭВТИ.
Это свидетельствует о распространении тепловой волны в толщу пакета при одновре¬
менном ослаблении её интенсивности после прекращения нагрева наружного слоя.
Поэтому в качестве основных параметров, определяющих теплоизоляционную
эффективность ЭВТИ в этих условиях, будем рассматривать скорость распростра¬
нения тепловой волны по слоям в толщу теплоизолирующего мата, т.е. в направ¬
лении защищаемой оболочки НТУ, и коэффициент относительного ослабления её
интенсивности.
Математически эти параметры можно описать следующим образом:
N
W= -—,К,= 1-
(T.V т) г
т
VIA,,™
где N - число слоев ЭВТИ; W- скорость перемещения максимального значения тем¬
пературы от верхнего (/=1) до нижнего, примыкающего к оболочке НТУ, слоя (/=Л0;
Т| и Т\ - время, за которое достигается максимальная температура в верхнем и ниж¬
нем слоях, соответственно; К, -коэффициент ослабления максимального значения
температуры /-го слоя ЭВТИ относительно максимальной температуры Т\ первого
(наружного слоя); / - номер слоя ЭВТИ, отсчитываемый от наружной поверхности
мата ЭВТИ.
Очевидно, что указанные параметры зависят от степени вакуумирования и поджа¬
тия межпленочных зазоров ЭВТИ и условий теплообмена на наружной и внутренней
поверхностях теплоизолирующего мата ЭВТИ.
Далее приводятся некоторые основные результаты испытаний теплоизоляцион¬
ных свойств нескольких пакетов ЭВТИ-И, предлагаемых в качестве теплоизолирую¬
щих матов для тепловой защиты ОНТУ СА.
В ЦНИИмаш эти результаты получены при нагревании многослойных пакетов
из ЭВТИ-И и ЭВТИ-2В как радиационным тепловым потоком, так и в условиях
конвективного нагрева образцов на аэродинамической установке ВЧП У-13 (Васа-
нов Ю.А. и др., 2001). Установлено, что при натекании на пакет ЭВТИ-И теплового
потока, достигающего мощности до 6 кВт/м2 в течение 3 мин, разрушений пленок
67

1-3
не происходит. Наблюдается лишь слипание пленок из-за расплавления прокладок
ХСВН-7. ЭВТИ-2В разрушается уже при тепловом потоке 3,5 кВт/м2.
Аналогичные испытания прогрева пакетов ЭВТИ-И проводились НИЦ
им. М.В. Келдыша в рабочем отсеке установки Т-52Б, представляющем собой го¬
ризонтально расположенный цилиндр с внутренним диаметром 1,1м, высотой 0,7 м
(объем К=0,65 м'). Внутренняя поверхность отсека покрыта эмалью, степень черноты
которой равна £=0,9.
Испытаниям подвергались четыре образца размером 200'200 мм, составленные
каждый из 20-ти слоев пленок ЭВТИ-И. Все образцы были препарированы хромель-ко-
пелевыми термопарами. Стенки отсека охлаждаются водой при температуре 10°С.
Программа нагрева образцов реализовывалась с помощью малоинерционного квар¬
цевого нагревательного блока, собранного из двадцати кварцевых ламп марки КГТО-
220-2500. В процессе испытаний давление в рабочем отсеке составляло 4...5 Па.
Испытания образцов пакетов ЭВТИ-И, содержащих по 20 пленок, проводились
по заданной программе изменения температуры Ти. их наружной поверхности в соот¬
ветствии с воздействующим в течение 360 секунд тепловым потоком при аэродина¬
мическом торможении СА с ОНТУ в разреженных слоях атмосферы.
Испытания проведены для трёх режимов нарастания и спада тепловых потоков,
представленных в таблице 1.18.
Таблица 1.18. Параметры режимов испытаний прогрева пакета ЭВТИ-И
время, с
режим 1
режим 2
режим 3
с/, Вт/(м2К)
К:, °С
б/, Вт/(м2К)
о
о
б/, Вт/(м2-К)
т„,,° С
0
52
9
74
13
93
20
20
85
14
230
25
380
80
40
120 ’
26
580
49
840
140
60
250
44
860
96
1510
191
80
600
98
1650
132
2600
260
100
1250
120
2680
216
4000
316
120
1940
172
4000
271
5400
349
140
2520
204
5100
300
6550
367
160
2850
224
5750
324
7600
378
180
3000
233
6000
337
8000
382
200
2880
224
5850
330
7700
372
200
2600
214
5350
312
7030
351
240
2160
202
4430
288
6050
330
260
1610
189
3200
265
4370
304
280
1010
178
2160
243
2910
280
300
430
168
1510
227
1950
258
320
210
159
970
213
1140
240
340
120
152
450
200
580
227
360
60
145
93
187
140
217
68

1-3
В таблице 1.19 указаны места размещения термопар на пленках пакета с соответ¬
ствующей их индексацией.
Таблица 1.19. Размещение термопар на образцах пакета ЭВТИ-И
место размещения
индекс параметра
измеряемая температура
наружная поверхность
облицовочной ткани образца
ТП-8
наружной поверхности образца
внутренняя поверхность
облицовочной ткани
ТП-1
1-го слоя ЭВТИ (наружная)
внутренняя поверхность 1-й пленки
ТП-2
l-ro слоя ЭВТИ (внутренняя)
внутренняя поверхность 3-й пленки
ТП-3
3-го слоя ЭВТИ
внутренняя поверхность 5-й пленки
ТП-4
5-го слоя ЭВТИ
внутренняя поверхность 8-й пленки
ТП-5
8-го слоя ЭВТИ
внутренняя поверхность 15-й пленки
ТП-6
15-го слоя ЭВТИ
внутренняя поверхность 20-й пленки
ТП-7
20-го слоя ЭВТИ
Температура Г„ изменения поверхности образца контролировалась при помощи
термопары ТП-8 до момента прекращения воздействия теплового потока. Далее тер¬
мопара ТП-8 указывает на изменение температуры внешней поверхности образца
вследствие охлаждения в условиях рабочего отсека установки Т-52Б.
На рисунках 1.36-1.38 приведены зависимости изменения температуры в слоях
образцов ЭВТИ-И от времени, замеренного термопарами при испытаниях на режи¬
мах 1, 2 и 3 соответственно.
Анализ результатов прогрева образцов теплоизолирующего мата из ЭВТИ-И
показал:
- скорость движения тепловой волны внутрь теплоизолирующего мата по мере
увеличения теплового потока к поверхности образца возрастает. Для мата, состо¬
ящего из 20 слоев ЭВТИ-И, скорость прогрева возрастает от 0,0476 слой/сек при
cj=3 кВт/м2 до 0,0555 слой/сек при <7=8 кВт/м2. Это означает, что с ростом тепло¬
вого потока к наружной поверхности пакета ЭВТИ, нагрев герметичной оболочки
НТУ наступает через более короткий промежуток времени. Максимальная тем¬
пература оболочки достигается через 420 секунд в первом случае и через 360 се¬
кунд - во втором после момента нагрева наружной поверхности пакета ЭВТИ
до максимальной температуры;
- коэффициент ослабления максимального значения температуры последнего
20-го слоя ЭВТИ относительно температуры наружного слоя практически не за¬
висит от величины теплового потока в рассмотренном диапазоне его изменения
и колеблется в диапазоне А=0,14...0,10;
- перепад максимальных значений температур между наружной и внутренней по¬
верхностями пакета ЭВТИ возрастает с увеличением теплового потока от 203 гра¬
дусов при <7=3 кВт/м2 до 327 градусов при q=8 кВт/м2.
69

1-3
-♦-ТП1
—ТП2
-*-ТПЗ
ТП4
-*-ТП5
ТПб
—»—ТП7
  ТП8
Время, с
Рисунок 1.36. График изменения температуры пленок пакета ЭВТИ-И на режиме
Рисунок 1.37. График изменения температуры пленок пакета ЭВТИ-И на режиме 2
-ТП1
-ТП2
-ТПЗ
-ТП4
-ТЛ5
-ТЛб
-ТЛ7
-ТП8
Вр.мя, с
Рисунок 1.38. График изменения температуры пленок пакета ЭВТИ-И на режиме 3
70

1-3
Описанные выше результаты исследований теплоизоляционных свойств ЭВТИ-И
получены при радиационном нагреве образцов в условиях низкого (4...5 Па) окружа¬
ющего давления.
В реальных же условиях теплоизолирующий мат гибкой тепловой защиты ОНТУ
СА работает в условиях поджатия динамическим напором набегающего газового по¬
тока при движении СА в атмосфере и изменяющегося давления газа в межпленочных
зазорах ЭВТИ.
Для выявления влияния указанных условий на теплоизоляционные свойства
ЭВТИ-И в процессе разработки и отработки конструкций гибкой тепловой защиты
ОНТУ СА «Пенетратор» АМС «Марс-96» проведены испытания образцов ЭВТИ-И
на газодинамическом стенде Ц-9Н Исследовательского Центра им. Келдыша М.В.
Испытывались восемь образцов прямоугольной формы размером 200x200 мм
теплоизолирующего мата, составленного из десяти слоев пленок ЭВТИ-И.
Все образцы были установлены на несущей плите, размещенной в рабочей каме¬
ре стенда Ц-9Н. При испытаниях на поверхность плиты с образцами направлялась
струя газа, разогретого до температуры 1200°С. Для предохранения полиимидной
пленки ЭВТИ от непосредственного воздействия газового потока на наружную по¬
верхность образцов устанавливалась различного рода тепловая защита, обусловлива¬
ющая нагрев поверхности каждого из образцов по определенному закону изменения
её температуры.
Во время испытаний стенки рабочей камеры стенда охлаждались водой. Время
воздействия газового потока на образцы составляло 100 секунд. Скоростной напор
газового потока на поверхности образцов не превышал 4 кПа, давление в рабочей
камере стенда обеспечивалось на уровне 90 кПа.
Результаты испытаний в виде зависимостей температуры на наружной и внутрен¬
ней поверхностях образцов от времени приведены для каждой пары образцов приве¬
дены на рисунках 1.39-1.42.
Полученные в испытаниях по нагреву образцов теплоизолирующего пакета
ЭВТИ-И числовые результаты представлены в таблице 1.20.
Время, с
Рисунок 1.39. Температура внешней (темные линия) и внутренней (светлые линии)
поверхностей образцов 1 и 2 пакетов ЭВТИ-И
71

1-3
Время, с
Рисунок 1.40. Температура внешней (Т 3-1, Т 4-1) и внутренней (Т 3-2, Т 4-2) поверхностей
образцов 3 и 4 пакетов ЭВТИ-И
Время, с
Рисунок 1.41. Температура внешней (Т5-1 и Т7-1) и внутренней (Т5-2 и Т7-2) поверхностей
образцов 5 и 7 пакетов ЭВТИ-И
Время, с
Рисунок 1.42. Температура внешней (Т8-1 и Тб-I) и внутренней (Т8-2 и Т6-2) поверхностей
образцов 6 и 8 пакетов ЭВТИ-И
72

1-3
Таблица 1.20. Результаты испытаний образцов пакета из десяти слоев ЭВТИ-И
№
образца
температура, °С
перепад
температуры, °С
разность времени
достижения
максимальной
температуры, °С
W,
слой/сек
К
над ЭВТИ
под ЭВТИ
1
405
175
230
15
0,67
0,568
2
325
150
175
25
0,40
0,539
3
220
125
95
45
0,22
0,432
4
185
125
60
20
0,50
0,324
5
360
275
85
10
1,00
0,228
6
255
170
. 85
20
0,50
0,333
7
335
190
145
10
1,00
0,433
8
425
175
250
15
0,67
0,588
Анализ результатов показывает, что при высоких значениях теплового потока
к поверхности пакета ЭВТИ-И (-100 кВт/м2) скорость распространения W тепловой
волны в глубь теплоизолирующего пакета значительно возрастает. Максимальный
нагрев внутренней поверхности пакета ЭВТИ-И достигается уже через 10-40 секунд
после достижения максимума температуры на внешней поверхности. Также умень¬
шается коэффициент ослабления максимального значения температуры внутреннего
слоя ЭВТИ-И как за счет уменьшения числа слоев, так и за счет увеличения давления
газа в межпленочных зазорах пакета ЭВТИ.
Эти результаты свидетельствуют об эффективности применения ЭВТИ-И в ка¬
честве теплоизоляционного материала в структуре теплоизолирующего мата гибкой
тепловой защиты надувных тормозных устройств спускаемых в атмосферах планет
аппаратов.
Количество слоев термостойкой кремнеземной ткани теплозащитного пакета вы¬
бирается из соображений обеспечения температуры на внешней поверхности теплои¬
золирующего мата не выше 500°С, если длительность теплового воздействия не пре¬
вышает трех минут и не выше 300°С при более длительном тепловом воздействии.
Количество слоев пленок ЭВТИ-И должно выбираться исходя из того, чтобы тем¬
пература на внутренней поверхности ЭВТИ-И, прилегающей к защищаемой оболоч¬
ке НТУ, не превышала 150°С в течение всего времени прогрева образца. При этом
пакет ЭВТИ-И с наружной и внутренней сторон облицовывается рыжей аримидной
тканью, которая предохраняет экраны ЭВТИ-И от механических повреждений и обе¬
спечивает компактность теплоизолирующего мата в период сборочных работ.
73

1-4
|Ш0 ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ТЕПЛОВОЙ
ЗАЩИТЫ НАДУВНОГО ТОРМОЗНОГО УСТРОЙСТВА
СПУСКАЕМОГО В АТМОСФЕРЕ АППАРАТА
Как указывалось в предыдущем разделе, тепловая защита герметичной оболоч¬
ки НТУ любого СА должна содержать теплозащитный пакет и расположенный под
ним теплоизолирующий мат, расправленный в защитном чехле. При этом наружный
теплозащитный пакет, обращенный к набегающему потоку газа, должен быть выпол¬
нен из одного или нескольких слоев термостойкой ткани, пропитанной уносимым
под действием теплового потока веществом. Это соответствует общему принципу
построения теплозащиты любого аппарата, движущегося в газовой среде с высокими
скоростями (Полежаев Ю.В.и др., 1976).
1*
2*
3*
4*
5*
3*
6*
1, 2 и 3 - слои теплозащитного пакета; 4 - теплоизолирующий мат; 5 - оболочка ОНТУ;
1* - слой герметика СТИРОСИЛ-А; 2* - ткань кремнеземная КТ-11 -Э/0,2;
3* - ткань чехла теплоизолирующего мата аримидная рыжая обр. 5359-87 ТУ ВНИИПХВ
№ 346-94; 4* - плёнка полиимидная ЭВТИ-И;
5* - прокладка ХСВН-7 между двумя пленками ЭВТИ-И; 6* - оболочка ОНТУ.
Рисунок 1.43. Принципиальная схема гибкой тепловой защиты СА с НТУ
На рисунке 1.43 схематично представлена принципиальная схема конструкции
многослойной гибкой тепловой защиты ОНТУ СА. Теплозащитный пакет иллюстри¬
руемой конструкции содержит три слоя (1, 2 и 3) армирующей кремнезёмной тка¬
ни 2*, каждый из слоев пропитывается на всю толщину ткани (0,23±0,03 мм ткани
КТ-11-Э/0,2) герметиком СТИРОСИЛ-А. Сверх этой толщины на каждый слой ткани
наносится еще дополнительный слой Г этого же аблирующего герметика.
Полная толщина теплозащитного пакета 1 и суммарная масса (толщина) нано¬
симого герметика выбирается исходя из требования недопущения теплового разру¬
шения верхней пленки 4* ЭВТИ-И мата теплоизолирующего, прилегающей через
аримидную ткань 3* его защитного чехла термостойкостью 500°С к теплозащитному
пакету. Допустимая температура этой пленки также составляет 500°С.
Количество набираемых в теплоизолирующий мат пленок ЭВТИ-И определяется
исходя из недопущения нагрева оболочки 6* ОНТУ до температуры 150°С.
Таким образом, защита оболочки ОНТУ от перегрева обеспечивается в основном
тремя механизмами снижения величины потока тепла через её толщу, обусловленны¬
ми теплофизическими свойствами входящих в её состав материалов; теплотой испа¬
рения (абляцией) герметика и уносом его массы, теплопроводностью и теплоемко¬
стью материалов всех слоев размещаемых над оболочкой ОНТУ.
74

1-4
Основной особенностью гибкой тепловой защиты ОНТУ, определяющей техноло¬
гию её изготовления, является то, что она выполняется из тканых и пленочных мате¬
риалов, поставляемых промышленностью в рулонах стандартной ширины и объема.
Поэтому формирование конструкции тепловой защиты для покрытия наружной по¬
верхности ОНТУ определенной формы требует проводить кройку отдельных элемен¬
тов её участков с последующей сшивкой этих элементов в единое целое.
Технология изготовления и принятия в эксплуатацию гибкой тепловой защиты
для СА с НТУ предусматривает следующий порядок операций:
- проектирование, изготовление и подготовка оснастки (макетов частей НТУ);
- раскрой тканей и пленок ЭВТИ, входящих в конструкцию тепловой защиты;-
сшивка раскроенных элементов, составляющих конструкцию элементов тепло¬
вой защиты (теплозащитного пакета, изолирующего мата и его защитного чехла);
- пропитка ткани каждого слоя теплозащитного пакета абляционным веществом;
- проверка качества изготовления составных элементов и тепловой защиты в целом;
- подгонка тепловой защиты на соответствующей форме расправленного (надуто¬
го) НТУ штатной конструкции;
- сшивка заключительного шва и закрепление тепловой защиты на расправленном
НТУ спускаемого аппарата;
- отработка укладки гибкой тепловой защиты и проверка её компактности;
- проверка развертывания тепловой защиты при наддуве НТУ в вакуумной камере;
- осмотр тепловой защиты после развертывания из уложенного положения и выяв¬
ление появившихся дефектов;
- устранение несанкционированных дефектов;
- приемка ОНТУ, снаряженного тепловой защитой, в эксплуатацию.
Организация раскроя тканей и пленок ЭВТИ, входящих в конструкцию тепло¬
вой защиты ОНТУ, а также порядка нанесения герметика СТИРОСИЛ-А на крем¬
неземную ткань оказывает существенное влияние на повышение её качества. Этому
способствует выполнение всех операций с используемыми материалами на участках
твердых макетов, соответствующих подготавливаемому элементу ГТЗ для покрытия
этого криволинейного участка поверхности ОНТУ.
На рисунке I.44 приведены примеры таких макетов, использованных при изго¬
товлении тепловой защиты ОНТУ СА «Пенетратор», а в дальнейшем и СА серии
«Демонстратор».
Рисунок 1.44. Оснастка (макеты) для изготовления гибкой тепловой защиты ОНТУ СА
«Пенетратор» АМС «Марс-96»
75

1-4
Опыт подготовки образцов ГТЗ ОНТУ различных СА с НТУ к испытаниям выявил
необходимость перераспределения массы герметика по слоям несущей ткани тепло¬
защитного пакета, уменьшая её при переходе от верхнего слоя ткани KT-l I к сосед¬
нему нижнему слою. При этом также опытным путем установлено, что максимальная
толщина верхнего слоя теплозащитного пакета с нанесенным герметиком на ткань не
должна превышать величины 1,5 мм. Указанная величина складывается из толщины
пропитанной герметиком кремнеземной ткани (0,2 мм) и его дополнительного слоя
толщиной 1,3 мм на ткани.
Также отметим, что при отработке технологии пропитки герметиком СТИРО¬
СИЛ-А ткани КТ-11 и нанесении дополнительной его толщины на ткань было уста¬
новлено, что на полное заполнение пространства между сплетениями кремнеземных
нитей ткани толщиной ~0,2 мм одного квадратного метра этой ткани затрачивается
=0,2-0,4 кг герметика СТИРОСИЛ-А, а на приращение толщины этого слоя на 1,3 мм
ещё 1,3 кг/м2, поскольку плотность герметика составляет 1,1 ±0,1 г/см’.
Ограничение толщины дополнительного слоя герметика СТИРОСИЛ-А на ткани
величиной 1,3 мм вызвано тем, что в случае превышения этого значения резко сни¬
жается гибкость тепловой защиты оболочки НТУ при её укладке в компактный объем
и увеличением числа и масштабов дефектов, обнаруживаемых после развертывания
НТУ с теплозащитой.
Надувное тормозное устройство СА «Пенетратор» представляло собой усеченный
конус с углом при вершине 90°, сопрягающийся в донной части с тором. Диаметр
тора составлял 2,3 м, а верхнего основания конуса - 0,8 м. Поэтому оснастка в этом
случае представляла собой два макета, форма которых показана на рисунке 1.44. Каж¬
дый макет был выполнен из каркаса, обшитого гнутым фанерным листом. Первая
оправка повторяет форму конической части НТУ СА «Пенетратор», вторая -торовую
часть донной части НТУ.
На этих макетах проводились разметка, кройка и сшивка отдельных элементов
тепловой защиты, а также пропитка кремнеземных тканей теплозащитного пакета
полимером СТИРОСИЛ-А.
В соответствии с ТУ смесь герметика СТИРОСИЛ-А и катализатора - продукта
№ 111-269 сохраняет свою вязкость около 30 минут. Затем смесь густеет и становится
непригодной для нанесения качественного слоя. Поэтому для экономии ингредиентов
смеси подготавливаемое количество её должно рассчитываться сучетом производи¬
тельности специалиста, исполняющего нанесение смеси на ткань.
Пропиточный слой наносится на ткань шпателем тщательным вдавливанием
в ткань, после чего этот раскрой оставляется на сутки для полной вулканизации. За¬
тем на эту же заготовку, также шпателем, последовательным наслаиванием наносится
дополнительный слой герметика до нужной толщины. Перед нанесением этого слоя
качество заготовки пропитанной ткани КТ-11 обязательно проверяется на просвет.
Равномерная прозрачность заготовки свидетельствует о хорошем качестве пропитки.
Чередование темных и светлых пятен, видимых на просвет, должно быть устранено.
Другим признаком хорошего качества пропитки заготовки является расход на её изго¬
товление, исходя из нормы 0,2 кг/м2 смеси.
Описанный порядок действий определен на опыте проектирования и изготовле¬
ния гибкой теплозащиты ОНТУ СА «Пенетратор» АМС «Марс-96», а также НТУ
аналогичной формы спускаемых аппаратов серии «Демонстратор», запуски которых
были осуществлены зимой 2000 и летом 2001, 2002 и 2005 годов.
76

1-4
Кроме того, при запуске в 2000 году СА «Демонстратор» с помощью PH «Союз»
была выполнена тепловая защита аэродинамического экрана системы спасения раз¬
гонного блока «Фрегат».
При этом, по мере приобретения опыта при изготовлении теплозащиты ОНТУ
указанных СА, процесс и способы выполнения некоторых операций совершенство¬
вались, но, в общем, основные технологические операции и порядок их выполнения
сохранялись неизменными.
На оснастке (рисунок 1.44), кроме раскроя тканей ЭВТИ-И, выполнялась сшив¬
ка промежуточных швов между раскроенными элементами и наносился герметик
СТИРОСИЛ-А на ткани теплозащитного пакета, расправленной на соответствующем
элементе оснастки.
После выдержки промежутка времени, необходимого для готовности (полно¬
го отверждения абляционного вещества) слоев теплозащитного пакета, проводится
осмотр и замеры толщины покрытия на каждом из слоев теплозащитного пакета
и контролируется качество сшивных швов элементов конструкции гибкой тепловой
защиты.
Далее развернутое полотно тепловой защиты укладывается на поверхность наду¬
того до штатного перепада давления ОНТУ, закрепляется штатными элементами сое¬
динения с жесткой частью СА, плотно подгоняется к поверхности ОНТУ, проводится
соответствующая разметка и в свободном состоянии теплозащитного полотна про¬
изводится сшивка заключительного шва. Эта операция по мере приобретения опыта
может совершенствоваться.
На конечной стадии изготовления гибкой тепловой защиты проводится провер¬
ка укладки её в составе ОНТУ путем вакуумирования полости герметичной оболоч¬
ки ОНТУ и складывания её в соответствии с разработанной схемой укладки. После
развертывания защиты в результате наддува ОНТУ в вакуумной камере проводится
окончательная проверка целостности и сопрягаемости тепловой защиты с формой
ОНТУ и осмотр слоев теплозащитного пакета с целью выявления дефектов в абляци¬
онном веществе (трещины, сколы, раковины и др.).
При обнаружении дефектов, выходящих за пределы разрешенных (несанкциони¬
рованные дефекты), их устраняют путем наложения дополнительной массы абляци¬
онного вещества с затиркой.
После устранения дефектов проводится окончательная приемка ОНТУ с тепловой
защитой в эксплуатацию.
В первичном варианте проектирования тепловой защиты ОНТУ СА «Пенетратор»
каждый слой теплозащитного пакета для проведения испытаний на полномасштаб-
Рисунок 1.45. Раскрой секторов кремнеземной ткани ГТЗ ОНТУ СА «Пенетратор»
77

1-4
ном макете был составлен из трех усеченных конусов: малого, среднего и большого,
огибающего торовую часть ОНТУ.
Каждый конус выполнялся из секторов, в соответствии с располагаемой шириной
полотна кремнеземной ткани. Схема раскроя этих элементов показана на рисунке 1.45.
Размеры раскроенных секторов выбирались с запасом по ширине, необходимым
для образования швов, сшиваемых внахлест. Сектора сшиваются на оснастке и после
пропитки надеваются на надутое ОНТУ, начиная с конуса большего размера так, что¬
бы в собранном виде нижний обрез каждого из верхних конусов перекрывал верхний
обрез нижнего конуса на величину 10-15 см. Каждый из конусов удерживается на по¬
верхности ОНТУ за счет натяга по кругу меньшего диаметра.
Однако такой подход при последующей отработке тепловой защиты на полномас¬
штабном макете показал себя неоправданным по трем основным причинам:
- свободно лежащие конуса слоев теплозащитного пакета при укладке перемеща¬
ются к вершине ОНТУ и при его развертывании перекашиваются, нарушая их
соосность и деформируя форму надутого ОНТУ;
- испытания тепловой защиты в составе полномасштабного макета ОНТУ показа¬
ли, что свободные кромки нижнего обреза малого и среднего конусов в аэродина¬
мическом потоке вибрируют и инициируют разрушение тепловой защиты;
- из-за наличия участков перекрытия конусов друг с другом, суммарный вес тепло¬
вой защиты оказывается на 20-25% преувеличенным за счет больших площадей
перекрытия.
Поэтому в последующем подготовка слоев теплозащитного пакета была изме¬
нена - каждый слой выполнялся из секторов кремнеземной ткани, целиком покры¬
вающей часть поверхности ОНТУ от вершины до места закрепления этого сектора
в донной части ОНТУ. Эти сектора сшивались между собой, образуя швы в продоль¬
ном направлении, т.е. вдоль растекающегося вдоль поверхности ОНТУ набегающего
потока газа при полете СА в атмосфере.
Кроме того, при снятии большого конуса тепловой защиты с торовой фанерной
оправки пропитанную веществом СТИРОСИЛ-А защиту приходилось разрезать
от точки максимального диаметра торовой части в сторону донной части, а при мон¬
таже тепловой защиты на ОНТУ вновь скреплять разрезанные части.
Это обстоятельство привело к следующему выводу: необходимо выполнять ма¬
кеты разборными, составленными из нескольких частей (например, по длине тора) -
в этом случае после демонтажа оправки по частям тепловая защита сохраняет целост¬
ность; монтаж тепловой защиты на штатное ОНТУ необходимо осуществлять при
ненадутом ОНТУ, а наддув проводить уже после монтажа.
После раскроя секторов на оправке проводится их сшивка с помощью промежу¬
точных швов.
По технологии, аналогичной порядку раскроя и сшивки элементов теплозащит¬
ного пакета, изготавливается и теплоизолирующий мат из ЭВТИ. Здесь, однако, до¬
пускается раскрой ЭВТИ на плоской поверхности, а сшивка отдельных сегментов
мата выполняется встык. При этом швы, соединяющие маты ЭВТИ, могут быть вы¬
полнены как в осевом, так и в радиальном направлении поверхности НТУ. Сшивка
заключительного шва теплоизолирующего мата осуществляется также на оправке
или на поверхности надутого НТУ. Перед этой операцией маты ЭВТИ, облицованные
аримидной тканью, точечно простегиваются аримидной нитью без затяжки стягива¬
ющего стежка.
78

1-4
Стяжка осуществляется в 9-16 точках на 1 м2 поверхности теплоизолирующего
слоя. Это необходимо для удержания ЭВТИ на соответствующем месте поверхности
НТУ при его разворачивании после укладки в транспортное положение.
Пропитка кремнеземной ткани теплозащитного пакета аблирующим веще¬
ством, в частности полимером СТИРОСИЛ-А, и выдержка до полного (суточного)
отверждения (вулканизации) вещества выполняется обязательно при размещении
ткани на поверхности деревянной оправки. Это необходимо для того, чтобы отверж¬
денные слои пакета соответствовали форме оправки. При несоблюдении этого про¬
питанный, например, на плоской поверхности слой тепловой защиты, расправлен¬
ный на криволинейных поверхностях надутого НТУ, будет находиться на некоторых
участках в напряженном состоянии из-за изгибов вулканизированного слоя полиме¬
ра СТИРОСИЛ-А, что снижает прочность тепловой защиты при воздействии аэро¬
динамической нагрузки.
Для повышения адгезии материала СТИРОСИЛ-А с нитями кремнеземной ткани
последнюю перед пропиткой необходимо прогревать в печи при температуре 200°С
в течение 4-5 часов для удаления замасливания (расшлихтовка ткани).
Поверхность технологической оснастки (оправки) перед нанесением на ткань
первого слоя вещества СТИРОСИЛ-А очищалась от загрязнений, неровностей и сма¬
зывалась мылом, слегка смоченным водой. Затем на оснастку надевался заготовлен¬
ный сшитый из отдельных секторов кремнеземной ткани первый (нижний в тепло¬
защитном пакете) слой, который закреплялся на оснастке гвоздями с прокладками
из отрезков хлорвинилового кембрика.
Расчеты межнитевого объема ткани, а также взвешивание пробных оразмерен-
ных образцов пропитанной герметиком СТИРОСИЛ-А кремнеземной ткани, показа¬
ли, что расход вещества СТИРОСИЛ-А, необходимый для заполнения этого объема,
составляет 200±50 г/м2. В этом случае после первичной пропитки ткань становится
газонепроницаемой, а указанная величина расхода вещества СТИРОСИЛ-А при про¬
питке кремнеземной ткани толщиной 0,23±0,03 мм полагается минимально допусти¬
мой для каждого слоя теплозащитного пакета.
Технику пропитки выбирают исходя из свойств пропитывающего материала, яв¬
ляющегося композицией вещества СТИРОСИЛ-А (100 масс-частей) и отвердите-
ля - продукта 111-269 (3 масс-части). Эту композицию получают путем смешивания
указанных компонентов при комнатной температуре. В неотвержденном состоянии
композиция представляет собой вязкую жидкость белого цвета. Жизнеспособность
композиции в жидком состоянии, допускающем нанесение на ткань, составляет
30 минут.
Нанесение этой жидкости с помощью пульверизаторов или краскопультов не уда¬
ется из-за частой закупорки выходных отверстий указанных приборов. В связи с этим
удобным инструментом для пропитки кремнеземной ткани веществом СТИРОСИЛ-А
и нанесения последующих слоев для увеличения толщины слоя аблирующего веще¬
ства является резиновый шпатель шириной 5-10 см.
Принимая во внимание кратковременную жизнеспособность композиции, с це¬
лью уменьшения потерь этого материала перед первичной пропиткой необходимо
определять разовый объем (массу) композиции, который необходимо подготовить.
Этот объем зависит от производительности П (м2/мин) рабочего, занятого пропиткой
с использованием шпателя, и масса приготовляемой композиции не должна превы¬
шать величины:
79

1-4
/77=200-30 П (г).
Нанесение первого слоя (пропитки) необходимо производить по направлению ос¬
новы кремнеземной ткани, избегая возникновения пузырей и волнистости, до полно¬
го втирания композиции в межнитевое пространство, ограничивая толщину пропитки
толщиной кремнеземной ткани (=0,23 мм).
Пропитанная ткань остается на оправке в течение 18 часов до полной вулканиза¬
ции полимера СТИРОСИЛ-А. Проверка качества первичной пропитки осуществля¬
ется через 18 часов просмотром ткани на просвет - прозрачность ткани должна быть
постоянной по всей поверхности. В случае обнаружения более светлых разреженных
участков поверхности, на них необходимо нанести дополнительное количество мате¬
риала СТИРОСИЛ-А.
Аналогичным образом производилась пропитка и остальных слоев кремнеземной
ткани теплозащитного пакета.
После первичной пропитки на оправке или непосредственно на надутом НТУ,
на которых установлен теплоизолирующий пакет (ЭВТИ с облицовочной аримидной
тканью), проводилась примерка первого и следующего за ним первично пропитан¬
ных слоев теплозащитного пакета, надеваемых последовательно друг на друга, и раз-
метка заключительного шва. Далее этот шов каждого из слоев сшивался выбранным
способом.
Далее приступали к последовательному наращиванию слоя материала СТИРО-
СИЛ-А на каждом слое теплозащитного пакета.
Наращивание слоя материала СТИРОСИЛ-А до заданной толщины осуществляли
послойно с сушкой между нанесением очередного слоя в течение 2-3 часов (до от¬
сутствия липкости) при комнатной температуре. Количество необходимых слоев для
получения нужной толщины материала СТИРОСИЛ-А контролировалось на сопро¬
водительном образце взвешиванием.
При этом количество (массу) приготовляемой композиции определяли исходя
из того, что рабочий в течение 30 минут должен равномерно распределить эту массу
сублимирующего вещества плотностью р (г/см3) на площади S (см2) в слое заданной
толщины И (см):
/77= p-IrS (г),
где площадь S выбирается исходя из производительности рабочего и вся поверхность
теплозащиты разбивается на участки размером выбранной площади.
После нанесения слоя материала СТИРОСИЛ-А необходимой суммарной тол¬
щины на рассматриваемый слой теплозащитного пакета и после полной вулканиза¬
ции герметика этот слой устанавливался на нижний уже окончательно пропитанный
слой кремнеземной ткани, находящейся на оправке или НТУ, и проводилась проверка
плотности прилегания рассматриваемого слоя теплозащитного пакета к нижележа¬
щему слою.
Опыт изготовления и испытаний образцов кремнеземной ткани с нанесенными
слоями материала СТИРОСИЛ-А различной толщины показали, что максимально
допустимая толщина его на поверхности ткани составляет около 1,3 мм, что соот¬
ветствует распределению материала СТИРОСИЛ-А на поверхности ткани 1,5 кг/м:.
Суммарная толщина этого слоя составит в этом случае около 1,5 мм, т.к. плотность
материала СТИРОСИЛ-А близка к величине 1 г/см’. Это обусловлено тем, что при
больших значениях толщины материала СТИРОСИЛ-А существенно теряется гиб¬
80

1-4
кость тепловой защиты и растёт количество дефектов, возникающих в результате
укладки и развертывания НТУ после длительного хранения ГТЗ в этом положении.
В связи со спецификой функционирования гибкой тепловой защиты НТУ СА - на¬
хождение в сложенном состоянии во время подготовки СА к полету, в период запуска
и космического полета и последующее развертывание в рабочее положение при над¬
дуве НТУ - возникает необходимость контроля состояния её конструкции к моменту
выполнения ею своего предназначения.
Далее для выявления и классификации характерных изменений в состоянии гиб¬
кой тепловой защиты, появляющихся после длительного пребывания ее в уложенном
состоянии, в НПО имени С.А. Лавочкина, т.е. на предприятии-изготовителе ГТЗ, был
проведен целый комплекс испытаний.
Испытания проводились как с использованием полномасштабных макетов НТУ
с гибкой тепловой защитой, так и на образцах, вырезаемых из характерных участков
тепловой защиты - швов, плоской поверхности, криволинейных участков и т.д.
При испытаниях полномасштабный макет НТУ с ГТЗ укладывался в соответствии
с выбранной схемой укладки в компактный объем, на длительный (до 6 месяцев)
срок, после чего НТУ разворачивалось в рабочее положение. В этом положении про¬
водился осмотр внешнего и внутренних слоев кремнеземной ткани тепловой защиты,
пропитанных абляционным веществом СТИРОСИЛ-А, и регистрировались выявлен¬
ные дефекты.
Кроме того, после снятия слоев теплозащитного пакета анализировалось состоя¬
ние ЭВТИ и аримидной ткани теплоизолирующего мата теплозащиты.
С помощью же образцов имитировались наиболее характерные складки, образу¬
емые на отдельных участках тепловой защиты при её укладке. При этом образцы
в сложенном состоянии на некоторое время укладывались под пресс с определенной
нагрузкой.
В последующих главах книги представлены описания конструкций СА с НТУ,
предназначенных для движения в атмосфере планеты и торможения с помощью на¬
дувных устройств, и некоторых типичных для этих аппаратов систем, достаточных
для понимания концепции применения надувных элементов конструкции в издели¬
ях РКТ. Кратко изложены математические методы расчета ряда процессов, сопро¬
вождающих движение СА с НТУ в газовой среде. Проиллюстрированы результаты
экспериментальной отработки отдельных элементов, в первую очередь относящихся
к конструкции гибкой тепловой защиты СА с НТУ.
81

НАДУВНОЕ ТОРМОЗНОЕ УСТРОЙСТВО
СПУСКАЕМОГО НА ПОВЕРХНОСТЬ
МАРСА ЗОНДА «ПЕНЕТРАТОР»
АВТОМАТИЧЕСКОЙ МЕЖПЛАНЕТНОЙ
СТАНЦИИ «МАРС-96»
НПИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЗОНД «ПЕНЕТРАТОР»
АВТОМАТИЧЕСКОЙ МЕЖПЛАНЕТНОЙ СТАНЦИИ
«МАРС-96» С НАДУВНЫМ УСТРОЙСТВОМ
ДЛЯ ТОРМОЖЕНИЯ ПРИ СПУСКЕ
В АТМОСФЕРЕ И ЕГО КОНСТРУКЦИЯ
Автоматическая межпланетная станции (АМС) «Марс-96», созданная в НПО
им. С.А. Лавочкина (НПОЛ), предназначалась для доставки к Марсу перелетного
модуля, который становился искусственным спутником Марса (ИСМ), автономных
спускаемых аппаратов (СА) «Малая станция» и двух зондов «Пенетратор» на поверх¬
ность Марса.
На ИСМ располагалось 25 научных приборов, в том числе и зарубежных, а два
СА «Малая станция» предназначались для проведения исследований на поверхности
с помощью метеорологических датчиков, магнитометра, спектрофотометра, сейсмо¬
графа, панорамной камеры и др. (Маров М.Я., Хантрес У.Т., 2013).
Поэтому конструктивно система мягкой посадки этой станции с помощью надувных
баллонов амортизации, устройства для установки аппарата на марсианской поверхно¬
сти в вертикальное положение были выполнены по аналогии с конструкцией посадоч¬
ных аппаратов АМС «Луна-9» и «Луна-13» (Финченко B.C. и др., 2018). Торможение СА
«Малая станция» в разреженной атмосфере Марса предполагалось осуществить с по¬
мощью жесткого лобового аэродинамического экрана (ЛАЭ) в форме 120-градусного
конуса диаметром основания 1,4 м и парашютной системы (ПС). ЛАЭ и ПС должны
были обеспечить станциям массой 86 кг при входе в атмосферу скорость около 20 м/с
при контакте поверхностного модуля (ПМ) массой 31 кг с марсианским грунтом.
Зонд «Пенетратор» отправлялся на красную планету для проведения более слож¬
ных исследований. В момент контакта зонда с грунтом Марса предусматривалось
разделение его конструкции на две части: поверхностную и глубинную. Поверхност¬
ная часть в виде 90-градусного жесткого металлического усеченного конуса диаме¬
тром основания 0,8 м и части цилиндра диаметром 0,17 м должна была затормозиться
из-за трения о грунт и остаться на поверхности с частью приборов для наружных
исследований. Глубинная же часть зонда в виде заостренного цилиндра должна была
отделиться от поверхностной и под действием силы инерции проникнуть в грунт
на глубину около 6 м (Внедряемый исследовательский зонд, 1991).
Скорость зонда «Пенетратор» в момент соударения с грунтом должна была соста¬
вить около 80 м/с при 110 кг посадочной массы. При расхождении частей зонда должен
был разматываться кабель системы коммуникации и электроснабжения приборов этих
частей, и лаборатория становилась готовой к проведению намеченных исследований.
82

2-1
Рисунок 2.1. АМС «Марс-%»: свободная от ЭВТИ с подвешенным с левой стороны зондом
«Пенетратор» (а); укрытая изоляцией перед отлетом в космос (6)
На рисунке 2.1 представлены виды свободной от экранно-вакуумной теплоизоля¬
ции (ЭВТИ) АМС со сложенными в транспортное положение солнечными батареями,
осматриваемой зам. руководителя производства НПОЛ Камаевым Р.В., и с установ¬
ленной ЭВТИ на внешней поверхности конструкции АМС.
Два СА «Малая станция» размещены на верхней части АМС между сомкнутыми
панелями солнечных батарей, а оба зонда «Пенетратор» подвешены к нижней части
конструкции АМС, вписываясь в габариты объема под головным обтекателем (ГО)
ракеты-носителя (PH).
Последнее обстоятельство, отчасти, предопределило поиск формы и конструкции
СА «Пенетратор». С одной стороны, если для торможения зонда использовать только
металлический хвостовой конус зонда диаметром 0,8 м и затем ПС, то к моменту
необходимости ввода парашютов в работу гиперзвуковая скорость спуска аппарата
будет соответствовать числу Маха М~7. Скорость же, при которой допускается на¬
дежный ввод и работа ПС, не должна превышать М=2,5.
С другой стороны, для торможения удлиненного цилиндрического и тяжелого
(начальный вес - I30 кг) зонда «Пенетратор» до этой скорости можно было бы ис¬
пользовать лобовой или хвостовой аэродинамический экран диаметром более 2 м
(у СА «Малая станция» массой 86 кг диаметр ЛАЭ - 1,4 м). Очевидно, что разме¬
стить два таких зонда «Пенетратор» в принятой компоновке АМС «Марс-96» под
ГО не представлялось возможным, если не прибегнуть к ЛАЭ складывающейся
конструкции.
83

2-1
Таким образом, появилась возможность использовать выдвинутую еще в 60-х го¬
дах концепцию применения надувных элементов конструкции (НЭК) в конструкциях
космических аппаратов и аппаратов, спускаемых в атмосферах планет, и зонд «Пс-
нетратор» был спроектирован НПОЛ в форме СА с надувным тормозным устрой¬
ством. При этом НТУ было выполнено в виде двух частей, основной для торможения
при спуске с гипер- и сверхзвуковыми скоростями, и дополнительной - увеличиваю¬
щей площадь тормозной поверхности НТУ после достижения дозвуковой скорости
снижения.
Выбор двухкаскадной схемы торможения с помощью основного НТУ (ОНТУ -
l-й каскад) и дополнительного (ДНТУ - 2-й каскад) и отказ от использования ПС
на конечном участке торможения обусловлен упрощением схемы спуска за счет ис¬
пользования двух путей.
Во-первых, в принятом варианте используется однотипная и простая операция
по развертыванию средства торможения - достаточно разорвать связи, удерживаю¬
щие НТУ в уложенном положении, и подать сигнал на подачу газа из баллонов хра¬
нения в сжатом виде в герметичные полости оболочек ОНТУ и ДНТУ. Во-вторых,
НТУ можно использовать до момента посадки с одновременным процессом его раз¬
герметизации, тогда как ввод ПС в работу представляет собой многооперационный
процесс, а задолго до контакта зонда с грунтом необходимо осуществить сброс ПС
во избежание возможного накрытия зонда куполами парашютов.
1 - надувное тормозное устройство с тепловой защитой;
2 - пороховые двигатели увода и торможения; 3 - крышка отсека с НТУ и системой наддува;
4 - жесткая коническая часть; 5 - неотделяемая центральная часть зонда «Пенетратор»;
6 - носовая отделяемая часть зонда «Пенетратор».
Рисунок 2.2. Исследовательский зонд «Пенетратор»
84

2-1
На рисунке 2.2 представлена упрощенная конструкция зонда «Пенетратор», а так¬
же фотографии макета зонда и моделей, испытываемых в аэродинамических тру¬
бах. Зонд имеет отсек для размещения оболочки НТУ, уложенной вместе с гибкой
тепловой защитой (ГТЗ) в компактный объем, и системы наддува оболочки с емко¬
стями сжатого газа. Круговая кромка оболочки НТУ с ГТЗ закрепляется герметично
шпангоутом на внутренней поверхности хвостового конуса зонда. Отсек закрывается
крышкой 3 с установленной на её внешней поверхности группой пороховых двига¬
телей 2. На цилиндрических частях 5 и 6 зонда и на наружной поверхности жесткой
конической его части 4 нанесены слои жесткого теплозащитного материала соответ¬
ствующей толщины.
С аэродинамической точки зрения форма СА «Пенетратор» с развернутыми
в рабочее положение ОНТУ, а затем и ДНТУ соответствует телу конической фор¬
мы с удлиненной заостренной частью в форме «иглы», длина которой составляет
1,32 м, диаметр утолщенной части 5 зонда - 0,17 м. Длина всей цилиндрической
части / зонда вместе с металлическим хвостовым конусом 4 составляет 1,635 м,
диаметр d конуса - 0,8 м.
Видоизменение формы СА «Пенетратор» с ОНТУ и ДНТУ на этапах функциони¬
рования в трех её конфигурациях представлено на рисунке 2.3.
а - в транспортном положении; б - на участке аэродинамического торможения с гипер-
и сверхзвуковой скоростью движения; в - на участке спуска с дозвуковой скоростью.
Рисунок 2.3. Схема формы СА с НТУ «Пенетратор» на этапах эксплуатации
После развертывания ОНТУ диаметром миделевого сечения Д„=2,3 м длина L„,
СА с НТУ «Пенетратор» составит 2,385 м, а после раскрытия ДНТУ диаметром ми¬
делевого сечения 0=3,8 м длина аппарата увеличится до L=3,135 м.
Таким образом, продольный размер СА с развернутым ОНТУ по сравнению с дли¬
ной жесткой части зонда увеличится в 1,46 раза, а поперечный - в 2,875 раз при
диаметре хвостового конуса, равном 0,8 м. После раскрытия ДНТУ длина аппарата
возрастет по сравнению с жесткой частью в 1,92 раза, а с поперечной - в 4,75 раз.
Сравнение приведённых соотношений габаритных размеров зонда «Пенетратор»
свидетельствует о явных преимуществах конструкций СА с укладываемыми ОНТУ
и ДНТУ в транспортное положение по сравнению с СА с тормозными экранами жест¬
кой формы.
85

2-1
Рисунок 2.4. АМС «Марс-96» в окрестностях планеты
На рисунке 2.4 показано возможное положение АМС «Марс-96» при подлете
к Марсу. На борту АМС два зонда «Пенетратор» размещены по разные стороны стан¬
ции, и каждый из них для обеспечения температурного режима полузакрыт снаружи
отделяемым кожухом с теплоизоляцией (на рисунке 2.4 не показан).
Для исключения необходимости решать практически не разрешаемую задачу ди¬
намики раскрытия НТУ на гипер- и сверхзвуковых скоростях движения СА с ОНТУ
в атмосфере было принято решение наполнять газом его оболочку в космосе.
Для предотвращения разрушения герметичной оболочки ОНТУ при воздействии
теплового потока в процессе аэродинамического торможения она защищена гибкой
тепловой зашитой (Финченко ВС. и др., 2008), конструкция которой и материалы
из ассортимента для её изготовления описанного в главе I, определялись по результа¬
там теоретических расчетов и испытаний на соответствующих тепловых установках.
Бортовой запас сжатого газа системы наполнения выбирался исходя из четырех¬
кратного превышения давления в полости оболочки ОНТУ над максимальным значе¬
нием скоростного напора внешнего потока по траектории спуска. Выполнение этого
условия обеспечивает жесткость (неизменяемость формы) ОНТУ, соответствующую
твердому телу.
Оболочка для дополнительного торможения и снижения скорости спуска зонда
«Пенетратор» до требуемой для посадки около 80 м/с, т.е. оболочка дополнительного
НТУ (ДНТУ), вводится в поток при достижении дозвуковой скорости, соответству¬
ющей М~0,8.
При этом объемы сообщающихся полостей оболочек ОНТУ и ДНТУ подобраны
таким образом, что начального количества газа в оболочке ОНТУ без дополнительной
подачи вполне достаточно для обеспечения жесткости связки ОНТУ+ДНТУ на остав¬
шемся участке спуска с дозвуковой скоростью.
86

2-1
2-й каскад НТУ
Рисунок 2.5. Конструкция связки оболочек ОНТУ и ДНТУ зонда «Пенетратор»
На рисунке 2.5 показана конструкция дубликата развернутых оболочек ОНТУ
и ДНГУ зонда «Пенетратор», применённого для лётных испытаний в составе СА
с НТУ «Демонстратор» (глава 3).
Общая оболочка НТУ выполнена из трех последовательно соединенных торов:
нижнего (монтажного) диаметром сечения малого круга 0.I м; среднего (тора ОНТУ )
диаметром 0,2 м и верхнего (тора ДНТУ) также диаметром 0,2 м.
Монтажный тор закреплен на внутренней поверхности жесткого хвостового ко¬
нуса зонда и соединен со средним тором охватывающей оба тора тканью из того же
материала, из которого изготовлена вся оболочка НТУ. Таким образом, образуется
герметичная полость ОНТУ. Верхний тор (тор ДНТУ) соединен с полостью ОНТУ
с помощью восьми радиальных воздушных рукавов. Кроме того, между торами
ОПТУ и ДНТУ натянута капроновая ткань низкой газопроницаемости для увеличе¬
ния площади тормозной поверхности общего НТУ СА.
Для сохранения устойчивости формы ОНТУ в расправленном положении мон¬
тажный тор и тор ОНТУ соединены тонкими плоскими перегородками из общего для
всей конструкции материала с отверстиями для свободного перетекания газа.
Оболочка НТУ зонда «Пенетратор» изготавливалась склеиванием раскроя её дета¬
лен из прорезиненной ткани КТМ-1-4(2) ТУ38-405-51 /3-10-187-85 толщиной 0,1 мм,
плотностью 170 г/м:. Допустимая температура нагрева ткани в составе оболочки -
150°С (теплового разрушения - 180°С).
Укладка оболочки НТУ с тепловой защитой в отсек под крышкой 3 зонда «Пене¬
тратор» (см. рисунок 2.2) проводится в определенном порядке.
Сначала осуществляется монтаж нижнего тора оболочки с тепловой защитой
на внутренней поверхности хвостового жесткого кожуха зонда (на жесткой части
ЛАЭ на рисунке 2.5) и выполняется подсоединение полости этого тора к магистрали
заглушенной системы наддува.
Затем соединяют технологический штуцер оболочки с наземной системной пода¬
чи газа в НТУ и подают газ до давления, расправляющего НТУ и ДНТУ до состоя¬
ния устойчивой формы. В этом положении, последовательно выдавливая из оболочки
ДНТУ и из воздушных рукавов газ в оболочку ОНТУ, укладывают тор ДН ГУ на верх¬
нем полукруге тора ОНТУ, охватывая каждый уложенный участок трапециевидными
клапанами тепловой защиты, закрепляемыми лентами на жесткой части приборного
контейнера (рисунок 2.5).
87

2-1
После укладки оболочки ДНТУ и закрепления тепловой защиты, НТУ тщатель¬
но вакуумируется наземной системой, укладывается в отсеке зонда и закрывается
крышкой 3.
При подлёте АМС «Марс-96» к планете оба СА с НТУ «Пенетратор» должны
были отделиться от станции и получить тормозной импульс после срабатывания по¬
роховых двигателей 2. После сброса крышки 3 с двигателями должна была сработать
система наддува оболочки ОНТУ с гибкой тепловой защитой, расправление оболоч¬
ки, вход в атмосферу, аэродинамическое торможение. При достижении числа' Маха
М=0,8 должны были быть выполнены операции по разрезанию лент, удерживающих
ГТЗ, расправлению оболочки ДНТУ, внедрению зонда в грунт со скоростью =80 м/с
и разгерметизации оболочек ОНТУ и ДНТУ
АМС «Марс-96» была запущена PH «Протон» в оптимальный по энергетике пере¬
лета день 16 ноября 1996 года и достигла околоземной орбиты после первого вклю¬
чения разгонного блока «Д» PH «Протон». После повторного запуска двигателя этого
блока АМС должна была выйти на траекторию полета к Марсу. Однако на 0,4 секунде
работы тяга двигателя обнулилась, и станция осталась на эллиптической околоземной
орбите с параметрами 87х 1500 км. В ночь с 17 на 18 ноября после разделения блока
«Д» и АМС они вошли в атмосферу Земли. АМС частично сгорела. Остатки станции
упали в южной части Тихого океана между побережьем Мексики и островом Пасхи,
а блок «Д» приводнился южнее Новой Зеландии (Маров М.Я., Хантрес У.Т., 2013).
Ко времени запуска параметры всех систем СА «Пенетратор» были отработа¬
ны, в том числе параметры и эффективность впервые в мире созданного тормозного
устройства надувной конструкции для спуска космического аппарата в атмосфере
планеты.
88

2-2
ЕЯобъем и результаты экспериментальной
ОТРАБОТКИ ЗОНДА «ПЕНЕТРАТОР»
С НАДУВНЫМ ТОРМОЗНЫМ УСТРОЙСТВОМ
2.2.1	Аэродинамическая отработка СА с НТУ «Пенетратор»
Как уже указывалось, форма СА с НТУ «Пенетратор» с точки зрения аэродинами¬
ки обтекания объектов потоками газа представляла собой конус с центральной «иг¬
лой», толщина которой составляла около 7%, а длина почти 60% диаметра миделево-
го сечения СА. В практической аэродинамике космические аппараты такой формы до
проекта АМС «Марс-96» не исследовались. Правда, в авиации встречаются летатель¬
ные аппараты с выступающими из носовой части в поток удлиненными устройствами
(штанги приёмников топлива, трубки Пито и др.). Однако эти «иглы» не оказывают
заметного влияния на аэродинамику летательного аппарата.
При указанных же соотношениях продольных и поперечных размеров «иглы»
и ОНТУ зонда «Пенетратор» аэродинамика этого аппарата характеризуется сложной
картиной обтекания с образованием ударных волн и косых скачков уплотнения, взаи¬
модействующих между собой. Поэтому аэродинамика СА с НТУ «Пенетратор» под¬
верглась объемному и тщательному исследованию.
Необходимый объем исследований определялся, с одной стороны, тем, что нако¬
пление информации об аэродинамических характеристиках СА такой формы начина¬
лось фактически с нуля, а с другой - широким диапазоном изменения баллистических
и траекторных параметров при спуске СА с НТУ «Пенетратор» в атмосфере Марса.
Траекторные параметры, силовые и тепловые нагрузки на этот аппарат определя¬
лись из условий входа в атмосферу Марса СА массой 130 кг с номинальной скоро¬
стью 4800 м/с и углом входа минус 10°±2°.
Аэродинамическая отработка этого аппарата предусматривала использование
теоретических (Алексеев А.К. и др., 1996; Alekseev А.К. et а!., 1996; Pichkhadze К.М.
etal., 1997) и экспериментальных (Богданов В.П. и др., 2000; Гяниев Ю.Х. и др., 2004;
Красильников А.В. и др., 2004) методов определения аэродинамических характери¬
стик (АДХ) на всех режимах полёта (гипер-, сверх-, транс- и дозвуковых скоростях)
в диапазонах возможных изменений углов атаки. Определяемые АДХ должны обе¬
спечивать устойчивый полёт СА на всей траектории спуска и заданные параметры
движения при подходе зонда «Пенетратор» к поверхности Марса: скорость 80±10 м/с,
угол атаки ±10°.
При определении стационарных и динамических АДХ в испытаниях моделей СА
с НТУ «Пенетратор» в аэродинамических трубах (АДТ), по возможности, соблюда¬
лось воспроизведение реальных значений критериев подобия числа Маха (М), Рей¬
нольдса (Re) и Струхаля (Sh) или их моделирование.
Для проведения исследований привлекались научные знания специалистов и воз¬
можности экспериментальных установок Санкт-Петербургского Физико-техническо¬
го института им. А.Ф. Иоффе (ФТИ), ЦНИИмаш, ЦАГИ, Московского авиационного
института (МАИ), Института механики МГУ им. М.В. Ломоносова.
Подробные результаты этих испытаний описаны в научно-технических отчетах,
оформленных этими организациями и хранимых в НПОЛ. Основные данные об аэ¬
родинамических коэффициентах СА «Пенетратор» опубликованы в многочисленных
статьях (Pichkhadze К.М. et а/., 1997; Богданов В.П. и др., 2000: Ганиев Ю.Х. и др.,
2004; Красильников А.В. и др., 2004).
89

2-2
На начальном этапе проектирования СА «Пенетратор» для оперативного опреде¬
ления его стационарных и динамических АДХ были проведены бросковые испыта¬
ния металлических моделей диаметром 20 и 28 мм на аэробаллистической установке
БУ-88 ФТИ им. А.Ф. Иоффе в диапазоне чисел Маха от М=0,47 до М= 13,1 при числах
Рейнольдса Re=(0,6...4,0)-106 и углах атаки 0°<а<30°.
В результате этих испытаний получены картины обтекания моделей потоками га¬
зов и зависимости стационарных АДХ от числа Маха и углов атаки. Установлено, что
коэффициент аэродинамического сопротивления СА «Пенетратор» с ОНТУ в обла¬
сти нулевого угла атаки имеет значение Cv~l при гипер- и сверхзвуковых скоростях
(М>4). Эксперименты показали также динамическую устойчивость моделей зонда
«Пенетратор». Амплитуда колебаний моделей по углу атаки на гипер- и сверхзвуко¬
вых режимах не превышала ±15 градусов (Богданов В.П. и др., 2000).
С целью определения влияния коэффициента у=c,JcY (отношение удельных тепло¬
емкостей) на АДХ отстрелы моделей производились в различных газовых средах (ар¬
гон у= 1,66; воздух — у= 1,40; углекислый газ у = 1,30; фреон-12 у = 1,14), заполняющих
откачиваемую барокамеру установки до значений марсианского давления (Бедин А.П.
и др., 1980).
Горизонтальная барокамера длиной 16 м установки БУ-88 оснащена на 11-метро¬
вом участке окнами регистрации положения модели в полете, регистрируемого фото¬
камерой в каждом окне. Фотографирование осуществлялось с помощью оптических
систем, построенных по схеме Теплера на фоторепродукционных линзовых объек¬
тивах с использованием точечных источников света (Басаргин И.В. и др., 1980). Эта
система позволила получить моментальные фотографии положения пролетающей
мимо окна регистрации модели с заданной скоростью. На установке БУ-88 каждая
модель одноразового пользования выстреливается из газовой пушки в барокамеру
с регистрируемой на начальном участке скоростью движения.
С помощью теневых фотографий, представленных на рисунке 2.6, получены кар¬
тины течения при обтекании моделей зонда «Пенетратор» на режимах обтекания
в диапазоне числа Маха 0,47<М<13,1. Эти результаты указывают на наличие отрыв¬
ного течения газа в области от носка «иглы» до конической поверхности модели. При
этом точка присоединения потока по мере уменьшения числа Маха от М= 13,1 пере¬
мещается по поверхности жесткого конуса «иглы» к периферии НТУ.
Кроме того, установлено существование области взаимодействия косого скачка
уплотнения, возникающего на острие «иглы» с ударной волной, вызываемой обте¬
канием ОНТУ. Это явление проявляется в диапазоне сверхзвуковых значений числа
2<М<6 с формированием интенсивного ^.-скачка на цилиндрической поверхности
«иглы».
Анализ картин обтекания СА с ОНТУ «Пенетратор» (рисунок 2.6) показывает, что
наиболее критичным участком траектории спуска аппарата по взаимодействию удар¬
ных волн и скачков уплотнения на поверхности НТУ является участок гиперзвуковых
скоростей (М=5... 15). На этом же участке реализуются и максимальные значения ди¬
намического давления и тепловых потоков на ОНТУ.
В области взаимодействия косого скачка уплотнения с ударной волной, прихо¬
дящейся на коническую поверхность модели, следует ожидать резкого повышения
теплового потока, что было подтверждено при тепловых испытаниях моделей зонда
в ЦНИИмаш на поршневой газодинамической установке (ПТУ) У-7.
90

2-2
M=1,29	M=1,52	M=1,79
М=8	М=11,8	М=13,1
Рисунок 2.6. Характерные картины обтекания СА с ОНТУ «Пенетратор» при испытаниях
на аэробаллистической установке БУ-88 (ФТИ им. А.Ф. Иоффе)
91

2-2
Для детального изучения этого участка траектории были проведены весовые ис¬
пытания модели СА «Пенетратор» с раскрытыми ОНТУ масштабом 1:15 (диаметр
150 мм) с одновременной киносъемкой спектров обтекания модели, один кадр кото¬
рой приведен на рисунке 2.7 (Ганиев Ю.Х. и др., 2004).
6
1 - косой скачок уплотнения; 2 - жидкий конус (отрывная зона); 3 - граница жидкого конуса;
4 - ударная волна от ОНТУ; 5 - область взаимодействия скачка уплотнения с ударной волной;
7 - точка начала ОНТУ (окончание жесткого конуса СА).
Рисунок 2.7. Спектр обтекания углекислым газом модели СА «Пенетратор» с ОНТУ
при нулевом угле атаки (М=9,25)
Результаты весовых измерений коэффициентов сопротивления (С,) и подъемной
силы (С,) и момента тангажа (tn.) приведены на рисунке 2.8 в зависимости от угла ата¬
ки а (коэффициент т: рассчитан относительно центра тяжести натурного СА с ОНТУ.
отстоящего от носка аппарата на расстоянии 0,526 /.,,,).
i	!	гг—I
*	—	-	.__рз
”i	— и Т ■	t
Рисунок 2.8. Аэродинамические характеристики модели СА «Пенетратор» с ОНТУ в потоке
углекислого газа (атмосфера Марса) при М=9,25, Re/>M=0,55-10'
92

2-2
При испытаниях в газах N: и СО: при одинаковых числах Маха и Рейнольдса вли¬
яния рода газа на АДХ не обнаружено (Ганиев Ю.Х. и др., 2004).
В более широком объеме - от продувок моделей до испытаний полномасштабного
макета СА «Пенетратор» с раскрытыми ОНТУ и ДНТУ - исследована его аэродина¬
мика в ЦНИИмаш. АДХ моделей определялись при испытаниях на установке У-3 при
дозвуковых и трансзвуковых потоках воздуха 0,2<М<1,8; при сверхзвуковых скоро¬
стях на У-1 (2<М<4); при гиперзвуковых скоростях полёта на У-6 (6<М<8) и на ПГУ
У-7 при числах Маха М=5 и 10.
Отработка аэродинамики СА «Пенетратора» с раскрытыми ОНТУ и ДНТУ при
скоростях движения перед посадкой (100...50 м/с) проводилась при размещении пол¬
номасштабного макета аппарата (диаметр 3,8 м) в форкамере аэродинамической тру¬
бы У-21 в ЦНИИмаш, как показано на рисунке 2.9.
Рисунок 2.9. Размещение полномасштабного макета СА «Пенетратор» с развернутыми ОНТУ
с тепловой защитой и ДНТУ (диаметр 3,8 м) в дозвуковой АДТ У-21 ЦНИИмаш
Испытания на ПГУ У-7 с хорошим совпадением подтвердили результаты коэффи¬
циента аэродинамического сопротивления в окрестности нулевого угла атаки, равно¬
го С„~1, при М=5 и 10, полученного на установке ЬУ-88 (Богданов В.П. и др., 2000;
Ганиев Ю.Х. и др., 2004).
В АДТ У-1 и У-4М проведены также весовые испытания жестких моделей СА
«Пенетратора» с ОНТУ и определены стационарные аэродинамические характери¬
стики СА при фиксированных числах Маха, равных М=2,0; 2,5; 3,0 и 4,0 в диапазоне
чисел Рейнольдса Re=(2,6...5,0)10(’.
В АДТ У-ЗМ и У-4М определены стационарные АДХ исследуемого СА
на трансзвуковых и малых сверхзвуковых (М=0,5... 1,8) режимах обтекания моде¬
лей. Результаты этих испытаний указывают на независимость АДХ СА «Пенетратор»
от числа Re на указанных режимах.
Особое внимание при аэродинамической отработке СА «Пенетратор» было уделе¬
но определению его АДХ с одновременно развернутыми ОНТУ и ДНТУ при малых
скоростях подхода к поверхности Марса. Знание точных значений АДХ и динамиче¬
ских отклонений углов атаки и рыскания к моменту касания аппаратом грунта очень
важно в условиях жестких требований к узкому диапазону их значений.
93

2-2
В дозвуковой АДТ У-ЗМ определены стационарные АДХ жесткой модели с ДНТУ
на режимах обтекания с числами Маха М=0,3 и 0,5 при марсианских значениях числа
Рейнольдса Re=(2,7...5,2)-10\
На стенде У-21 в условиях обтекания низкоскоростным потоком воздуха проведе¬
ны испытания полномасштабного макета со штатными раскрытыми ОНТУ и ДНТУ
с моделированием марсианских условий обтекания перед посадкой. Получено, что
коэффициент С„, при нулевом угле атаки равен 0,9.
Испытания связки ОНТУ+ДНТУ без «иглы» в АДТ Т-101 (ЦАГИ) при более
низком числе Рейнольдса Re=2,5105 дали меньшее значение этого коэффициента -
CV((=0,57. Возможно, здесь в отсутствие «иглы» проявилось влияние числа Рейнольд¬
са и отсутствие силы трения газового потока на поверхности протяженной «иглы».
С участием МАИ проводились бросковые испытания натурного макета СА с рас¬
крытыми ОНТУ и ДНТУ с аэростата (рисунок 2.10). Величина коэффициента аэро¬
динамического сопротивления при малых скоростях спуска, определявшегося по ре¬
зультатам видеосъемки, имеет значение С,„=0,83 (при а=0°).
На установках БУ-88, У-ЗМ, У-4М, У-21 и при аэростатных испытаниях также
были определены значения нестационарных (динамических) АДХ. На всех режимах
зонд «Пенетратор» был динамически устойчив, кроме области трансзвуковых скоро¬
стей, когда наблюдались автоколебания по тангажу и рысканью с амплитудой до 8,6°.
На У-21 макет также испытывал автоколебания с амплитудой 3,5° (Богданов В.П.
и др., 2000; Красильников Л. В. и др., 2004).
Заслуживает описания оригинальный и высокопроизводительный способ прове¬
дения аэростатных испытаний СА «Пенетратор» по определению динамики спуска,
реализованный налётном поле МАИпод Волоколамском (Суворово).
Рисунок 2.10. Подготовка аэростата и СА с НТУ «Пенетратор» к испытаниям
с участием начальника комплекса НПОЛ Пичхадзе К.М. (слева)
и главного конструктора проекта Тертерашвили А.В.
94

2-2
Рисунок 2.11. Проникновение зонда «Пенетратор» в грунт зарегистрировано испытателями
Ьсреговым С.Н. и Нестериным И.М. (справа, вместе)
В реализации способа используются три объекта: привязной аэростат с неподвиж¬
ным блоком на коротком фале, натурный макет СА «Пенетратор» с развернутыми
ОНТУ и ДНТУ и скоростной автомобиль-вездеход с тросовой лебёдкой.
Каждый «динамический» сброс СА осуществлялся выполнением серии последо¬
вательных операций:
- через блок пропускался трос автомобильной лебедки с радиооткрываемым зам¬
ком, шарнирно соединенным с корпусом приборного отсека СА;
- отпускался аэростат со скоростью сматывания удерживающего его троса со ста¬
ционарной лебедки на заданную высоту;
- одновременно разматывался трос с автомобильной лебёдки, оставляя СА на зем¬
ной поверхности;
- после фиксации аэростата на выбранной высоте автомобиль, отъезжая от места
привязки аэростата, поднимает к нему СА;
- автомобиль с заданной скоростью возвращался к месту привязки аэростата, зада¬
вая нужную скорость снижения СА через блок под собственным весом.
Использование этого способа сокращало время испытаний за счет устранения не¬
обходимости подъема аэростата при каждом сбросе, который и использовался при
исследовании динамики СА при более высоких скоростях спуска, а также при опре¬
делении стационарных аэродинамических коэффициентов на этих же скоростях.
При сбросах макета СА «Пенетратор» с больших высот также отслеживалось
глубина проникновения «иглы» аппарата в земной грунт. Разумеется, глубина про¬
никновения, удерживающая СА в вертикальном положении, реализовывалась лишь
в единичных случаях в зависимости от скорости приземления и состояния грунта.
Один из таких случаев представлен на рисунке 2.11.
Ещё более обширные испытания потребовались при отработке тепловой защиты
ОНТУ СА «Пенетратор» при выборе материалов для её изготовления, при определе¬
нии конструкции и расчетной и экспериментальной проверке её эффективности.
95

2-2
2.2.2	Расчетно-теоретические и экспериментальные
исследования в обеспечение выбора конструкции
тепловой защиты НТУ СА «Пенетратор»
Многолетний опыт отработки гибкой тепловой защиты оболочек НТУ при про¬
ектировании в НПОЛ и НИЦ Бабакина на начальной стадии спускаемых аппаратов
с надувными тормозными устройствами показал, что отработка должна проводиться
по принципу «от простого - к сложному». То есть от испытаний мелкомасштабных
образцов её на различных установках, генерирующих высокоскоростные потоки газа
и плазмы с высокой энтальпией торможения, к испытаниям в составе полномасштаб¬
ных макетов СА с НТУ на тепловых стендах и в лётных испытаниях (ЛИ).
Прежде чем готовить образцы гибкой ГТЗ НТУ к испытаниям по определению
её эффективности, была проведена серия лабораторных исследований в обеспечение
выбора из перечня материалов, пригодных для её изготовления (глава 1, раздел 1.3),
кандидатов для конструкции многослойной ГТЗ. В результате этих исследований
для изготовления тепловой защиты СА «Пенетратор» были приняты следующие
материалы:
- ткань кремнезёмная КТ-11 -Э/0,2 по ТУ6-11-224-74 - для каждого из слоев арми¬
рующей ткани теплозащитного пакета (рисунок 1.33 и таблицы 1.8-1.10);
- стирольный силикон СТИРОСИЛ-А-в качестве материала для нанесения на крем¬
незёмную ткань теплозащитного пакета (рисунок 1.33 и таблицы 1.11-1.12);
- экранно-вакуумная теплоизоляция ЭВТИ-И ОСТ92-1380-83 - в качестве каждого
из слоев теплоизолирующего мата (рисунок 1.33 и таблицы 1.13-1.15).
Как известно, аэродинамическое торможение СА с траекторий подлёта к пла¬
нете или с орбит её искусственного спутника в атмосферу сопровождается воздей¬
ствием на внешнюю поверхность СА значительных тепловых и аэродинамических
нагрузок.
Величины этих нагрузок зависят от баллистических условий входа СА в атмосфе¬
ру (скорости Vи угла входа 0), формы, размера и веса СА, а также от параметров атмос¬
феры (состава, плотности и температуры) и могут изменяться в широких пределах.
В работе (Алексеев А.К. и др., 1996) определены уровни тепловых потоков к ци¬
линдрической и конической поверхностям СА «Пенетратор» с ОНТУ при входе в ат¬
мосферу Марса со скоростью 5,6 км/с (углы входа - минус 10°, 17,5° и 25°) и 4,8 км/с
(-10°, -12° и -14°). Расчеты выполнены по вычислительной программе, в которой
использованы теплофизические свойства углекислого газа, и методики расчета те¬
плообмена из работ (Fay J.A., Riddell F.R., 1958; Авдуевскии B.C. и др., 1975; Ному¬
ра Ш., 1984). Точность формул этих методик для расчета тепловых потоков состав¬
ляет около 10% в режиме сплошной среды, и она вполне достаточна для расчета
максимальных значений теплового потока, которая и достигается на этих режимах
обтекания (высота над поверхностью Марса 50-40 км). Наименее напряженной ока¬
залась траектория спуска с начальной скоростью 4,8 км/с, угол входа минус 10 град.
Максимальный тепловой поток в критической точке сферического закругления но¬
сика цилиндрической части зонда составляет ~800 кВт/м2, а на цилиндрической
поверхности «иглы» в зоне отрывного течения - около 20 кВт/м2. На конической
поверхности ОНТУ в области взаимодействия косого скачка уплотнения с ударной
волной перед ОНТУ, где повышается давление, тепловой поток может увеличиться
до 4-5 раз, т.е до 80-100 кВт/м2.
96

2-2
Рисунок 2.12. Плотность теплового потока (кВт/м2) на поверхности ОНТУ зонда
«Пенетратор» вдоль траектории спуска в атмосфере Марса
Эти результаты были подтверждены и результатами расчета изменения теплового
потока на поверхности ОНТУ по траектории спуска, приведенного на рисунке 2.12
для условий входа в атмосферу Марса на высоте 120 км: скорость - 4,8 км/с; угол
входа - минус 10°; масса СА с НТУ - 130 кг. (Bogdanov V и др., 1997; Finchenko V.S.,
Ivankov А.А., 2002).
График получен сопоставлением картин обтекания рисунка 2.6 и изменения ско¬
рости спуска по времени, в соответствии с которым зона взаимодействия ударных
волн переходит с жесткого конуса зонда на ОНТУ в районе 105-й секунды полета
(М~5), что и обусловливает появление второго пика на графике рисунка 2.12.
Верификация рассчитанных величин тепловой нагрузки при спуске СА «Пенетра¬
тор» в атмосфере Марса и распределения тепловых потоков на поверхности ОНТУ
была проведена на поршневой газодинамической установке (ПГУ) У-7 ЦНИИмаш.
Исследования проводились на жесткой модели СА ОНТУ «Пенетратор», выполнен¬
ной в масштабе 1:11,5 (диаметр модели 20 см), на режиме М=10 при углах атаки а=0°,
10°, 30° с использованием термовизионной системы. Пример полученной в этих ис¬
пытаниях термовизионной картинки распределения теплового потока на поверхно¬
сти НТУ при а=10° приведен на рисунке 2.13, где каждой линии соответствует доля
теплового потока от теплового потока в критической точке аппарата (в носке «иглы»).
Исходя из приведенных тепловых нагрузок, и была первоначально выбрана схема
тепловой защиты частей СА «Пенетратор», согласно которой на цилиндр и жесткий
хвостовой конус аппарата наносилось теплозащитное покрытие из плотного жестко¬
го материала (асботекстолит, ТТП-БС(л)), а на герметичную оболочку ОНТУ надева¬
лась гибкая тепловая защита.
С помощью этой ГТЗ предусматривалось предохранить от теплового разрушения
герметичную оболочку ОНТУ СА «Пенетратор» (материал КТМ-1-4(2) по ТУ38-405-
51/3-10-187-85), имеющую температуру разрушения 180°С и допускающую нагрев
до температуры не более 150°С, при аэродинамическом торможении СА на всём про¬
тяжении спуска от входа в атмосферу до посадки на поверхность планеты.
97

2-2
0.630
0.600
qw/quo
0.125
с.; og
Рисунок 2.13. Распределение относительных тепловых потоков на поверхности ОНТУ СА
«Пенетратор». Получено при испытаниях на стенде ПГУ У-7 (М=Ю, а=0°)
После изготовления этой тепловой защиты и снаряжения ею ОНТУ с уложенной
под защиту оболочки ДНТУ вся конструкция НТУ была подвержена отработке техно¬
логии укладки в компактный объем.
После проведения нескольких операций укладки и расправления НТУ было снова
уложено в компактный объем и помещено на хранение в течение шести месяцев в ат¬
мосферных условиях.
По окончании этого срока хранения НТУ с тепловой защитой в уложенном поло¬
жении было подвергнуто вибрационным нагрузкам, затем развернуто путем наполне¬
ния газом наддува и тщательно осмотрено.
При осмотре на поверхности тепловой защиты были обнаружены разнообразные
дефекты. И установлено, что ранее обнаруженные после отработки технологии уклад¬
ки трещины после виброиспытаний в некоторых местах увеличились на Ю-20 мм.
При этом длина самой протяженной трещины достигла 140 мм. Количество трещин
на выпуклых (материалом СТИРОСИЛ-А наружу) складках возросло от 9 до 55 и со¬
ставило 37% от их общего количества. Остальные трещины, в количестве 92 штук,
образовались на вогнутых (полимером СТИРОСИЛ-А вовнутрь) складках. Кроме
того, в нескольких местах обнаружено отслоение кусочков материала СТИРОСИЛ-А
от кремнеземной ткани и прилипание их к противоположной, контактирующей при
укладке с отслоением, поверхности тепловой защиты. Количество таких дефектов
составляло 19 штук.
На внутреннем слое (испытывалась теплозащита, теплозащитный пакет ко¬
торой содержит только два слоя) кремнеземной ткани, пропитанной материалом
СТИРОСИЛ-А, исходя из расхода 0,4 кг/м2, дефектов не обнаружено. Отсюда следу¬
ет, что при уменьшении толщины слоя материала СТИРОСИЛ-А на кремнеземной
98

2-2
Схема расположения трещин и отслоений
на поверхности внешнего теплозащитного
чехла НТУ по слою стиросила
© -трещины образ, do время укладки
—'/\ -трещины после хранения на выпуклых
складках (длина от 3f2J мм,большие
трещины образмерены на схеме)
— (/\ -трещины после хранения на вогнутых
складках
-отслоение покрытия с одной стороны
на другую
(Ру- -трещины увеличились после хранения
.—■/ -сквозная трещина в центре 1*1 мм
—  -трещина и продолженио эомкнов
Всего:
Общих трещин - 147 шт.* на У~9
Вогнутых 92 шт/ ( $2,6 % )
Выпуклых 55 ит/ ( 37,4 % )
Отслоение покрытия 19 шт."
Рисунок 2.14. Схема дефектов на наружной поверхности гибкой тепловой защиты
СА «Пенетратор» АМС «Марс-96»
ткани вероятность появления трещин заметно уменьшается. Далее анализировалось
также состояние ЭВТИ-И и аримидной ткани чехла теплоизолирующего мата тепло¬
вой защиты. Следует также отметить, что разрывов кремнеземной ткани под трещи¬
нами в слое материала СТИРОСИЛ-А не обнаруживалось.
На рисунке 2.14 приведен пример расположения дефектов на поверхности наруж¬
ного слоя теплозащитного пакета гибкой теплозащиты ОНТУ СА «Пенетратор» АМС
«Марс-96», образовавшихся после испытаний по укладке и развертыванию НТУ по¬
сле вибрационных нагрузок.
По результатам анализа дефектов удалось составить следующую их клас¬
сификацию:
- трещины в слое материала СТИРОСИЛ-А, образовавшиеся при изгибе кремне¬
земной ткани со слоем материала СТИРОСИЛ-А наружу (выпуклая складка). Та¬
кие трещины смыкаются при расправлении теплозащиты;
- глубления в слое материала СТИРОСИЛ-А, образующиеся при складывании
кремнеземной ткани со слоем материала СТИРОСИЛ-А внутрь (вогнутая склад¬
ка). Такое углубление раскрывается при расправлении теплозащиты с образова¬
нием канавки треугольного профиля. Канавка образуется из-за смятия вулкани¬
зированного полимера СТИРОСИЛ-А под давлением, сопровождающим укладку
теплозащиты в компактный объем;
- раковины в поверхностном слое материала СТИРОСИЛ-А глубиной вплоть до
кремнеземной ткани с характерным размером 5...7 мм. Такая раковина образует¬
ся за счет вырыва части материала СТИРОСИЛ-А при разъединении двух слип¬
шихся поверхностей пропитанной кремнеземной ткани;
99

2-2
- крестообразное смятие или трещина слоя материала СТИРОСИЛ-А в угловых
точках, т.е. в местах двойного перегиба кремнеземной ткани, образующегося при
укладке НТУ.
При дальнейшей отработке гибкой теплозащиты ОНТУ СА «Пенетратор»
АМС «Марс-96» удалось устранить за счет покрытия перед укладкой НТУ наруж¬
ной поверхности гибкой теплозащиты слоем талька, дефекты, проявляющиеся в виде
раковин в поверхностном слое материала СТИРОСИЛ-А. Это покрытие исключало
слипание соприкасающихся поверхностей кремнеземной ткани, пропитанной герме¬
тиком СТИРОСИЛ-А.
Заметим, что к настоящему времени разработаны экспериментально-расчетные
методы бесконтактной диагностики дефектов эластичных материалов (Alifanov О.М.
et al., 2014) и возможности неразрушающей дефектоскопии материалов гибкой те¬
пловой защиты с использованием методов нелинейной акустики {Алифанов О.М.
и др., 2016). Эти методы позволят определять наличие дефектов у тепловой защиты
НТУ в уложенном положении.
Для определения влияния образующихся после укладки НТУ с теплозащитой
в компактный объем дефектов на эффективность и работоспособность гибкой тепло¬
защиты при воздействии тепловых нагрузок во время спуска СА с НТУ в атмосфере
проводились соответствующие экспериментальные исследования на образцах с теми
или иными типами и формами дефектов, причем воспроизводились наиболее типич¬
ные дефекты.
Испытания проводились на тепловых установках в ЦНИИмаш и ИЦ
им. М.В. Келдыша.
На газодинамическом стенде Ц-9Н в ИЦ им. М.В. Келдыша испытывался образец
кремнеземной ткани размером 150х 170 мм с нанесенным на ней слоем материала
СТИРОСИЛ-А толщиной 1,3 мм. Целью испытаний было исследование под действи¬
ем тепловой нагрузки характера разрушения стенок трещины, полученной в результа¬
те изгибов образца материала СТИРОСИЛ-А наружу. Глубина трещины конического
профиля составляла 1,3 мм, т.е. трещина была распространена до самой кремнезем¬
ной ткани, под которой был размещен девятислойный теплоизолирующий мат, состо¬
ящий из ЭВТИ-И, облицованный аримидной тканью. Образец был оснащен термопа¬
рами, установленными на верхней и нижней поверхностях мата ЭВТИ, и подвергался
воздействию теплового потока величиной 45 кВт/м2 в течение 30 секунд и величиной
90 кВт/м2 на участке от 30-й до 58-й секунды. Обдув образца потоком газа при тем¬
пературе 1200°С происходил под углом около 20° к плоскости образца. Скоростной
напор не превышал величины 4 кПа.
Из сравнения фотографий образца №8 на рисунке 2.15 до и после испытаний
можно заключить, что в результате нагрева эрозии трещины не происходит, хотя с по¬
верхности образца и происходил интенсивный унос материала СТИРОСИЛ-А.
Более систематические исследования образцов с дефектами при воздействии те¬
плового потока 100 кВт/м2 в течение 50 секунд были проведены на высокочастотной
установке ВЧУ-1 также в ИЦ имени М.В. Келдыша. Эта установка представляет со¬
бой газодинамический стенд с высокочастотным подогревателем газа. Рабочая часть
установки ВЧУ-1 представляет собой барокамеру. Расход газа через установку может
меняться в пределах 3,5... 15 г/с, температура - 3000. ..8000 К. Установка оснащена
коническим сверхзвуковым соплом с числом Маха на срезе сопла М=2,58. Время не¬
прерывной работы установки - до 40 минут.
100

2-2
Рисунок 2.15. Образец № 8 с дефектом «глубокая трещина» до (а) и после (б) испытаний
Испытанию подвергались образцы теплозащиты с дефектами следующих видов:
- крестообразная трещина выпуклых складок (образец № I);
- ромбовидная трещина выпуклых складок (№ 4);
- крестообразная трещина вогнутых складок (№ 20);
- ромбовидная трещина вогнутых складок (№ 25);
- поперечная по отношению к потоку газа трещина выпуклой складки (№ 35);
- продольная по отношению к потоку газа трещина выпуклой складки (№ 14);
- угловая трещина (№ 42);
- крестообразная трещина с разрывом кремнеземной ткани (№ 15);
- продольная трещина с разрывом кремнеземной ткани (№ 11);
- раковина размером 3x5 мм (J4b 500).
Образцы с дефектами выполнялись в виде прямоугольных пластин размером
60x60 мм, представляющих собой пакет, состоящий из двух слоев кремнеземной тка¬
ни. пропитанной материалом СТИРОСИЛ-А исходя из расхода 1,5 и 0,2 кг/м: соот¬
ветственно, девяти слоев ЭВТИ-И и имитатора оболочки НТУ.
Для испытаний образцы в количестве 4 штук устанавливались на кассету разме¬
ром 150x170 мм клиновидной державки. Вторая плоскость державки использовалась
для калориметрической модели, которая позволяла контролировать уровень тепло¬
вых потоков к образцам во время испытания.
Рисунок 2.16. Вид рабочей части установки ВЧУ-1 с образцами до (а) и после (б) испытаний
101

2-2
направление
направление
потока
▼
потока
'
▼
v< /
k* > * 63
&1
направление
потока
Рисунок 2.17. Вид дефектных образцов гибкой теплозашиты ОНТУ СА «Пенетратор» АМС
«Марс-96» после испытаний
Рабочая часть ВЧУ-1 с установленными в кассете дефектными образцами № 1,
№ 4 и контрольными - № 9 и № 12 до и после испытаний показана на рисунке 2.16.
Все испытания проводились на одном и том же режиме работы установки, обеспе¬
чивающем создание конвективного теплового потока к поверхности образцов около
118 кВт/м-. Температура газового потока составляла 4000°С, скоростной напор пото¬
ка не превышал 2 кПа.
На рисунке 2.17 представлены фотографии трех групп образцов (по 4 шгуки с со¬
ответствующими номерами), выполненные после испытаний. В каждой группе одно¬
временно испытывался один или два контрольных образца без дефекта.
Осмотр образцов после испытаний не обнаружил ни одного случая сквозного
прогара наружного слоя теплозащитного пакета. Установлено, что освобожденная
от шлака поверхность неунесеиного материала СТИРОСИЛ-А имеет ватообразный
вид. Разрез оставшегося слоя материала СТИРОСИЛ-А обнаруживает, что ватообраз-
ность имеет место только в тонком, менее 0,1 мм, приповерхностном слое материа¬
ла СТИРОСИЛ-А. На большей глубине структура материалом СТИРОСИЛ-А имеет
первоначальный вид.
В результате этого эффекта все образованные искусственно дефекты образцов
не только не подвергаются эрозии в результате теплового воздействия на материал
СТИРОСИЛ-А, а даже, в некоторой степени, устраняются, т.е. аблирующее вещество
СТИРОСИЛ-А обладает некоторой «саморемонтной» способностью.
Измерения температуры имитатора герметичной оболочки МТУ на всех образцах
показали, что приращения температуры за время испытаний до прекращения воз¬
действия теплового потока для всех образцов находится в пределах 10-25°С, а мак¬
симальное приращение температуры герметичной оболочки образцов по мере про¬
движения тепловой волны в толщу теплозащиты не превысило значения 97°С. Это
свидетельствует об отсутствии или слабом влиянии рассмотренных дефектов наруж¬
ного слоя теплозащиты на её эффективность.
Отметим также, что угол между направлением газового потока и поверхностью
образцов, установленных на плоскости клиновидной державки, составлял 35°.
Испытания образцов гибкой теплозащиты с типовыми дефектами при нормаль¬
ном обтекании газовым потоком проводились также в ЦНИИмаш на электродуговой
установке ЭДУ ТТ-1.
102

2-2
Рисунок 2.18. Схема дефектов образцов, испытанных на установке ЭДУ ТТ-1
Особенность конструкции модели для проведения испытаний возможных дефек¬
тов на поверхности тепловой защиты ОНТУ СА «Пенетратор» состояла в том, что
на наружном дополнительном слое вещества СТИРОСИЛ-А толщиной 1,3 мм, нане¬
сенного на кремнеземную ткань, были выполнены надрезы, имитирующие основные
виды дефектов, образующихся на гибкой теплозащите после укладки и развертыва¬
нии ОНТУ. Вид надрезов показан на рисунке 2.18.
Кроме того, на модели 4Д был выполнен дополнительно косой срез материала
СТИРОСИЛ-А, имитирующий раковину - дефект, вызываемый отрывом кусочка ма¬
териала СТИРОСИЛ-А от ткани из-за слипания соприкасающихся поверхностей.
Указанные модели с помощью державки устанавливались в потоке высокотемпе¬
ратурного газа, истекающего из сопла, со скоростью, М=5,8. Полная среднемассовая
энтальпия потока составляла 2470 кДж/кг.
Длительность теплового воздействия на образец в каждом испытании определя¬
лась исходя из обеспечения величины интегрального (по времени) теплового потока,
равной 3,9 МДж/м2. Модель вводилась в газовой поток при установившемся режиме
течения, соответствующем постоянному значению удельной плотности теплового по¬
тока <7„ в центральной точке модели. Давление за прямым скачком уплотнения во всех
испытаниях соответствовало величине 19 кПа.
Данные по прогреву имитатора герметичной оболочки дефектных образцов при
испытаниях на установках ТТ-1 и ВЧУ-1 при воздействии теплового потока в течение
50 с практически совпадают.
Основным выводом проведенных исследований является следующее заключе¬
ние: после операций укладки и развертывания ОНТУ вместе с гибкой теплозащитой
на внешнем (наружном) слое покрытия материалом СТИРОСИЛ-А кремнеземной
103

2-2
ткани теплозащитного пакета появляются дефекты в виде трещин различной глуби¬
ны и конфигурации с сохранением целостности основы слоя - кремнеземной ткани
КТ-11-Э/0,2.
Однако под воздействием теплового потока эти трещины не подвергаются даль¬
нейшей эрозии; а более того, они затягиваются вспухающим до ватообразного состо¬
яния материалом СТИРОСИЛ-А в приповерхностном слое, сохраняя эффективность
и работоспособность гибкой теплозащиты, предохраняющей герметичную оболочку
надувного тормозного устройства СА «Пенетратор» от температурного разрушения.
Первые шаги в процессе проектирования многослойной гибкой тепловой защиты
были предприняты при выборе и отработке ОПТУ СА «Пенетратор». Полученные
в расчётах конструкционные параметры ТЗП этого аппарата использовались для из¬
готовления мелкомасштабных её плоских образцов, оснащённых системами измере¬
ния распределения температуры по толщине теплозащиты.
При этом образцы подвергались как тангенциальному обдуву высокотемператур¬
ным (плазменным) потоком газа (рисунок 2.19), так и обтеканию при торцевом рас¬
положении образца в потоке, как показано на рисунке 2.20.
Первый вариант обдува образцов осуществлялся с использованием щелевого
сопла ВЧГ1 У-13 ЦНИИмаш при моделировании теплообмена плазмы с поверхно¬
стью образца с величиной плотности теплового потока, изменяющейся в диапазоне
от 50 до 150 кВт/м2. На этой же установке осуществлялось и нормальное расположе¬
ние к потоку плазмы образцов ГТЗ (торцевое обтекание) с увеличением плотности
теплового потока к поверхности образца до 400 кВт/м:.
Рисунок 2.19. Тангенциальное расположение плоских образцов ГТЗ НТУ
в потоке плазмы высокочастотного плазмотрона У-13 ВЧПУ (ЦНИИмаш)
(вид образцов до и после испытаний)
104

2-2
Рисунок 2.20. Картина обтекания образца гибкой тепловой защиты ОНТУ СА,
реализуемая на ТХУ (ИТМО им. А.В. Лыкова, Минск)
Для испытаний при более высоких значениях теплового потока, падающего
на поверхность испытуемых образцов многослойных ГТЗ НТУ СА, использовал¬
ся торцевой холловский ускоритель (ТХУ) Института тепломассообмена (ИТМО)
им А.В. Лыкова (Беларусь, г. Минск) (Юревич Ф.Б. и др., 1989; Аношко И.А. и др.,
2005; 2009). Этот ускоритель генерирует поток чистой плазмы, не содержащей про¬
дуктов разрушения металлического катода, которые всегда есть в газовых потоках
электродуговых плазменных генераторов. Кроме того, на ТХУ реализовывается ре¬
жим сверхзвукового обтекания образца ГТЗ с образованием излучающего сжатого
слоя газа (Аношко И.А. и др., 2013), радиационный поток которого также участву¬
ет в нагревании образца. На ТХУ испытывались образцы ТЗП НТУ аппаратов, под¬
вергающиеся при спуске в атмосфере воздействию тепловых потоков до 600 кВт/м2
(Аношко И.А. и др., 2014; 2017). Картина обтекания образца при испытании на этой
установке показана на рисунке 2.20.
Кроме испытаний плоских образцов на плазменных установках, при проектиро¬
вании СА с Н ГУ «Пенетратор», на электродуговой установке (ЭДУ) У-15Т-1 (ЦНИ¬
Имаш) исследовалась динамика модели этого аппарата в условиях вдува продуктов
разрушения абляционного вещества СТИРОСИЛ-А. нанесенного на поверхность мо¬
дели. Модель в масштабе 1:11,5 (диаметр миделя моделей составляла 20 см) обдува¬
лась высокотемпературным воздухом при скорости, соответствующей числу М=5,5.
На рисунке 2.21 показана картина течения при колебаниях модели при этих испыта¬
ниях, а на рисунке 2.22 - вид испытываемой модели СА с НТУ «Пенетратор» до (а)
и после (б) испытания.
В результате этих испытаний установлено, что движение СА «Пенетратор» при
спуске в атмосфере будет носить колебательный характер по углу атаки. Амплитуда
колебаний составит около 8°.
При этих колебаниях зона интенсификации тепловых потоков перемещается
по поверхности ОНТУ к вершине ОНТУ на наветренной стороне и к донной части
ОНТУ - на подветренной, что учитывалось при выборе толщины слоя вещества СТИ¬
РОСИЛ-А на наружном слое кремнеземной ткани теплозащитного пакета.
105

2-2
Рисунок 2.21. Теневые картины сверхзвукового обтекания при колебаниях СА с ОНТУ
«Пенетратор» во время испытаний при М=5,5 на установке ЭДУ У-15Т-1 (ЦНИИмаш)
1
а	б
Рисунок 2.22. Вид моделей СА «Пенетратор» с тепловой защитой ОНТУ
до и после испытаний на ЭДУ У-15Т-1 (ЦНИИмаш)
Конструкция тепловой защиты и теплоизоляции оболочки НТУ СА «Пенетратор»,
рассчитанная для случая тепловой нагрузки на лобовую часть ОНТУ до 100 кВт/м2
при скорости входа 4,8 км/с и угле входа минус 10°, содержит:
а) на лобовой поверхности ОНТУ два слоя теплозащитного пакета и теплоизоли¬
рующий мат в чехле из аримидной ткани;
б) на донной поверхности ОНТУ только теплоизолирующий мат в чехле из ари¬
мидной ткани.
Наружный слой теплозащитного пакета состоит из пропитанной аблирующим
веществом СТИРОСИЛ-А кремнеземной ткани толщиной 0,23±0,03 мм, расходом
около 0,2 кг/м2. Кроме того, на этом же слое нанесен дополнительный слой вещества
СТИРОСИЛ-А толщиной 1,3 мм, т.е. расходом ~1,3 кг/м2.
Теплоизолирующий мат содержит 9 слоев пленок ЭВТИ-И и 8 прокладок между
ними. Торцевой частью мат в защитном чехле из аримидной ткани закреплялся к кор¬
пусу приборного отсека СА так, чтобы обеспечивалась теплоизоляция поверхности
донной части ОНТУ.
Теплозащитный пакет в процессе установки тепловой защиты на ОНТУ уклады¬
вается на теплоизолирующий мат на лобовой поверхности и с помощью лент также
закрепляется на корпусе приборного отсека СА «Пенетратор».
Таким образом, опыт аэротермодинамической отработки НПО им. и параме¬
тры С.А. Лавочкина СА с НТУ «Пенетратор» АМС «Марс-96» на стендах существо¬
вавшей в России и в странах СНГ на конец 90-х годов прошлого века и начальные
годы XXI вв. экспериментальной базы, вселяет твердую уверенность в реальную
возможность создания надёжных спускаемых из космоса на поверхности планет с ат¬
мосферой аппаратов с тормозными устройствами надувной конструкции, несущими
на своей поверхности тепловую защиту из гибких материалов, не препятствующих
укладке этих устройств в компактный объем.
106

СПУСКАЕМЫЕ АППАРАТЫ С НАДУВНЫМ
ТОРМОЗНЫМ УСТРОЙСТВОМ СЕРИИ
«ДЕМОНСТРАТОР» - ОТ ЭТАПА
ПРОЕКТИРОВАНИЯ ДО ЛЕТНО¬
КОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИЙ
ЕПСПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ С НАДУВНЫМ ТОРМОЗНЫМ
УСТРОЙСТВОМ «ДЕМОНСТРАТОР» И СИСТЕМА
СПАСЕНИЯ РАЗГОННОГО БЛОКА «ФРЕГАТ»
Проектирование и производство первого в мире спускаемого аппарата с наду¬
вным тормозным устройством «Пенетратор», предназначенного для доставки авто¬
матической межпланетной станцией «Марс-96» в атмосферу Марса и посадки на его
поверхность, сопровождалось освещением их результатов в научно-технической ли¬
тературе (Алексеев А.К. и др., 1996; Alekseev А.К. et al., 1996; Богданов В.П. и др.,
2000) и на Международных симпозиумах (Bogdanov V.V. et al., 1996) и конференциях
(Bogdanov V.V. et я/., 1997; Pichkhadze К. M. et al., 1997).
Осуществить эту миссию по техническим причинам не удалось - АМС «Марс-
96», запуск которой состоялся 16 ноября 1996 года., осталась на орбите искусственно¬
го спутника Земли с параметрами 87x1500 км из-за отказа в работе двигателя разгон¬
ного блока «Д» ракеты-носителя «Протон». На последующих витках станция вошла
в атмосферу Земли и сгорела, а её части из стойких к высоким температурам матери¬
алов выпали в Тихий океан у побережья Мексики.
Однако специалистов ESTEC (European Space Research and Technology Centre,
Нордвайк, Нидерланды) - научно-производственной организации при Европейском
космическом агентстве (ЕКА), аналога Центрального научно-исследовательского
института машиностроения (ЦНИИмаш) при Российском космическом агентстве
(РКА) - и DASA (Deutsche Aerospace Aktiengesellschaft, Deutsche Aerospace AG) заин¬
тересовала информация о результатах проекта СА «Пенетратор». И в 1999 году ЕКА
предложило Научно-производственному объединению им. С.А. Лавочкина (НПОЛ)
изготовить на базе СА с НТУ «Пенетратор» новый спускаемый аппарат, летно-кон¬
структорские испытания которого (ЛКИ) продемонстрировали бы реализуемость
концепции создания космических аппаратов с надувными элементами конструкции.
После согласования РКА и ЕКА технических и финансовых вопросов в струк¬
турном подразделении НПОЛ - Научно-исследовательском центре им. Т.Н. Баба¬
кина (НИЦ Бабакина) в мае 1999 года были развернуты работы по проектирова¬
нию и производству СА с НТУ «Демонстратор». Финансирование работ в размере
1,75 млн. $ США осуществлялось Международным научно-техническим центром -
МНТЦ (он же - International Science&Technology Center (ISTC).
В то же время на начало 2000 года РКА планировалось проведение квалифика¬
ционного полета подготовляемого НПОЛ нового разгонного блока «Фрегат» (РБФ)
с имитатором полезного груза. РБФ должен был выводиться на круговую орбиту ИСЗ
высотой 600 км. Разрабатываемый СА с НТУ «Демонстратор» решено было в качестве
дополнительного груза к имитатору полезной нагрузки КА вывести на эту же орбиту.
107

3-1
В состав аппарата «Демонстратор» входила жесткая часть лобового аэроди¬
намического экрана (ЛАЭ), заменившая «иглу», часть хвостового конуса зонда
«Пенетратор», приборный контейнер с научной и служебной аппаратурой, демпфер
посадочной перегрузки, надувное тормозное устройство с гибкой тепловой защитой
(ГТЗ) и система наддува НТУ, адаптированная к условиям спуска в плотной земной
атмосфере.
Носовая часть СА «Демонстратор» была выполнена в форме шарового сегмента
радиусом 0,61 м, диаметром 0,428 м, вписываемого в вершину жесткого 90-градус¬
ного конуса, имевшего, как и зонд «Пенетратор», диаметр основания 0,8 м. На по¬
верхности носового сегмента нанесено теплозащитное покрытие (ТЗП) напылением
слоя уносимого материала ТТП-БС(л) толщиной 10 мм, плотностью около 0,5 г/см'.
На поверхности жесткого конуса нанесено ТЗП из того же материала толщиной 7 мм.
Общий вид СА «Демонстратор» в транспортном положении и с развернутым ос¬
новным НТУ (I -й каскад) и дополнительным НТУ (2-й каскад) показан на рисунке 3.1.
Рисунок 3.1. СА «Демонстратор» с НТУ в сложенном и развернутом состояниях
С целью экономии материальных средств в качестве НТУ и его тепловой защи¬
ты было решено использовать хранящуюся с 1996 года в НПОЛ тепловую защиту
оболочки НТУ из состава ЗИП (запасные части, инструменты и принадлежности)
СА «Пенетратор». Параметры этой защиты соответствовали спуску СА с НТУ мас¬
сой 130 кг в атмосфере Марса с начальной скоростью 4800 м/с и углом входа ми¬
нус Ю±2°, при котором лобовая поверхность ОНТУ подвергалась тепловой нагрузке
с максимальной величиной плотности теплового потока 100 кВт/м:.
По расчетам конструкция этой защиты ОНТУ состояла из теплоизолирующего
мата, содержащего 9 слоев пленок ЭВТИ-И и 8 прокладок между ними. Торцевой
частью мат в защитном чехле из рыжей аримидной ткани закреплялся к нижней части
корпуса приборного контейнера СА «Демонстратор» так, что обеспечивал теплоизо¬
ляцию поверхности лобовой и донной частей ОНТУ.
На теплоизолирующий мат лобовой поверхности ОНТУ накладывался теплоза¬
щитный пакет, состоящий из двух слоев кремнеземной ткани толщиной 0,23±0,03 мм,
пропитанных аблирующим веществом СТИРОС'ИЛ-А расходом -0,2 кг/м: на каждый
слой. Кроме того, на наружном слое пакета был нанесен дополнительный слой этого
же вещества толщиной 1,3 мм, т.е. расходом ~1,3 кг/м:. Оба слоя теплозащитного па¬
кета оканчивались трапециевидными клапанами с лентами (Finchenko V.S. et с//.. 2001;
Финченко и др., 2008).
Г жесткая часть ЛАЭ
тепловая защита
108

3-1
Приборный отсек
(Д. Вильле, DASA)
Система наполнения
(Д. Кассинг; ESTEC,
В. Финченко, НПОЛ)
НТУ СА
с тепловой защитой
(В. Финченко, НПОЛ;
Д. Маррафа. F.STEC)
Рисунок 3.2. Приемка основных фрагментов СА с НТУ «Демонстратор», устанавливаемых
на РБ «Фрегат» с НТУ системы его спасения (нижний снимок)
После укладки тора ДНТУ на тор раскрытого ОНТУ клапаны плотно охватывают
оба тора, и закрепление клапанов лентами на нижней части приборного контейнера
обеспечивало защиту С/\ от тепловой нагрузки при спуске в атмосфере планеты.
На рисунке 3.2 показаны моменты работы совместной технической комиссии
ESTEC, DASA и НПОЛ по приемке основных частей СА с НТУ «Демонстратор»
п НТУ системы спасения РБФ перед установкой их на разгонный блок «Фрегат».
Чтобы обосновать возможность использования комплекта ГТЗ из контейнера ЗИП
СА «Пенетратор» и для СА «Демонстратор», были проведены расчеты необходимых
баллистических условий входа этого аппарата реальной массы 112 кг, определенной
взвешиванием, в атмосферу Земли.
В результате были выбраны следующие условия входа СА с НТУ «Демонстратор»
в атмосферу Земли на высоте 100 км: скорость - 5,50±0,2 км/с, угол - минус 7,3±0,8°,
масса СА - 112 кг.
109

3-1
Таблица 3.1. Проектные параметры этапов спуска СА «Демонстратор»
этап
время, с
высота, км
скорость, м/с
угол,град
скоростной
напор, Па
вход
0
100
5300...5700
-<6,5...8,1)
8,5...9.0
максимум
теплой нагрузки
31,6...40,5
72,7...78,2
3408...3614
-<9,1 ...10,3)
1450...3470
основное
торможение
56,3...69,2
48,7...53,4
3020...3200
-(11...12)
2975...3980
ввод ДНТУ
124...137
29,15...32,17
216...236
-<89...90)
342...382
посадка
1009...1110
0
13,32...14,55
-90
В таблице 3.1 приведены проектные параметры СА «Демонстратор» при спуске
в атмосфере Земли на характерных этапах функционирования.
Запуск СА «Демонстратор» был осуществлен 9 февраля 2000 года с космодрома
Байконур с помощью PH «Союз». После одноразового включения двигательной уста¬
новки РБФ доставил аппарат на орбиту ИСЗ (Карпенко С.и др., 2000).
На рисунке 3.3 показан порядок размещения С’А и грузового макета на разгонном
блоке «Фрегат» в положении под головным обтекателем (ГО) PH и в полете, обуслов¬
ливающий очередность последовательного отделения частей ИСЗ.
После совершения шести витков на орбите высотой 600 км. где был отделен
грузовой макет, т.е. после квалификационного зачета работы РБФ, вторым включе¬
нием ДУ РБФ СА «Демонстратор» вместе с блоком были переведены на эллипти¬
ческую орбиту с параметрами 150x600 км. После третьего включения ДУ РБФ ско¬
рость объекта была снижена до требуемой величины, произведена закрутка связки
РБФ+СА для обеспечения устойчивого входа в атмосферу, СА «Демонстратор» отде¬
лен от РБФ, и оба объекга автономно вошли в атмосферу. Место посадки аппаратов
было намечено в районе южной границы Оренбургской области.
Рисунок 3.3. Размещение на РБФ НТУ его системы спасения, С’А с НТУ «Демонстратор»
и грузового макета в положении под ГО PH и в полете
110

3-1
Рисунок 3.4. Схема ввода СА «Демонстратор» и РБФ с НТУ в атмосферу Земли и спуска на её
поверхность
На орбите ИСЗ связка РБФ+СА+груз находилась в движении двигателем блока
вперед. Сначала отделялся массивный имитатор груза, затем подавался тормозной
импульс для перехода на эллиптическую орбиту с перигеем I50 км. В перигее ДУ
блока понижала скорость до скорости, близкой к скорости входа связки РБФ+СА
«Демонстратор» в атмосферу, и закручивала связку относительно продольной её оси.
Далее раскрывалось ОНТУ СА «Демонстратор», и аппарат отделялся от РБФ. При
движении двигателем вперед раскрывался конус ОНТУ системы спасения «ворон¬
кой» вперед. Расчетами (Фипчеико B.C., Шматов СИ., 2005; 2012; Finchenko V.S.,
ShmalovS.I., 2013) было показано, что эта форма статически неустойчива при движе¬
нии в разреженных слоях атмосферы и за 60 с полета до входа в атмосферу (100 км)
аппарат успевает повернуться в устойчивое положение носовой частью вперед.
На рисунке 3.4 приведена схема операций по организации ввода СА «Демонстра¬
тор» и РБФ в атмосферу Земли и спуска на её поверхность.
111

3-1
Возможно, из-за неточного учета сезонного и суточного разброса плотности ат¬
мосферы в верхних слоях (от I50 до I00 км) проявилась ошибка расчетов, поворот
СА РБФ к моменту входа в атмосферу не завершился и он вошел с большим углом
атаки, или по другим причинам, однако ОНТУ этого аппарата было разрушено.
В итоге СА «Система спасения РБФ» группой поиска найден не был, хотя опра¬
шиваемые жители окрестных сел сообщали, что в пасмурный день спуска слышали
достаточно громкий шум, подобный «хлопанью белья на сильном ветру». Так про¬
пало около тонны цветного и других металлов. Группа поиска, посланная от НПОЛ
в мае того же года, находила лишь разбросанные в предполагаемом районе падения
РБФ титановые шаровые баллоны систем наддува НТУ и ДУ со следами воздействия
высокой температуры.
Для успешного поиска и эвакуации СА «Демонстратор» и РБФ были мобилизо¬
ваны все средства авиационной базы аэродрома Чебеньки и ближайшие наземные
радиолокационные станции (PJ1C), привлекаемые к поисково-спасательному обе¬
спечению посадок спускаемых аппаратов космических кораблей РФ, в том числе
и на территории Казахстана.
К моменту входа СА и РБФ в атмосферу в воздух были подняты самолет, обору¬
дованный системой дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО), и вертолёты
Ми-6 и Ми-8 для эвакуации аппаратов с установленными на их борту радиомаяками
малой мощности.
Прошло установленное время посадки, но сигналов с борта СА «Демонстратор»
и РБФ получено не было. Наземные РЛС зафиксировали на различных высотах спуска¬
ющиеся объекты и обозначили вероятный район их приземления. На четвертые сутки
облетов вертолетами площадей вероятного падения, в нескольких десятках километров
к югу от границы Оренбургской области в снегу на территории Казахстана, была об¬
наружена жесткая конструкция СА «Демонстратор» с остатками разрушенного НТУ.
На рисунке 3.5 приведены фотографии положения СА «Демонстратор» на месте
приземления и после выгрузки его на аэродроме в составе экипажа и специалистов
НПОЛ. Затем аппарат был доставлен в НПО Лавочкина, подвергнут разборке и деталь¬
ному исследованию его состояния и данных телеметрической информации (ТМИ).
Рисунок 3.5. Вид СА «Демонстратор» после посадки на земную поверхность и доставленного
вертолетом на аэродром Чебеньки экипажем вертолета и специалистами НПОЛ:
(справа налево: Тертерашвили А.В., Максимов Б.Л. и Поляков А.Б.)
112

3-1
Рисунок 3.6. Разборка приборного контейнера С'А с НТУ «Демонстратор» с участием группы
анализа (слева направо: Камаев Р.В., Чаховский А.Г., Финченко B.C., Ален Фурнье-Сикр,
Тертерашвили А.В.)
На рисунке 3.6 представлено фото момента разборки приборного контейнера
с участием группы первичного анализа результатов ТМИ в присутствии представите¬
ля ЕКА в России Аллена Фурнье-Сикр.
После снятия шпангоута, закрепляющего соединение НТУ и его тепловой зашиты
с конусом носовой части СА, было обнаружено, что аппарат был отправлен в полет
только с одним нижним слоем кремнеземной ткани теплозащитного пакета, пропи¬
танной веществом СТИРОСИЛ-А с расходом 0,2 кг/м:. Специалисты, устанавливав¬
шие эту тепловую защиту на СА «Демонстратор», утверждали, что при изъятии её
из ящика ЗИП в уже собранном виде на сертификационной бирке были перечислены
все составляющие ГТЗ компоненты, в том числе и наружный слой теплозащитного
пакета с распределенным на нем веществом СТИРОСИЛ-А в количестве 1,5 кт/м:.
Анализ результатов полёта и восстановление траектории спуска СА по считанной
ТМИ с приземленного аппарата был проведен совместно со специалистами ESTEC
п DASA {Marraffa L et al., 2000). Расшифровка ТМИ показала, что полет СА «Демон¬
стратор» от момента отделения от РЬФ до посадки продолжался 4 мин 51 с. Спустя
37,4 с после отделения, акселерометры зафиксировали возрастание продольной (осе¬
вой) перегрузки (торможение) до величины 14 ед. и поперечных по оси Г до 9, по Z-
до минус 7 ед. Затем продольная и обе поперечные перегрузки стали уменьшаться.
На 60-й секунде аппарат перешел в режим уравновешенного и спокойного спуска до
момента посадки. Такое же поведение аппарата подтвердили и датчики угловых ско¬
ростей относительно трех осей.
ТМИ указывала, что за несколько секунд до истечения 34,7-й секунды темпера¬
тура на поверхности приборного контейнера возросла до 200°С, и затем в течение
I00 секунд понизилась до 50°С\ Температура внутри приборного контейнера в про¬
должение всего спуска оставалась постоянной, на уровне 20±3°С. Все эти данные
свидетельствуют о нарушении целостности НТУ. В результате этого СА «Демонстра¬
тор» совершил посадку не с запланированной скоростью 13... 14 м/с, а, судя по ве¬
личине ударной нагрузки, около 60 м/с, которая, однако, не привела к деформации
носителей памяти ТМИ.
113

3-1
in
лобовой экран
2-й каскад НТУ
НТУ
1 -й каскад Н
разгонный
блокФрегсГ
щг
система
наполнения
разгонный
блок «Фрегат»
система
наполнения
НТУ
НТУ
лобовой экран
Рисунок 3.7. Система спасения разгонного блока в собранном и развернутом виде
Таким образом, результаты этого лётного эксперимента подтвердили возможность
реализации технологии СА с НТУ, но только на 80%. Такой ценой обошлось стремле¬
ние сэкономить за счет использования НТУ из ЗИП СА «Пенетратор» материальные
средства на разработку опытного образца нового направления в технологии создания
Кстати, выделенных средств оказалось явно недостаточно для реализации всего
проекта, поскольку в обеспечение требований экологической безопасности необходи¬
мо было реализовать мягкую посадку разгонного блока «Фрегат», несущего на борту
остатки ракетного топлива, обеспечив его системой торможения и посадки.
Для осуществления этого требования было решено снабдить РБФ соответствую¬
щим его габаритным размерам и весу НТУ СА «Система спасения РБФ». Конструк¬
ция этого НТУ приведена на рисунке 3.7. На создание этой системы ЕКА через МНТЦ
было добавлено 0,2 млн $ США.
Конструкция НТУ и параметры тепловой защиты СА «Система спасения РБФ»
в основном идентичны НТУ СА «Демонстратор». Разница была лишь в форме НТУ
и размерах. НТУ РБФ было выполнено в форме 120-градусного конуса, жесткое за¬
кругление НТУ - в виде сферического сегмента диаметром 2 м и радиусом закругле¬
ния - 6 м. Диаметр ОНТУ (1-й каскад) -6 м, ДНТУ (2-й каскад) - 14 м. Вес СА около
1820 кг, из них масса НТУ с тепловой защитой составляла 673 кг.
Эти параметры должны были обеспечить при спуске СА в атмосфере Земли те¬
пловую нагрузку на его лобовую поверхность, максимальная величина которой
не превышает 100 кВт/м2.
После анализа результатов спуска и возможных причин разрушения СА «Демон¬
стратор» было принято решение выполнить существенные доработки конструкции
НТУ и его теплозащиты. В частности, стало ясно, что герметичная полость оболочки
НТУ должна быть выполнена многосекционной, чтобы устранить мгновенную по¬
терю формы НТУ в случае его разгерметизации в любом месте, и изыскать более
дешевый и надежный способ запуска модифицированного СА с НТУ с посадкой в до¬
ступный район, обеспеченный надежными средствами поиска.
Соответствующие мероприятия по улучшению конструкции СА с НТУ, органи¬
зации запуска и поисковых операций были проведены при проектировании, произ¬
водстве СА «Демонстратор-1» и подготовке к проведению летно-конструкторских
испытаний в июле 2001 года.
С А с НТУ.
114

3-2
ЕНспускаемые АППАРАТЫ «ДЕМОНСТРАТОР-1»
И «ДЕМОНСТРАТОР-2» С МОДИФИЦИРОВАННОЙ
КОНСТРУКЦИЕЙ НАДУВНОГО ТОРМОЗНОГО
УСТРОЙСТВА. МЕТОДОЛОГИЯ ПРОВЕДЕНИЯ
НЕОБХОДИМОГО И ДОСТАТОЧНОГО ОБЪЕМА
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОТРАБОТКИ
ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ СА С НТУ
Обнаружение прямых причин (неполный комплект теплозащитного пакета те¬
пловой защиты ОНТУ) и анализ версий о косвенных причинах разрушения НТУ СА
«Демонстратор» позволили найти пути модификации конструкции этого аппарата,
его тепловой защиты и теплоизоляции, повышающие надежность спускаемых косми¬
ческих аппаратов с НТУ.
Кроме того, стали ясны недоработки в используемой ранее методологии опре¬
деления необходимого объема исследований при экспериментальной проверке эф¬
фективности принимаемых к внедрению в конструкцию проектируемых СА с НТУ
тепловых зашит, за счет чего обеспечена достаточность методологии для проверки
надежности эксплуатации в целом всей конструкции СА с НТУ.
Напомним, что наполняемая газом оболочка НТУ СА «Демонстратор» имела одну
полость ОНТУ, из которой газ по шести воздушным рукавам практически мгновенно
перетекал в полость ДНТУ при его введении в работу. Поэтому любое локальное
повреждение оболочки еще в космосе или на траектории снижения могло приводить
к быстрой потере из неё всего газа.
Поэтому было принято решение выполнить оболочку НТУ из многих секций, со¬
единенных общей магистралью одновременной подачи в них газа, при этом каждая
секция выполняется в виде тора. Из этих секций можно будет собирать НТУ любой
формы, достаточно только подобрать диаметры торов такими, чтобы укладка их друг
на друга по внешней огибающей (по кон гуру формы СА) привела к выбранной фор¬
ме СА с НТУ (плоский торец цилиндра, конус, сферический сегмент, сфера). По¬
строенная по такому принципу конструкция СА «Демонстратор-1» и формы аппарата
на различных этапах спуска показаны на рисунке 3.8.
а-форма СА в транспортном положении при выведении;
6-форма СА с развёрнутым основным НТУ с тепловой защитой
перед входом в атмосферу и при спуске со сверхзвуковыми скоростями;
в-форма СА с развёрнутым дополнительным НТУ
на участке спуска с дозвуковыми скоростями до посадки.
Рисунок 3.8. Общий вил СА с НТУ «Демоистратор-1»
а
б
в
115

3-2
Экспериментальный СА с НТУ «Демонстратор-1» представлял собой 90-градус-
ный конус с затупленной вершиной. При этом носовая часть конуса, как и у СА «Де¬
монстратор-1», была жесткой конструкции, состоящей из сферического сегмента,
вписанного в часть 90-градусного конического кожуха. Продолжением конической
поверхности СА, начиная от донной кромки его жёсткой части диаметром 0,8 м, яв¬
ляется поверхность гибкой тепловой защиты, охватывающей НТУ.
Тормозное устройство СА в развёрнутом и надутом состоянии образовано набо¬
ром из шести торов различного диаметра. Малый диаметр каждого тора равен 20 см.
При этом каждый тор не представляет собой это геометрическое тело строго, а об¬
разован из 12 коротких последовательно соединяемых торцами цилиндров со ско¬
шенными срезами. Это обусловлено технологической невозможностью изготовления
тора из нерастяжимого материала герметичной оболочки НТУ без образования скла¬
док на внутренней стороне его образующей.
Для изготовления оболочки тора вместо ткани КТМ-1, как это было у СА «Демон¬
стратор», использован тканеплёночный прорезиненный материал ТПМ-8 (ТУ 38.405-
51/3-10-189-91), в состав которого входят слои полиэфирной (лавсановой) ткани
арт.56341 и арт.56307, полиэтилентерефталатной плёнки ПЭТ толщиной 12 мкм и ре¬
зины на основе каучука CKMC 30АРКМ-15. Материал ТПМ-8 легче КТ-1 и имеет
поверхностную плотность 150 г/м2.
Для придания большей прочности конструкции ОНТУ каждый отдельный тор
помещался в наружную покрышку из технической ткани из сверхвысокомодульных
нитей СВМ арт. 56305 (ТУ 17РСФСР62-9261-79) полотняного переплетения с по¬
верхностной плотностью 115 г/м2 и прочностью при разрыве более 500 Н/см. Таким
образом, при наддуве тора герметичной оболочки покрышка воспринимает на себя
часть усилия от внутреннего давления в торе. Теплостойкость этой ткани составляет
200...250°С.
Лучшую прочность ткани СВМ арт. 56305 обеспечивает накладной шов 111 -30-333
по ГОСТ 16964-71 с подгибом кромок, пропитанных клеем 88 СА на 7 мм. Сшивку
производят капроновыми нитками 10К длиной стежка 2,5 мм, тремя параллельными
строчками. Расстояние между крайними строчками 10-12 мм. При сшивке швов сле¬
дует обеспечить равномерное натяжение верхней и нижней ниток швейной машины.
В противном случае нити при растяжении шва рвутся последовательно и прочность
шва резко падает.
Оптимальный вариант шва имеет прочность не менее 430 Н/см, или 75% от проч¬
ности ткани. При повышении температуры до 100°С прочность шва снижается
на -27% от исходной. При более высоких температурах для сшивки швов следует
использовать нитки СВМ-59Т при том же типе шва, но длину стежка нужно увеличи¬
вать до 2,5-3 мм. В этом случае покрышка без потери прочности может выдерживать
температуру до 250°С.
В конструкции НТУ и покрышки тора следует использовать высокопрочные лен¬
ты и шнуры также из нитей СВМ. Так, на замыкающем круговом шве покрышек то¬
ров нужно использовать стыковочные петельные ленты из нитей СВМ марки ЛТС пет
СВМ-15-9-12 ТУ 8151 -411 -05824192-99.
Поперечный размер ОНТУ СА составляет 2,3 м. Начальный тор ОНТУ закрепляет¬
ся лентами на внутренней поверхности жёсткого конуса, а теплозащита НТУ присты¬
ковывается шпангоутом к кромке донного среза этой же части, огибает все торы НТУ
на лобовой и донной поверхности СА и закрепляется на приборном контейнере СА.
116

3-2
На рисунке 3.8в показан также вид СА с НТУ, когда в рабочее состояние при до¬
звуковой скорости полёта развёрнуто дополнительное НТУ, обеспечивающее тормо¬
жение СА до заданной скорости в момент посадки. Тор ДНТУ соединен с большим
тором ОНТУ прочной тканью с малой газопроницаемостью, продолжающей кониче¬
скую форму аппарата до диаметра его миделевого сечения, равного 3,8 м.
Последующее проектирование СА с НТУ «Демонстратор-1» заключалось в разра¬
ботке интерфейсов и систем стыковки аппарата, соответствующего форме на рисунке
з.8а, с оборудованием контейнера полезного груза конверсионной ракеты «Волна»,
разработанной Государственным ракетным центром «КБ им. академика В.П. Макее¬
ва» (Гэсударствепный ракетный центр..., 2007).
Запуск СА «Демонстратор-1» был запланирован на лето 2001 года с подводной
лодки из акватории Баренцева моря. Организацию поиска и эвакуацию аппарата с ме¬
ста посадки обеспечивали технические средства и системы полигона, базирующегося
на полуострове Камчатка.
Обеспечение траектории суборбитального полета и баллистических параметров
входа СА «Демонстратор-1» в земную атмосферу было возложено на PH «Волна»
и, на конечном участке перелета Баренцево море-Камчатка, на её третью ступень.
Исходя из запланированных условий входа СА «Демонстратор-1» в атмосферу
были рассчитаны траектория спуска, тепловые и механические нагрузки на аппарат
и эллипс рассеивания мест его посадки.
Здесь остановимся только на описании тепловых нагрузок, действующих на по¬
верхность СА с НТУ «Демонстратор-1» при входе в атмосферу Земли на высоте
100 км со скоростью 6868 м/с, с углом входа минус 6,853 градуса. Масса аппарата
138,5 кг.
q. к В т/м2
t, с
Рисунок 3.9. Распределение плотности теплового потока на лобовой поверхности ОНТУ СА
«Демонстратор-1» вдоль траектории спуска
117

3-2
На рисунке 3.9 приведены графики изменения теплового потока q на поверхности
аппарата в четырех точках: в критической точке (кривая 1), на средине образующей
жесткого конуса (кривая 2), на средине образующей конуса НТУ (кривая 3) и в точ¬
ке на тепловой защите перед скруглением большого тора ОНТУ (кривая 4) (Иван¬
ков А. А., 1994; 2009).
Далее рассматриваются вопросы, касающиеся дополнения и улучшения методо¬
логии проектирования, производства и отработки одной из ответственных и сложных
систем проектируемых СА с НТУ - гибкой тепловой защиты герметичной оболочки
НТУ и СА в целом. Целью этой методологии является обеспечение необходимого
и достаточного объема исследований при проверке эффективности тепловой защиты
при выбранных параметрах.
Эта методология заключается в выполнении следующих операций (Акатьев О.Б.
и др., 2000; 2002; Finchenko V, Pichkhadze К. et al., 2002; Финченко В. С., Богданов В.В.
и др., 2001; Finchenko V, 2003; 2004; Финченко B.C., 2004):
- выбор материалов тепловой защиты СА с НТУ и теплоизоляции из разработан¬
ной базы данных отечественных абляционных, термостойких и теплоизоляцион¬
ных материалов;
- разработка принципиальной схемы конструкции гибкой тепловой защиты проек¬
тируемого спускаемого в атмосфере аппарата с НТУ;
- расчетно-теоретическое исследование тепловой эффективности выбранной кон¬
струкции тепловой защиты;
- разработка методики испытаний и экспериментальная проверка тепловой эффек¬
тивности выбранной конструкции тепловой защиты на образцах в установках,
воспроизводящих условия тепловой нагрузки, близкие к натурным условиям;
- разработка технологии изготовления гибкой тепловой защиты;
- проектирование и изготовление оснастки и оборудования, необходимых для изго¬
товления составных элементов гибкой тепловой защиты;
- изготовление составных элементов и сборка их в единое целое, составляющее
конструкцию системы гибкой тепловой защиты;
- разработка схемы укладки НТУ с тепловой защитой в компактный объем;
- исследование влияния дефектов, возникающих в процессах складывания и раз¬
вертывания НТУ в элементах гибкой тепловой защиты, на ее работоспособность;
- разработка методики и проверка работоспособности тепловой защиты при испы¬
таниях полномасштабного макета СА с НТУ;
- проведение летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) СА с НТУ в натурных ус¬
ловиях эксплуатации.
В результате анализа условий функционирования и требований к характеристи¬
кам гибкой тепловой защиты НТУ СА было определено, что конструкция должна
иметь многослойную структуру, обеспечивающую возможность перемещения слоев
друг относительно друга, и быть выполнена из гибких и эластичных термостойких
тканевых и пленочных материалов, выпускаемых отечественной промышленностью.
При этом с помощью тканевых материалов формируется наружный теплозащит¬
ный пакет, пропитываемый аблирующим веществом, а из пленочных материалов со¬
ставляется теплоизолирующий мат, устанавливаемый на поверхность герметичной
оболочки НТУ (см. рисунок 1.33) (Финченко B.C., Пычхадзе К.М. и др., 2008).
Такая конструкция теплозащиты обеспечивает возможность укладки оболочки
НТУ вместе с тепловой защитой в компактный объем в транспортном положении
на борту любого КА и АМС с последующим развертыванием в рабочее положение.
118

3-2
Наглядное представление об общей методологии проектирования, производства
и отработки гибкой тепловой защиты герметичной оболочки НТУ дает блок-схема
на рисунке 3.10. Эта методология начинается с проведения сравнительного анализа
свойств материалов, пригодных для создания гибкой теплозащиты НТУ, и заканчива¬
ется проведением ЛКИ.
разработка концепции сравнительного анализа
характеристик материалов теплозащиты НТУ
анализ условий
функционирования НТУ
■
разработка требовании к материалам	сравнительный анализ
и конструкции теплозащиты	характеристик	материалов
выбор материалов теплозащиты
разработка методики и проведение испытаний
теплозащиты на полномасштабном макете НТУ
летно-конструкторские испытания СА с НТУ
Рисунок 3.10. Блок-схема методологии проектирования, производства и отработки гибкой
тепловой защиты НТУ
119

3-2
Разработанная методология расчетно-теоретических поисков и эксперименталь¬
ных исследований в обеспечение выбора эффективной и работоспособной гибкой
тепловой защиты НТУ основывается на использовании теоретических и эксперимен¬
тальных методов исследований.
Расчетно-теоретические методы базируются на решении уравнений движения КА
в атмосфере, конвективного и радиационного теплообмена при аэродинамическом
торможении, теплопроводности и уноса массы теплозащиты.
Создана комплексная вычислительная программа, позволяющая рассчитывать
прогрев и унос массы гибкой теплозащиты выбранной конструкции движущихся
в атмосферах планет КА с НТУ (Иванков А.А., 2009). Этот программный комплекс
позволяет в едином вычислительном процессе определить траекторию спуска СА
с НТУ в атмосфере, тепловые и аэродинамические нагрузки на него, прогрев тепло¬
защитных слоев, оболочки НТУ и несущей конструкции СА. При расчетах учитыва¬
ются все особенности конструкции гибкой многослойной теплозащиты: свободное
прилегание слоев друг к другу, наличие одновременной сублимации материала из ле¬
жащих друг под другом слоев, переменное в процессе торможения КА поджатие сло¬
ев теплозащиты аэродинамическим потоком.
Экспериментальные методы базировалась на детальной проработке теории подо¬
бия применительно к моделируемым процессам и на анализе масштабных эффектов,
обусловленных невозможностью обеспечения полного подобия при проведении ис¬
пытаний в наземных условиях (Богданов В.В., Залогин Г.Н. и др., 2001; Апошко И.А.
и др., 2005; 2007).
Более подробная последовательность действия при выборе тепловой защиты
надувного тормозного устройства СА, движущегося в атмосфере, иллюстрируется
блок-схемой на рисунке 3.11.
Логика и последовательность тепловой отработки и исследований эффективности
гибкой тепловой защиты НТУ СА состоят в следующем.
С использованием результатов расчета величин тепловой и силовой нагрузок СА
с НТУ при движении в атмосфере по итогам итерационного процесса расчета уноса
массы и прогрева предварительно задаваемого состава теплозащиты и оболочки НТУ
определяется принципиальная схема многослойной гибкой теплозащиты.
Затем изготавливаются две группы образцов.
Одна группа предназначается для испытаний на установках, моделирующих на¬
турные или близкие к ним условия тепловой и аэродинамической нагрузки. К таким
установкам относятся различного рода генераторы и ускорители плазменного пото¬
ка. Поперечные размеры испытуемых на таких установках образцов составляют не¬
сколько сантиметров.
В результате испытаний образцов этой группы определяются эффективные зна¬
чения теплофизических свойств теплозащиты предварительно выбранной конструк¬
ции: эффективная теплопроводность, величина потери массы сублимирующего ве¬
щества, эффективная энтальпия разрушения материала теплозащиты, распределение
температуры по толщине теплозащиты.
С использованием модели, полученной в результате испытаний этих образцов,
с помощью итерационного процесса корректируются результаты расчета прогрева те¬
плозащиты и её конструкция. Далее, после изготовления образцов откорректирован¬
ной конструкции, в испытаниях первой группы образцов уточняются эффективные
теплофизические свойства.
120

3-2
предварительный расчет
прогрева теплозащиты
в условиях теплосилового
нагружения при спуске
СА с НТУ в атмосфере
предварительный выбор
принципиальной схемы
гибкой теплозащиты
корректировка расчета
прогрева теплозащиты
I	►
корректировка
изготовление образцов
конструкции
	 ►
теплозащиты
к
теплозащиты
для испытании
испытания образцов
теплозащиты на установках,
моделирующих реальные
условия теплового нагружения
(генераторы плазмы)
испытания образцов
в условиях стендов
для испытаний
полномасштабного
макета С А с НТУ
определение эффективных
теплофизических свойств
теплозащиты
доработка конструкции
теплозащиты с целью
обеспечения ее
работоспособности
разработка условия
моделирования
для испытаний
полномасштабного
макета СА с НТУ
изготовление теплозащиты
для полномасштабного
макета СА с НТУ
испытания теплозащиты
в составе полномасштабного
макета С А с НТУ
изготовление штатной
конструкции теплозащиты
	У
летный эксперимент
(ракетные испытания)
	У
анализ результатов летных испытаний
определение запасов эффективности
и работоспособности теплозащиты
Рисунок 3.11. Блок-схема тепловой отработки тепловой защиты НТУ спускаемых
в атмосфере планет аппаратов
121

3-2
Вторая группа образцов теплозащиты предназначается для испытаний в условиях
стенда, на котором имеется возможность испытать полномасштабный макет СА с НТУ.
Испытание полномасштабного макета СА проводится с целью определения рабо¬
тоспособности гибкой теплозащиты в условиях натурных аэродинамических нагру¬
зок. При этом на стенде создается температурное состояние теплозащиты, соответ¬
ствующее динамике её прогрева в натурном полете СА с НТУ при одновременном
моделировании динамики уноса массы аблирующего вещества.
Теплофизические же свойства второй группы образцов определяются при испы¬
таниях, условия которых будут реализовываться при испытаниях полномасштабного
макета СА с НТУ.
Испытания полномасштабного макета необходимы для исследования влияния
фактора масштабности на работоспособность натурного макета гибкой тепловой за¬
щиты в составе СА с НТУ.
На основе последних испытаний образцов обеих групп разрабатываются условия
моделирования и выбираются соответствующие параметры (температура газового
потока, расход газа, давление в рабочей камере и др.) рабочего режима стенда для
испытаний крупномасштабных образцов и полномасштабного макета СА с НТУ.
После разработки условий моделирования изготавливается полномасштабный ма¬
кет СА с НТУ со штатной тепловой защитой.
В случае необходимости по результатам испытаний полномасштабного макета СА
с НТУ проводится доработка штатной теплозащиты и повторные испытания.
После повторных испытаний изготавливается штатная теплозащита НТУ, предна¬
значенная для летных испытаний.
По результатам анализа летных испытаний определяются величины запасов эф¬
фективности и работоспособности гибкой теплозащиты, гарантирующие необходи¬
мую надежность при минимальной массе теплозащиты (Алексашкин С.И. и др., 2012;
Alexashkin S.N. et al., 2013).
Расчетное обеспечение аэротермодинамических исследований при проектирова¬
нии гибкой теплозащиты спускаемых аппаратов с надувными тормозными устрой¬
ствами включает в себя следующие методики:
- методику расчета движения центра масс СА с НТУ в атмосфере в поле тяготения
соответствующего небесного тела (Нариманов Г.С., Тихонравов М.К., 1972);
- методику расчета параметров торможения газового потока {Гинзбург И.П., 1966);
- методику конвективных и радиационных тепловых потоков к обтекаемой газом
поверхности СА с НТУ, при различных режимах течения, реализуемых при спу¬
ске СА в атмосфере {Иванков А.А., 1982; 2009; Борисов В.М., Иванков А.А., 1992;
Борисов В.М. и др., 2004; Borisov V.M. et al., 2004);
- методику расчета прогрева многослойных теплозащитных покрытий с термиче¬
ски разрушаемой внешней поверхностью {Иванков А.А., 2005; 2010) и прогрев
герметичной оболочки НТУ и металлических конструкций спускаемого аппарата.
Испытания полномасштабного макета СА с НТУ «Демонстратор-1» проводился
на стенде Ц9-Н, находившемся в ведомстве ИЦ им. М.В. Келдыша. Позднее экспери¬
ментальный комплекс Научно-испытательного центра (НИЦ) (п. Тураево Моск. обл.)
был передан Центральному институту авиационного моторостроения (ЦИАМ).
Фотография этого стенда с установленным на его державке СА с НТУ «Демон¬
стратор-1», имеющего диаметр 2,3 м, приведена на рисунке 3.12.
122

3-2
Рисунок 3.12. Газодинамический стенд Ц-9Н НИЦ ЦИАМ для тсплонрочностных испытаний
полномасштабных макетов верхних ступеней PH. спускаемых аппаратов и фрагментов КА
Генератором потока высокотемпературного газа (до 2300 К) в откачиваемой ка¬
мере на этом стенде является авиационный газотурбинный двигатель, а испытуемый
макет на горизонтальной державке размещается вдоль оси потока.
На этом стенде проводятся тепловые и теплопрочностные испытания аппаратов
(или их крупногабаритных фрагментов), движущихся в атмосфере Земли или дру-
iих планет. Нагрев газа на стенде осуществляется за счет сжигания керосина в каме¬
ре сгорания прямоточного типа. Максимальная температура газового потока может
достигать значения около 2000°С при расходе воздуха I00 кг/с. Давление в рабочей
части стенда (охлаждаемая водой термобарокамера (ТБК) диаметром 5 м) от 10“ до
0.05I05 Па, в зависимости от расхода воздуха. Для наблюдения за объектом испыта¬
ния и проведения оптических измерений в стенках ТБК имеется четыре иллюмина¬
тора. Испытания объектов размером в поперечнике от I до 5 м проводятся в дозвуко¬
вой струе, истекающей из сопла диаметром 1,36 м. Для этого объект устанавливается
на стыкуемой с донной частью объекта горизонтальной державке вдоль оси струи
газового потока.
Для проведения теплопрочностных испытаний полномасштабного макета СА
с НТУ «Демонстратор-1» разработана методика, учитывающая особенности кон¬
струкции гибкой, многослойной конструкции тепловой защиты, деформируемой по¬
током газа на поверхности тормозного устройства надувной конструкции.
В соответствии с этой методикой на этом стенде воспроизводится натурная меха¬
ническая нагрузка, соответствующая моменту интенсивной сублимации материала
ТЗП. при достижении температуры поверхности макета равной температуре абляции
материала СТИРОСИЛ-А (около 700°С), а время воздействия потока определяется
исходя из соблюдения расчётной величины суммарного уноса массы ТЗП.
123

3-2
Методика моделирования испытаний тепловой защиты полномасштабного
макета НТУ на дозвуковом газодинамическом стенде
При выборе режима работы стенда, моделирующего (за исключением лучистого
теплового потока) тепловую нагрузку на поверхность макета СА с НТУ, соответству¬
ющую полетной, учитываются следующие особенности стенда Ц-9Н:
- дозвуковое обтекание объекта испытаний;
- повышенное по сравнению с реальным полетом СА с НТУ давление в газовом
потоке;
- пониженная температура и, соответственно, энтальпия торможения газового
потока.
Вывод методики моделирования базируется на использовании результатов пред¬
варительных аэротермодинамических расчетов тепловых и силовых параметров,
сопровождающих спуск СА с НТУ в атмосфере, а также результатов ряда методо¬
логических и калориметрических экспериментов. В соответствии с этой методикой
работы ведутся в такой последовательности (Финченко B.C. и др., 2013; Фирсюк С.О.,
Лысков Д.В. и др., 2015).
На начальном этапе проводятся аэротермодинамические расчеты спуска СА
с НТУ с заданными массой, аэродинамическими характеристиками формы СА и ус¬
ловиями входа в атмосферу - скоростью V и углом входа 0.
В результате расчетов определяются зависимости высоты Н и скорости полета V,
скоростного напора q, параметров торможения газового потока: энтальпии /„, темпе¬
ратуры Т0 и давления Р0, а также удельного теплового потока q,u от времени т. При
этом значения теплового потока q,u интегрируются по времени и определяется сум¬
марное количество тепла QIU, приходящееся на единицу поверхности НТУ.
С использованием значений q„,(т) и Q,,, проводится оценка необходимых параме¬
тров теплозащиты и выбор её конструкции. Изготавливаются крупномасштабные об¬
разцы для испытаний в условиях стенда Ц-9Н.
Одновременно с этим проводятся расчеты динамики прогрева теплозащиты НТУ -
Тр(х,х), в том числе и изменения по времени температуры поверхности теплозащиты
Т,=Тр(0,х), уноса толщины - 5Дт) и суммарной потери массы теплозащиты -Ат,, в ус¬
ловиях реального спуска СА с НТУ в атмосфере. При этом, по мере определения
(уточнения) зависимости эффективной энтальпии разрушения материалов теплоза¬
щиты выбранной конструкции 1н/ии от энтальпии набегающего потока /() в плазмотро¬
нах, могут уточняться результаты аэротермодинамических расчетов и расчетов дина¬
мики изменения температуры Тр(.х,х) по толщине теплозащиты и унос её массы Ат,,.
По результатам уточненного расчета (при необходимости, с учетом соответствую¬
щего уточнения конструкции теплозащиты) определяются временные границы нача¬
ла т, и конца т2 интенсивной сублимации материала теплозащиты и соответствующие
ей уровни плотности тепловых потоков q(x|) и q(x2). Это связано с тем, что на стенде
Ц-9Н из-за низкой температуры газового потока по отношению к температуре при
реальном полете СА не удается воспроизвести при давлениях в рабочей камере ниже
атмосферного высокие удельные тепловые потоки, соответствующие их уровню при
абляции вещества СТИРОСИЛ-А в полете.
Далее, при методических испытаниях образцов теплозащиты выбранной кон¬
струкции на модельной установке стенда Ц-9Н в условиях, максимально приближен¬
ных к условиям испытания полноразмерного НТУ с теплозащитой на самом стенде
Ц-9Н, определяется значение энтальпии разрушения материалов гибкой теплозащи¬
124

3-2
ты НТУ 1,фап при температурах газового потока, превышающих температуру абляции
вещества, нанесенного на поверхность наружного слоя теплозащитного пакета.
Для выбора параметров режима работы стенда Ц-9Н на нем проводятся калориме¬
трические испытания, в результате которых определяются величины стендового ко¬
эффициента теплообмена аст(Т1)ст,1) на поверхности полноразмерного методического
макета НТУ, где /- координата вдоль образующей макета.
Во время реального аэродинамического торможения СА с НТУ температура по¬
верхности теплозащиты и её прогрев увеличиваются по мере роста теплового потока,
обусловленного увеличением плотности и давления атмосферы при спуске СА. При
этом температура поверхности теплозащиты достигает уровня, соответствующего
температуре интенсивной абляции материала, нанесенного на наружный слой тепло¬
защитного пакета. По достижении этой температуры (момент времени тД начинается
унос массы аблирующего вещества, продолжающийся до момента времени т2.
В соответствии с этим в стендовых условиях до начала и после прекращения ин¬
тенсивного уноса массы теплозащиты необходимо воспроизводить полетное измене¬
ние удельного потока. На участке траектории с интенсивным уносом теплозащиты
удельный тепловой поток может быть выбран из условия реализации полетного уно¬
са массы теплозащиты. Продолжительность этого участка составляет (x2-Ti).
Равенство полетных и стендовых тепловых потоков можно записать в виде:
где Тт1 - температура восстановления газового потока в полете; Тти - температу¬
ра поверхности ОНТУ в полете; Ти - температура окружающей среды в полете;
Г,,,,,,-температура газового потока на стенде; Тка„ - температура поверхности ОНТУ
на стенде; Т„сш - температура стенок термобарокамеры стенда Ц-9Н; а,„ - коэффици¬
ент конвективного теплообмена в полете; коэффициент конвективного тепло¬
обмена на стенде; о - постоянная Стефана - Больцмана; s - интегральная степень
черноты поверхности тепловой защиты ОНТУ.
При соблюдении равенства полетного и стендового конвективных тепловых пото¬
ков будет одинаковым и темп нагрева поверхности теплозащиты. Тогда при близких
значениях начальной температуры поверхности теплозащиты в полете и на стенде
к моменту начала воздействия заметного конвективного теплового потока в поле¬
те будет соблюдаться равенство Tmi=Tm.,„. И при дальнейшем нагреве поверхности
тепловой защиты ОНТУ в равенстве (1) лучистыми тепловыми потоками можно
пренебречь.
Многочисленные расчеты разогрева наружной поверхности теплозащит СА за
счет воздействия теплового потока на участке свободномолекулярного и переходного
режимов обтекания показывают, что при достижении СА высоты около 100 км над по¬
верхностью Земли наружная поверхность теплозащиты имеет температуру 10-30°С.
Поэтому из равенства (1), при пренебрежении лучистыми тепловыми потоками,
падающими на поверхность ОНТУ со стороны окружающей среды в полете СА и от
стенок рабочей камеры стенда, вследствие низких значений температур Т„ и Тш.п1,
(1)
Q-ciii ( Т<н_ т	Т\\-аа	) СТ0 £
125

3-2
можно получить закон изменения температуры стендового газового потока на участ¬
ке нагрева ТЗП полномасштабного макета НТУ в виде:
Тт.„,= Т„.+ ^(Таи-Т„).	(2)
CIH
Выбор параметров стендового режима, моделирующего участок полета СА с ин¬
тенсивным уносом материала теплозащиты, осуществляется из условия равенства
стендового и полетного уноса толщины аблирующего вещества за промежуток вре¬
мени (То-Т,).
Полетный унос толщины аблирующего вещества из слоев теплозащитного пакета
определяется формулой:
Г Я,п
^	0)
эф.п.ч
где р - плотность сублимирующего вещества.
Аналогичный вид имеет и формула для определения стендового уноса толщины
сублимирующего вещества теплозащиты за тот же промежуток времени:
р
dx.	(4)
В условиях стенда испытания ТЗП на участке интенсивного уноса ее массы следу¬
ет проводить при постоянных уровнях теплового потока qcm и, соответственно, темпе¬
ратуры Тосш газового потока. Тогда из (4) определяется
8('Ш q	T|)/p/-j (/;.<»;,	(5)
где эффективная энтальпия разрушения I,,/,,,, определяется при постоянном значении
энтальпии /с,„ газового потока, соответствующей температуре Т„сш.
Приравнивание стендовых (5) и полетных (3) значений величины уноса массы
вещества СТИРОСИЛ-А дает формулу для определения стендовой плотности тепло¬
вого потока
С 1)ф.ст (Toa,)dx
Ясш=J q,и —	(	,	•	(6)
I,	+эф.пл\Х2	Х\)
Интегрирование выражения (6) позволяет определить соответствующее значение
температуры стендового газового потока:
T0C,„=T„.+q0Jaa„.	(7)
Перед испытаниями рабочая камера стенда герметично закрывается и ТБК отка¬
чивается до необходимого давления. Перепад давления в герметичной оболочке НТУ
поддерживается на уровне проектной величины, обусловливающий жесткость фор¬
мы НТУ.
В начале испытания из сопла в рабочую камеру на макет СА с НТУ через подо¬
греватель подается воздух при температуре 50...60°С. Затем организуется поток про¬
дуктов сгорания керосина в воздухе с постоянным расходом и изменяющейся в ходе
испытаний температурой 7Т/,близкой к ее расчетным значениям Т„расч и Т1Н.Ж1П1-
температуре управления режимом работы стенда.
Испытания полномасштабного макета СА с НТУ «Демонстратор-1» были прове¬
дены в конце 2000 года, с соответствующей условиям входа аппарата в атмосферу
126

3-2
Земли (скорость - 6868 м/с, угол входа - минус 6,853 град, масса аппарата - 138,5 кт)
теплозащитой жесткой части СА и ОНТУ.
На сегментальной части наружной поверхности жесткого конуса СА установлена
теплоизоляция в виде стеклосот толщиной 15 мм, и на неё нанесён наружный тепло¬
защитный слой легковесного аблирующего при температуре около 630°С материала
толщиной 10 мм. В центре сегмента носовой части диаметром 10 см были установ¬
лены элементы прибора RAFLEX, разработанного специалистами из Высшей техно¬
логической школы Гёттингена, включающего один датчик динамического давления
в критической точке и четыре датчика, размещаемых на конической части носовой
части. Тепловые испытания фрагментов тепловой защиты с элементами прибора
RAFLEX прошли испытания на установке У-13 ВЧП (ЦНИИмаш) (Акатьев ОБ.
и др., 2002).
Многослойная гибкая теплозащита НТУ содержит теплозащитный пакет с тре¬
мя слоями кремнеземной ткани, пропитанной аблирующим при температуре около
680°С веществом СТИРОСИЛ-А в количестве 1,3 на наружном. 0,8 - на среднем
и 0,2 кг/м: - на внутреннем слоях (суммарная толщина 2,3 мм , и расположенный под
пакетом теплоизоляционный мат, содержащий 13 слоёв ЭВТИ-И в защитном чехле
из аримидной ткани.
На рисунке 3.13 показаны схема размещения СА ОНТУ на горизонтальной дер¬
жавке в ТБК стенда и места установки термопар на внутренней (Г,.,) и наружной (Тш)
(/=!...6) поверхностях теплоизолирующего мата.
1 - корпус макета спускаемого аппарата с гибкой теплозащитой и с надувным тормозным устройством;
2 - надувное тормозное устройство (НТУ); 3 - теплозащитная оболочка НТУ. 4 - донный экран НТУ.
5 - переходное крепление макета спускаемого аппарата на стенде,
6 - стендовый металлический экран для защиты донной части НТУ.
7 - стендовая державка 8 - гребенка N*2 приемников температур газового потока на срезе изделия
9 • приемники температур набегающего потока. 10 - донный экран из полотна стеклоткани
11 - гребенка №1 приемников температур газового потока
Рисунок 3.13. Схема размещения СА с ОНТУ «Демонстратор-1» на стенде Ц-9Н и термопар
и
in
на ОНТУ
127

3-2
Рисунок 3.14. Схема защиты донной поверхности СА с ОНТУ «Демонстратор-1» на стенде
Ц-9Н от воздействия тепловой нагрузки горячего газа в дойном течении
Рисунок 3.15. Видеокадры процесса испытаний полномасштабного макета СА с НТУ
«Демонстратор-1»
В связи с тем, что скорость потока высокотемпературного газа в ТБК стенда до¬
звуковая, давление в донной области обтекаемого макета от давления набегающего
потока будет отличаться незначительно. Следовательно, и тепловой поток к донной
поверхности ОНТУ будет не намного меньше по сравнению с тепловой нагрузкой,
действующей на лобовую поверхность макета, тогда как при сверхзвуковом обтека¬
нии СА этой формы донный тепловой поток составляет не более 10% or лобового.
Поэтому донную поверхность СА на этом стенде пришлось защищать металличе¬
ским защитным экраном 1 и экраном из стеклоткани 2, как показано на рисунке 3.14.
На рисунке 3.15 приведены видеокадры процесса испытания СА с НТУ «Демон¬
стратор-1» в различные (в минутах) моменты времени.
128

3-2
Рисунок 3.16. Состояние НТУ СА «Демонстратор-1» и его тепловой защиты после испытания
на газодинамическом стенде Ц-9Н
Показания всех термопар под теплозащитным пакетом не превышали 430°С по¬
сле выключения подогревателя газовой струи стенда. По показаниям термопар, тем¬
пература под теплоизолирующим матом, содержащим 13 слоев ЭВТИ-И, не превы¬
сила 120°С.
Рисунок 3.16 иллюстрирует состояние СА с НТУ «Демонстратор-1» и элементов
его тепловой защиты после испытаний на газодинамическом стенде Ц-9Н. На нер¬
вом фото видна обгорелая часть жесткого теплозащитного покрытия металлической
носовой части СА и уцелевший без следов изменения рыжего цвета чехол мата мно¬
гослойной теплоизоляции. Форма и состояние НТУ СА имеет первоначальный до ис¬
пытаний вид.
Теплозащитный пакет ТЗП НТУ до испытаний, как уже указывалось, состоял
из трех слоев кремнеземной ткани, на каждую из которых был нанесен слой аблирую-
шего вещества СТИРОСИЛ-А. Толщина слоя этого вещества при переходе от внешне-
ю к внутреннему слою пакета уменьшалась. На фото правого ряда рисунка 3.16 видна
(сверху вниз) степень разрушения верхнего, среднего и внутреннего слоев ткани.
Видно, что после уноса вещества СТИРОСИЛ-А из кремнеземной ткани верхнего
слоя теплозащитного пакета очищенная ткань в условиях высокой температуры теряет
свою механическую прочность и разрушается под действием внешнего газового потока.
При этом разрушение не носит одновременный характер, а ткань удаляется с поверх¬
ности в течение неопределенного времени, обнажая по мере отрыва поверхность ниж¬
него слоя ткани с веществом СТИРОСИЛ-А. Это приводит, в свою очередь, к нерегу¬
лярному процессу уноса массы материала СТИРОСИЛ-А со второго слоя и т.д.
Помимо этого, следует отметить, что разрушение кремнеземной ткани после вы¬
горания полимера СТИРОСИЛ-А вызывается силой трения газа внешнего потока,
возникающей при торможении газа в пограничном слое. Результирующая сила тре¬
ния увеличивается с ростом масштабного фактора.
129

3-2
Здесь нужно отметить, что при установке тепловой защиты на ОНТУ следует из¬
бегать плотного прилегания ее к конструкции оболочки. Это исключит возможность
механического разрушения теплозащитного пакета по сшивным швам из-за усадки
кремнезёмных тканей.
Пройдя весь объем тепловых и дополнительных аэродинамических испытаний
СА с НТУ «Демонстратор-1» по исследованию процесса раскрытия ДНТУ, аппарат
был допущен к лётным испытаниям.
Динамика раскрытия ДНТУ проводилась в ЦАГИ на аэродинамической трубе
(АДТ) Т-101 с открытой рабочей частью при аэродинамической нагрузке, соответ¬
ствующей скоростному напору при введении ДНТУ в работу перед посадкой на зем¬
ную поверхность {Финче/iko B.C. и др., 2001; Алексашкин С.Н. и др., 2005; Филшпь-
ев А.С., Фииченко B.C., 2012).
На рисунке 3.17 показан процесс обдува газом СА «Демонстратор-1» с разверну¬
тым ДНТУ, тор которого составлен из 24-х коротких цилиндров, соединенных между
собой торцами со скошенным срезом.
Запуск СА «Демонстратор-1» в июле 2001 года был осуществлен из акватории Ба¬
ренцева моря с помощью конверсионной ракеты «Волна». Ввиду отказа двигателя
второй ступени ракеты пуск оказался неудачным, и СА был затоплен в водах Север¬
ного Ледовитого океана, не достигнув места посадки на полуострове Камчатка.
Рисунок 3.17. СА «Демонстратор-1» с развернутыми ОНТУ и ДНТУ в воздушном потоке
АДТ T-I01 ЦАГИ
Причина неудачи запуска была точно установлена в ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Ма¬
кеева» - ракетный двигатель силовой установки третьей ступени вышел на режим
10% от номинальной тяги из-за повреждения лопаток турбонасосного агрегата. Поэто¬
му при подготовке СА с НТУ «Демонстратор-2» к запуску, запланированному на июль
2002 года, со слов зам. Генерального конструктора ГРЦ Данилкина В. А., было уделено
внимание выбору PH «Волна» из более качественной серии её изготовления, не попа¬
дающей в сроки начальных годов последнего десятилетия прошлого века.
На рисунке 3.I8 приведены фотографии моментов осмотра элементов конструк¬
ции СА «Демонстратор-2» перед сборкой изделия.
На рисунке 3.19 показаны вид PH «Волна» и чертеж размещения СА с НТУ «Де-
монстратор-2» в отсеке полезного груза PH.
130

3-2
Рисунок 3.18. Осмотр Генеральным конструктором НПОЛ К. Пичхадзе (левое фото)
в присутствии руководителя проекта С. Алексашкина и технолога изделия А. Рябинова
элементов конструкции СА «Демонстратор-2» и специалистами ЕКА (оба слева на правом
фото) с объяснениями С. Алексашкина и ведущего конструктора Б. Максимова
Соединения: 1 - рамы PH с защитной капсулой (ЗК); 2 - ЗК с адаптером;
3 - адаптер с СА с НТУ; 4 - корпус ЗК с крышкой ЗК.
Рисунок 3.19. Схематический вид PH «Волна» и чертёж размещения СА с НТУ в отсеке
полезного груза PH
131

3-2
Целью ЛКИ СА «Демонстратор-2» ставилось продемонстрировать реализуемость
концепции и технологии применения разворачиваемых тормозных устройств, вы¬
полненных в виде надуваемых газом герметичных оболочек, для спускаемых в атмо¬
сферах планет аппаратов.
Гарантией положительного результата ЛКИ должно было послужить штатное
выполнение следующей цепочки технологических операций и безотказной работы
систем и элементов конструкции СА с НТУ:
- укладки НТУ в компактный объем;
- системы раскрытия и наддува оболочки ОНТУ в космосе;
- сохранение целостности ОНТУ с тепловой защитой после раскрытия из уложен¬
ного состояния;
- эффективное срабатывание тепловой защиты НТУ при прохождении участка тра¬
ектории с высоким уровнем тепловых потоков;
- сохранение формы спускаемого аппарата с ОНТУ и ДНТУ под воздействием аэ¬
родинамической нагрузки вдоль всей траектории спуска;
- системы удерживания ДНТУ в уложенном под тепловой защитой положении
и развертывания в рабочее состояние;
- системы ступенчатого наддува ОНТУ и ДНТУ в течение всего времени спуска
в атмосфере;
- системы амортизации, обеспечивающей заданный уровень ударных нагрузок СА
с НТУ при соударении с поверхностью Земли.
Помимо этих операций и качеств СА с НТУ, успешные ЛКИ должны были быть
обеспечены штатным выполнением ряда условий, воздействующих на аппарат в про¬
должение подготовки к погрузке его в отсек PH, заданных параметров траектории
перелета от точки старта до точки входа аппарата в атмосферу, а также выполнением
точных баллистических условий входа в атмосферу и посадки в заданный район.
К этим условиям относятся:
- сохранение целостности конструкции СА с НТУ и узлов крепления аппарата с за¬
щитной капсулой (ЗК) в отсеке полезного груза PH;
- штатное отделение крышки ЗК от его корпуса (освобождение выхода СА с НТУ
из ЗК);
- успешное отделение и выход аппарата из зоны полезного груза PH;
- эффективность выбранной системы поиска аппарата в ожидаемом районе
приземления.
Однако запуск и этого аппарата в 2002 году был неудачным. Причиной, выявлен¬
ной ГРЦ путем эксперимента на динамическом стенде предприятия, послужил раз¬
рыв болтов (болта), соединяющих ЗК с рамой PH по линии I (рис. 3.19), произошед¬
ший в результате перегрузки, связанной с отделением второй ступени PH.
Поэтому из-за отрыва аппарата от рамы PH было нарушено штатное отделение
СА с НТУ от третьей ступени PH и последовало его приводнение в заливе Шелихова
Охотского моря.
Изготовление и подготовка к ЛКИ с использованием PH «Волна» следующего СА
с НТУ «Демонстратор-2Р» происходили с устранением выявленной недоработки,
а также с организацией дополнительных мероприятий, повышающих возможность
обнаружения аппарата в воздухе и на земной поверхности после посадки.
Следует отметить, что финансирование работ по созданию и запуску каждого сле¬
дующего СА с НТУ «Демонстратор» происходило за счет страховых выплат за ава¬
рийный исход предыдущего запуска СА с НТУ рассматриваемой серии.
132

3-3
^Испускаемый аппарат с надувным
ТОРМОЗНЫМ УСТРОЙСТВОМ «ДЕМОНСТРАТОР-2Р»
(D-2R) И РЕЗУЛЬТАТЫ ЕГО ЛЕТНОГО ИСПЫТАНИЯ
Конструкция СА с НТУ «Демонстратор-2Р» (D-2R - в зарубежной индексации)
полностью аналогична конструкции предыдущего аппарата, в котором были постав¬
лены болты усиленной прочности на разрыв и в носовой сегментальной части ап¬
парата в 14-миллиметровом слое теплозащитного материала ТТП-БС(л) на глубине
6 мм была уложена тонкая (I мм) пластина-излучатель радиоантенны радиомаяка для
передачи ТМИ во время спуска аппарата.
Кроме того, на аппарате установили дымовую шашку, генерирующую цветной
факел. Ожидалось, что это повысит возможность визуального наблюдения аппарата
в воздухе на небольшой высоте. Также на донной части ДНТУ были уложены пакеты
с цветными порошками, распыление которых на поверхности, где приземлится СА
с НТУ, облегчит визуальное обнаружение с борта поискового вертолета.
На рисунке 3.20 приведены фото этапов подготовки СА «Демонстратор-2Р» к мон-
тажу перед отправкой к месту запуска.
На рисунке 3.21 показаны размеры СА «Демонстратор-2Р» с НТУ в сложенном
виде, а на рисунке 3.22 - вид с развернутыми основном и дополнительном надувны¬
ми тормозными устройствами.
Запуск этого аппарата массой 138,55 кг был осуществлён в октябре 2005 года так¬
же ракетой «Волна» по суборбигальной траектории с борта подводной лодки в Барен¬
цевом море к месту посадки на Камчатке (рисунок 3.23).
В общую массу СА входили масса ОНТУ, равная 45,6 кг (тепловая защита состав¬
ляла 36,3 кг) и ДНТУ - 7,6 кг, масса комплекта бортовой аппаратуры - 18 кг (из них
служебной - 15,2 кг), вес системы наполнения - 19,8 кг, масса пиротехнических эле¬
ментов и др.
Рисунок 3.20. Осмотр металлической конструкции СА «Демонстратор-2Р» Генеральным
конструктором НПОД Г. Полищуком (фото слева) и монтаж НТУ на жесткой части лобового
жрана изделия (правое фото)
133

3-3
Рисунок 3.21. Чертеж СА «Демонстратор-2Р» с НТУ в сложенном положении перед
помещением в защитную капсулу
Рисунок 3.22. Чертеж СА «Демонстратор-2Р» с развернутыми ОНТУ и ДНТУ
134

3-3
•
отделение
D2-R от PH
начало
наполнения ОНТУ
вход
|в атмосферу!
посадка
Рисунок 3.23. Траектория полета и ожидаемое место посадки СА «Демонстратор-2Р»
Рисунок 3.24. Схема запуска и полета СА с НТУ «Демонстратор-2Р»
135

3-3
В PH «Волна» СА «Демонстратор-2Р» устанавливался в герметизированной
капсуле (см. рисунок 3.19), которая предназначена для защиты аппарата от струй ДУ
третьей ступени после отделения и предотвращения резкого спада давления в зоне
размещения СА при разделении второй и третьей ступеней PH путем стравливания
воздуха через отверстие в крышке защитной капсулы (ЗК).
Защитная капсула (см. рисунок 3.19) состоит из корпуса ЗК и крышки ЗК и уста¬
навливается на раму PH. СА устанавливается на адаптер. При отделении СА от адап¬
тера PH концевые выключатели срабатывают, и подается питание на блок управления
работой СА (БУСА).
Схема запуска и полета показана на рисунке 3.24, описание стадий полета и рас¬
четные параметры им соответствующие - в таблице 3.2.
Таблица 3.2. Расчетные параметры полета СА с НТУ «Демонстратор-2Р»
№
стадия полета
время Г, с
время То, с
высота, км
скорость, м/с
I
старт PH
0
-
-
-
2
отделение 1-й ступени
-
-
-
-
3
запуск ДУ 2-й ступени
=98
-
-
-
4
запуск ДУ 3-й ступени
=250
-
-
-
5
отделение 2-й ступени
-
-
-
-
6
стравливание давления из ЗК
-
-
-
-
7
отделение ЗК
300
-
-
-
8
отделение СА
303
0
199,1
-
9
закрутка СА
=306
=2,6
-
-
10
взведение приборного контейнера
309
6
-
-
11
начало наполнения ОНТУ
=659
=359
-
-
12
вход в атмосферу
=910
=610
100
6868
13
аэродинамическое торможение
-
-
-
-
14
раскрытие ДНТУ
= 1220
=920
-
-
15
посадка
= 1840
= 1540
=0
= 15,5
Рассчитанные условия входа в атмосферу Земли на высоте 100 км: скорость входа
6868 м/с, угол входа минус 6,853 град.
Для обеспечения радиосвязи с СА «Демонстратор-2Р» на его борту помещались
два радиомаяка 121 и 114 МГц с соответствующими антеннами.
В процессе проведения ЛКИ телеметрическая информация (ТМИ) принималась
двумя научно-испытательными пунктами (НИП)- НИП «Норильск» и НИП «Ключи»
(Камчатка) и записывалась на бортовое запоминающее устройство.
На НИП Норильск осуществлялся радиоприем сигнала СА «Демонстратор-2Р»
с начального участка внеатмосферной зоны его полета. На НИП Ключи был осущест¬
влен радиоприем сигнала от аппарата с конечного участка внеатмосферной зоны и ат¬
мосферной зоны полета, прием осуществлялся на двух пунктах с фиксацией инфор¬
мации на ленточных магнитофонах.
Анализ телеметрии, принятой с НИП Норильск, показал, что в ней не содержится
полезной информации о полете.
136

3-3
Принятая ТМИ в Ключах содержала данные об угловых скоростях аппарата и пе¬
регрузках, действовавших на него по всем трём осям во время движения СА, от мо¬
мента отделения от PH на 278-й секунде до момента прекращения приёма ТМИ на¬
земными средствами на 964,5 секунде полёта. При этом зафиксированы моменты:
- закрутки аппарата на 306,4 секунде;
- освобождения ОНТУ от удерживающей его в уложенном положении системы
и наполнение в течение 155 секунд;
- входа в атмосферу (высота 100 км) на 906,8 секунде;
- блокировки радиосигнала с борта СА во время нахождения аппарата в окружаю¬
щем его облаке плазмы в продолжение 45,3 секунд;
- прохождения зоны максимальных тепловых потоков на 939,3 секунде;
- прохождения зоны максимальных перегрузок на 948,2 секунде;
- полёта в атмосфере в течение 23,4 секунд после выхода СА из плазмы;
- нештатного прекращения радиосвязи с аппаратом на 964,5 секунде, имеющего
импульсный характер пропадания сигнала.
Благодаря использованию передачи ТМИ из накапливаемой в полете информации
в памяти блока управления (БУ) автономной радиотелеметрической системы (АРТС),
стало возможным по ТМИ с НИИ Ключи провести анализ телеметрии всего зафикси¬
рованного ТМИ полета изделия, без обработки ТМИ с НИИ Норильск.
Анализ телеметрии, полученной НИИ Ключи, показал следующее:
- комплекс бортовой аппаратуры СА «Демонстратор-2Р» в диапазоне времени при¬
нятой ТМИ (278,56 ...964,5 секунд - по таймеру БУ АРТС) работал штатно в со¬
ответствии с программой;
- в результате анализа этой информации невозможно однозначно определить при¬
чину прекращения приема ТМИ с борта СА;
- по характеру окончания приема ТМИ на станции ПРА-131 (НИИ Ключи) можно
сделать вывод, что прекращение приема радиосигнала является следствием выхо¬
да СА «Демонстратор-2Р» из зоны приема этой станцией;
- по характеру окончания приема на станции ПРА-134 и ДИП (НИИ Ключи) можно
сделать вывод, что прекращение приема ТМИ на эти станции явилось результа¬
том нештатной ситуации на борту изделия.
Таким образом, в результате анализа ТМИ невозможно однозначно определить
последующую работу служебной аппаратуры и в том числе, отсутствие сигналов
от радиомаяков (см. Приложение. Проект <<Д-2Р», 2005).
Прибор спутниковой навигации, установленный в АРТС, функционировал, был
исправен и осуществлял прием информации от навигационных спутников обеих на¬
вигационных систем (ГЛОН АСС и GPS) на всем диапазоне времени приема ТМИ, од¬
нако он не вышел на режим определения координат изделия (режим ЗО-навигации).
Причина этого может быть определена после анализа «канальной» и «сырой» инфор¬
мации, присутствующей в ТМИ АРТС, что мог бы сделать разработчик прибора.
Итак, анализ восстановленных по данным ТМИ параметров, характеризующих
работу БУ АРТС, характер движения СА «Демонстратор-2Р» (перегрузки, угловые
скорости, временные промежутки стадий полета СА) выявил, что спуск в плотных
слоях атмосферы мог проходить не по номинальной траектории. Причиной этого
могло послужить обнаруженное изменение баллистического параметра аппарата, вы¬
зываемого предположительно ступенчато изменяемым давлением в оболочке ОНТУ,
обеспечиваемым системой наддува, в том числе и недостаточностью наддува.
137

3-3
Радиосвязь с аппаратом нарушилась дважды: при его нахождении в облаке плаз¬
мы в течение 45,3 секунды и второй раз - после 23,4 секунды полёта в атмосфере
после выхода СА из плазмы. Вторую потерю связи можно объяснить либо уходом
СА за границу радиоприема НИИ Ключи, либо нарушением систем передачи ради¬
осигнала с борта спускаемого аппарата, например повреждением тепловым потоком
антенны радиомаяка, установленной в толще тепловой защиты СА.
Найти на протяжении нескольких дней поиска СА «Демонстратор-2Р» в ожида¬
емом и более широком районе возможной его посадки не удалось либо ввиду его
отсутствия там, либо из-за трудных условий видимости объекта с борта вертолета
и сложного рельефа местности.
Поиск возможной причины потери связи пунктами приема НИИ Ключи на Кам¬
чатке с СА «Демонстратор-2Р» проведен и путем анализа параметров траекторий
спуска аппарата, отличающихся от их номинальных значений из-за возможных от¬
клонений баллистических условий входа в атмосферу.
Рассмотрены три возможных сценария спуска СА с НТУ «Демонстратор-2Р»
в плотных слоях атмосферы, отличных от номинального случая (вариант 1):
-	вариант 2 - спуск при входе в атмосферу с нештатным	углом,	равным	минус
4.853 град (масса СА - 138,5 кг, скорость входа - 6868 м/с;
-	вариант 3 - спуск при входе в атмосферу с нештатным	углом,	равным	минус
2.853 град (масса СА - 138,5 кг, скорость входа - 6868 м/с;
q, кВт/м2
t, С
1 - в критической точке; 2 - на средине образующей жесткого конуса;
3 - на средине образующей конуса ОНТУ;
4 - в точке на тепловой защите перед скруглением большого тора ОНТУ.
Рисунок 3.25. Изменение теплового потока к лобовой поверхности СА «Демонстратор-2Р»
по траектории нештатного спуска (вариант 4)
138

3-3
- вариант 4 - спуск при номинальных условиях входа в атмосферу (масса аппарата
138,5 кг, скорость входа 6868 м/с, угол входа минус 6,853 град.), но с непрерывно
изменяющимся по параболическому закону баллистическим параметром от но¬
минального значения, равного 30,4 кг/м2, до величины 229,7кг/м2, соответству¬
ющей полету аппарата с полностью разрушенным НТУ. В этом случае график
изменения теплового потока q на лобовую поверхность СА вдоль траектории,
представленный на рисунке 3.25, будет иметь два максимума.
При расчетах траекторий спуска и параметров нагрева элементов конструкции СА
и уносимой толщины абляционных материалов тепловой защиты аппарата использу¬
ются аэродинамические характеристики СА с НТУ «Демонстратор-2Р».
В таблицах 3.3—3.9 приводятся зависимости аэродинамических коэффициентов
от числа Маха и угла атаки при спуске СА «Демонстратор-2Р» в атмосфере Земли,
которые используются для расчета траектории его спуска. В таблице 3.9 указаны точ¬
ности их определения.
Таблица 3.3. Зависимость коэф>
)ициента осевой силы С„ при нулевом угле атаки от числа Маха
число М
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
2,0
2,2
2,5
3,0
3,5
4,0
4,5
>5,0
С
0,75
0,77
0,81
0,9
1,01
1,16
1,26
1,31
1,31
1,30
1,28
1,22
1,18
1,14
1,10
1,07
Таблица 3.4. Зависимости коэффициентов осевой С,„ нормальной С„ сил и продольного
момента т: от угла атаки при М>5 (гиперзвуковой полет)
угол
атаки
0°
10°
К)
о
о
О
о
о
о
О
о
о
О
'С
^1
О
о
О
О
00
о
О
О
С,
1,07
1,05
1,00
0,923
0,831
0,727
0,602
0,456
0,302
0,14
С,
0
0,174
0,327
0,445
0,51
0,524
0,506
0,468
0,419
0,366
///_-
0
-0,11
-0,209
-0,283
-0,322
-0,325
-0,304
-0,266
-0,22
-0,17
Таблица 3.5. Зависимость коэффициента осевой силы С,„ от угла атаки при малых значениях
числа М
угол
атаки
0°
10°
20°
О
О
со
о
о
О
О
to
60°
М=2,0
1,31
1,288
1,226
1,13
1,016
0,855
0,686
М=1,0
1,01
1,01
1,005
0,984
0,937
0,857
0,735
М=0,8
0,90
0,9
0,8955
0,8766
0,835
0,764
0,655
Таблица 3.6. Зависимость коэффициента нормальной С„ силы от угла атаки при малых
значениях числа М
угол
атаки
0°
10°
ю
о
о
30°
О
О
М=2,5
0
0,13
0,246
0,33
0,375
М=2,0
0
0,1
0,181
0,239
0,28
М<1,0
0
0,069
0,126
0,166
0,194
139

3-3
Таблица 3.7. Зависимость коэффициента продольного момента т: от угла атаки при малых
значениях числа М
угол атаки
0°
10°
О
О
сд
О
О
О
О
'Tf
М=2,5
0,0
-0,078
-0,1476
-0,198
-0,225
М=2
0,0
-0,06
-0,1086
-0,1434
-0,168
М<1,0
0,0
-0,03795
-0,0693
-0,0913
-0,1067
Таблица 3.8. Зависимость коэффициента демпфирующего момента относительно поперечной
оси от угла атаки при низких значениях числа М
угол
атаки
0°
О
00
о
1°
1,76°
2,14°
4,76°
8°
12,4°
О
О
0^1
30°
60°
М>2
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
-0,18
М=1,4
0,149
0,145
-0,169
-0,169
-0,169
-0,169
-0,169
-0,169
-0,169
-0,169
-0,169
М=1,2
0,35
0,342
0,18
-0,137
-0,149
-0,153
-0,153
-0,153
-0,153
-0,153
-0,153
М=0,8
-0,133
-0,133
-0,133
-0,133
-0,133
-0,133
-0,133
-0,24
-0,24
-0,24
-0,24
Таблица 3.9. Зависимость точности определения коэффициентов аэродинамических сил
и моментов для различных диапазонов чисел Маха
число Маха
точность определения коэффициента
Си
С,
С„,
г
пи/
М>7
15%
15%
15%
20%
5<М<7
линейная интерполяция между
5% и 15%
7% и 15%
7% и 15%
10% и 20%
1,5<М<5
5%
7%
7%
10%
0<М<1,5
8%
8%
8%
10%
Ниже приводятся результаты расчета траекторных параметров, тепловой и аэро¬
динамической нагрузок, температурного состояния составных частей СА с НТУ «Де-
монстратор-2Р» для случая штатного спуска и трёх нештатных сценариев (Алексаш-
кин С.Н. и др., 2009; Иванков А.А., 2009).
На рисунках 3.26-3.31 приведены изменения траекторных, температурных пара¬
метров и толщины уноса СТИРОСИЛА-А вдоль номинальной штатной (расчетной)
траектории спуска.
Сравниваемые параметры, сопровождающие спуск СА с НТУ «Демонстратор-2Р»
вдоль номинальной штатной (расчетной) траектории и трех нештатных, приведены
в таблицах 3.10-3.13.
В таблице 3.10 приведены расчетные максимальные значения удельных с/ и ин¬
тегральных Q тепловых потоков, воздействующих на теплозащиту аппарата во всех
четырех вариантах рассматриваемых сценариев спуска СА «Демонстратор-2Р» в зем¬
ной атмосфере.
140

3-3
q, kI la V, м/с H, km
1 -
4000 -
t, c
Рисунок 3.26. Параметры траектории (V- скорость, Н- высота, с/ - скоростной напор)
т„. К Р0, к! 1а И,,. МДж/кг
6000	12	-I	25
5000 -
Рисунок 3.27. Параметры торможения (Го -температура, Н0 - энтальпия, Ри - давление)
141

3-3
Рисунок 3.28. Температура поверхности ТТП-БС(л) (1), на стыке её с сотами (2), металла
носовой части СА (3) в критической точке
Рисунок 3.29. Температура поверхности тепловой защиты (1), металла (2) в точке на средине
образующей жесткого конуса носовой части СА
142

3-3
Рисунок 3.30. Температура поверхности ОНТУ (1) и кремнеземной ткани (2), на поверхности
ЭВТИ (3) и оболочки ОНТУ (4)
Рисунок 3.31. Рост толщины уноса материала СТИРОСИЛ-А по траектории спуска
143

3-3
Таблица 3.10. Тепловые потоки к поверхности теплозащиты аппарата
варианты
с/, кВт/м2
Q, МДж/м2
I
2
3
1
2
3
I
696
460
395
25.6
17.6
14.3
2
619
398
323
29.2
19.4
15.6
3
528
341
263
33.9
22.4
17.7
4
615
395
295
33.3
21.4
16.1
Тепловые потоки приведены в критической точке аппарата (1), на жестком кону¬
се (2) и на поверхности ОНТУ (3).
Из таблицы 3.10 видно, что наибольшее количество тепла к поверхности аппарата
приходит при спуске по пологой траектории (вариант 3, время воздействия 140 с)
и при спуске с изменяющимся баллистическим параметром (вариант 4, время воздей¬
ствия 90 с). Таким образом, в этих случаях возможны недопустимая величина уноса
теплозащиты (особенно в критической точке) и прогрев герметичной оболочки НТУ.
Время воздействия тепловых потоков при номинальном варианте спуска 1 составляет
80 с, в варианте 2 - 100 с.
В таблице 3.11 приводятся для всех четырех сценариев спуска СА максимальные
значения температуры, которых достигают элементы конструкции лобовой части ап¬
парата и время их наступления.
Таблица 3.11. Температура элементов конструкции лобовой части аппарата
варианты
максимальное значение температуры, °С/время достижения, с
жесткой конструкции
герметичной оболочки
в критической точке
на конусе
1
45/200
90/220
107/150
2
50/250
100/240
120/160
3
52/260
120/250
130/180
4
600/74
100/160
112/145
Из анализа результатов таблицы 3.11 следует, что при спуске аппарата по поло¬
гим траекториям (варианты 2 и 3) температура герметичной оболочки НТУ дости¬
гает недопустимых значений уже, соответственно, на 160 и 180 секундах полета по¬
сле входа в атмосферу. При этом температура жесткой конструкции СА находится
в допустимых пределах. Если предположить, что полет аппарата происходил с из¬
меняющимся при прохождении участка с образованием плазмы баллистическим па¬
раметром (вариант 4), то лобовая часть металлоконструкции СА с НТУ достигнет
температуры 600°С уже на 74-й секунде. Продолжительность реального полета при
ЛКИ до момента прекращения радиосвязи составляет около 68 секунд. Таким об¬
разом, прекращение передачи ТМИ может быть связано с разрушением антенны,
установленной в теплозащите лобовой части аппарата.
В таблице 3.12 приведена суммарная толщина унесённого материал аблирующего
материала на жесткой конструкции СА и на поверхности ОНТУ.
144

3-3
Таблица 3.12. Линейный унос массы теплозащиты лобовой поверхности аппарата
варианты
унос массы теплозащиты, мм/продолжительность уноса, с
в критической точке
на жестком конце
на ОНТУ
I
7,1/68
3,8/66
1,50/72
2
8,0/88
4,0/86
1,60/90
3
9,3/124
4,2/114
1,70/124
4
10/74
5,4/84
2,15/90
Анализ результатов расчета уноса массы аблирующего материала тепловой защи¬
ты на жестких частях СА и на ОНТУ показывает, что при всех рассмотренных вариан¬
тах спуска толщина унесенной гибкой теплозащиты на поверхности ОНТУ не превы¬
шает величины 2,15 мм в течение всего времени теплового воздействия. Суммарная
толщина нанесенного на ОНТУ материала СТИРОСИЛ-А составляла 2,5 мм. Рас¬
четное значение линейного уноса жесткой теплозащиты ТТП-БС(л) в критической
точке для вариантов 2, 3 и 4 превышает глубину заделки антенны (8 мм от наружной
поверхности теплозащиты первоначальной толщины до нижней плоскости антенны).
Испытания фрагмента антенны, заглубленной в теплозащиту, в потоках плазмотро¬
на У-13 ВЧП в ЦНИИмаш показали, что толщина унесенного слоя теплозащиты не
должна превышать при номинальном режиме спуска 4 мм СА «Демонстратор-2Р».
Наконец, в таблице 3.13 приведена продолжительность нахождения СА «Демон-
стратор-2Р» в облаке плазмы при спуске по всем четырем сценариям.
Таблица 3.13. Результаты оценки продолжительности полета в плазме
варианты
продолжительность участка плазмы, с
1
50
2
66
3
90
4
51
Оценка продолжительности участка отсутствия радиовидимости (наличия плаз¬
мы в окружающем аппарат пространстве) проведена по величине температуры тор¬
можения газового потока в ударном (сжатом) слое перед поверхностью аппарата.
Ионизация чистого атмосферного воздуха начинается при температуре более 6000 К.
С учетом присутствия перед поверхностью СА с ОНТУ продуктов абляции материа¬
лов тепловой защиты можно принять, что ионизация их начинается при температуре
5000 К.
Из таблицы 3.13 видно, что продолжительности участка полета аппарата в окру¬
жении плазмы при сценариях I (штатный полет) и 4 (полет с изменяющимся балли¬
стическим параметром) составляют 50 и 51 секунды. При полете аппарата с более по¬
логими углами входа в атмосферу по вариантам 2 и 3 продолжительность нахождения
аппарата в плазме возрастает до 66 и 90 секунд соответственно. Однако оценка про¬
должительности полета в плазме проводится с большой степенью неопределенности
принятого допущения о температуре ее существования, которая зависит от плотности
окружающей среды, т.е. от высоты, на которой аппарат находится.
По результатам проведенных расчетов можно сделать следующие выводы:
145

3-3
- если спуск СА с НТУ «Демонстратор-2Р» происходит по номинальной траектории
(вариант 1), то выход его из плазмы должен произойти на 50-й секунде на высоте
58 км, при скорости 5300 м/с, унос жесткой теплозащиты ТТП-БС(л) должен пре¬
кратиться на 68-й секунде и составить 7,1 мм, металлоконструкция носовой части
аппарата - прогреться до 45°С к 200-й секунде, а герметичная оболочка НТУ -
доЮ7°С к 150-й секунде полета после входа аппарата в плотные (Я=100 км) слои
атмосферы при уносе 1.5 мм гибкой теплозащиты НТУ к 72-й секунде;
- если спуск СА с НТУ происходит по траектории с углом входа в атмосферу,
равным минус 2,853° (вариант 3), то выход его из плазмы может произойти
на 90-й секунде на высоте 61,5 км при скорости 5150 м/с, унос жесткой тепло¬
защиты ТТП-БС(л) прекратится на 124-й секунде и составить 9,3 мм, металло¬
конструкция носовой части аппарата прогреется до 52°С к 260-й секунде, а гер¬
метичная оболочка НТУ - до 130°С к 180-й секунде полета после входа аппарата
в плотные (Я=100 км) слои атмосферы при уносе 1,7 мм гибкой теплозащиты
ОНТУ к 124-й секунде. В этом случае температура оболочки НТУ превысит до¬
пустимую на 10°С и разрушится;
- если спуск СА с НТУ «Демонстратор-2Р» происходит по траектории с изменяю¬
щимся во время прохождения плазмы баллистическим параметром (вариант 4),
то выход его из плазмы должен произойти на 51-й секунде на высоте 58 км при
скорости 4650 м/с, унос всей толщины (10 мм) жесткой теплозащиты ТТП-БС(л)
должен произойти на 74-й секунде, металлоконструкция носовой части аппарата
должна прогреться свыше 600°С к 74-й секунде, а герметичная оболочка НТУ -
до 112°С к 145-й секунде полета после входа аппарата в плотные (Я=100 км) слои
атмосферы при уносе 2,15 мм гибкой теплозащиты НТУ к 90-й секунде. Началь¬
ная толщина гибкой теплозащиты составляет 2,5 мм.
Отсюда следует, что к близким температурным состояниям тепловой защиты и кон¬
струкции аппарата, которые могут вызвать разрушение аппарата, приводят сценарии
спуска СА «Демонстратор-2Р» с углом входа минус 2,853° (вариант 3) и с изменяю¬
щимся во время полета на участке плазмы баллистическим параметром (вариант 4).
При варианте 3 аппарат уходит за зону радиовидимости и затем на 180-й секунде
от входа в атмосферу может разрушиться ОНТУ (температура герметичной оболочки
130°С). При варианте 4 на 74-й секунде может разрушиться радиопередающая антенна
и прекратиться связь с аппаратом, но при этом должно сохраниться НТУ (температура
оболочки до 145-ой секунды полета в атмосфере не выше 112°С). Унос массы гибкой
теплозащиты не превысит 2,15 мм.
Таким образом, по результатам проведенного расчетного анализа теплового ре¬
жима аппарата СА с НТУ «Демонстратор-2Р» и полученной при ЛКИ телеметриче¬
ской информации, которая не содержит никаких данных о температурном состоянии
элементов конструкции, не представляется возможным сделать однозначный вывод
о реализованном при ЛКИ сценарии его полета.
Результаты анализа и соответствующий вывод о ЛКИ СА с НТУ «Демонстра-
тор-2Р», проведённых с целью демонстрации реализуемости технологии создания
СА с НТУ, были сделаны на широком заседании европейских специалистов, рабо¬
тающих в ESTEC, в присутствии одного только руководителя проекта без участия
основных исполнителей-специалистов НПО им. С.А. Лавочкина.
В связи с этим и из-за отсутствия финансирования работы по дальнейшему проек¬
тированию СА с НТУ серии «Демонстратор» были прекращены.
146

РЕЗУЛЬТАТЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
СЕРИИ ГРУЗОВЫХ КОНТЕЙНЕРОВ
С НАДУВНЫМИ ТОРМОЗНЫМИ
УСТРОЙСТВАМИ ДЛЯ ДОСТАВКИ
ГРУЗОВ С КОСМИЧЕСКИХ СТАНЦИЙ
И ЛАБОРАТОРИЙ
ЕИрасчетно-теоретические исследования
СИСТЕМ ДОСТАВКИ ГРУЗОВ С ПИЛОТИРУЕМЫХ
КОСМИЧЕСКИХ СТАНЦИЙ И НАУЧНО-
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ ЛАБОРАТОРИЙ
НА БАЗЕ ПРИМЕНЕНИЯ ТЕХНОЛОГИИ
СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ С НАДУВНЫМИ
ТОРМОЗНЫМИ УСТРОЙСТВАМИ
С организацией функционирования на орбите вокруг Земли долгоживущих пило¬
тируемых станций, автоматических беспилотных научно-исследовательских лабора¬
торий и космических аппаратов дистанционного зондирования Земли появилась не¬
обходимость достаточно частой доставки с них грузов с результатами экспериментов.
Об объеме грузопотоков, курсирующих по трассе «орбита-поверхность Земли»,
можно судить, например, по тому, что за 15 лет существования (с 20 февраля 1986
по 23 марта 2001 года) российского орбитального пилотируемого комплекса «Мир»
суммарная масса возвращенных грузов составила примерно 4700 кг.
Весьма значительны по массе и частоте возвращения и грузы, доставляемые на зем¬
ную поверхность с борта Международной космической станции (МКС) (запущена
20.11.1998) и многократно расширенного круга автоматических беспилотных КА -
космических исследовательских лабораторий гражданского и военного назначения.
Основной объем доставки космонавтов и грузов на орбитальную станцию МКС
до настоящего времени обеспечивали разработанные ранее и находящиеся (некото¬
рые из них) и сейчас в эксплуатации российские транспортные космические систе¬
мы «Союз», «Союз Т» и «Союз ТМ», «Прогресс», «Прогресс М» и «Прогресс М1»,
Space Shuttle, Dragon и Cygnus (США), ATV (Automated Transfer Vehicle - EKA),
HTV (Япония).
Для решения некоторых научных, коммерческих и технических задач и доставки
на Землю полученных в космосе экспериментальных материалов были разработаны
п транспортные космические средства малой грузоподъемности: возвращаемые бал¬
листические капсулы (ВБК) «Радуга», «Бор-5», «Дискаверер», «Ассет», «Самос» и др.
Учитывая, что стоимость выведения полезной нагрузки на орбиту и спуск грузов
с орбиты ИСЗ все еще остается весьма высокой, достигнутые к настоящему времени
относительные значения критерия эффективность/стоимость решения рассма¬
триваемого типа задач применительно к используемым современным транспортным
средствам оставляют желать много лучшего.
147

4-1
Один из очевидных путей совершенствования указанного критерия сопряжен
с минимизацией массы и стоимости соответствующих вспомогательных систем
и устройств, обеспечивающих безопасную и надежную доставку контейнеров с гру¬
зом с орбит ИСЗ на наземные пункты для его аналитического исследования.
Важным также является и поиск путей трансформации вида формы и габаритных
размеров ВБК - от минимально возможных на момент транспортировки к месту стар¬
та, размещения на борту ракеты-носителя (PH), до формы и размеров развернутого их
рабочего положения при спуске на земную поверхность.
В этом случае представляет интерес проведение исследования возможности при¬
менения в конструкции спускаемого грузового контейнера (СГК) для доставки грузов
с МКС и с борта других орбитальных КА технологии спускаемых аппаратов с наду¬
вными тормозными устройствами (СА с НТУ).
В ряде работ уже были проиллюстрированы первые результаты исследований воз¬
можности торможения в атмосфере планеты аппаратов, спускаемых на их поверхно¬
сти с использованием технологии надувных тормозных устройств. В соответствии
с этой технологией к жесткой части конструкции СА пристыковывается надувное
устройство, раскрываемое в нужный момент времени для увеличения тормозной по¬
верхности СА (Bogdanov V.V. et al., 1996; Пичхадзе К.М. и др., 2005; Finchenko V.S.
et al., 2001; 2007; 2010; Землянский Б.А. и др., 2008; Алифанов О.М. и др., 20014;
2015; Фирсюк С.О. и др., 2015; Финченко B.C. и др., 2015; 2017; 2018). В этих работах
описаны предложения по использованию НТУ разного вида и приведены некоторые
оценки их конструкционных параметров и траекторных характеристик торможения
в разреженных и плотных слоях атмосферы Земли.
Примером первой попытки продемонстрировать реализуемость технологии при¬
менения в космонавтике СА с тормозными устройствами надувной конструкции мо¬
гут служить результаты летно-конструкторских испытаний СА с НТУ «Демонстра¬
тор» (Marrajfa L. et al., 2000; 2003).
В одной из первых статей {Дерюгин В.А. и др., 2000), опубликованных НПО
им. С.А. Лавочкина о применении технологии СА с НТУ, проведена оценка возмож¬
ности экстренного спуска с орбит ИСЗ на поверхность Земли контейнеров с грузом
без использования начального реактивного тормозного импульса (безымпульсный
спуск).
В таблице 4.1 приведены результаты расчетного определения продолжительности
спуска и количества витков, которые потребуются для снижения с орбит ИСЗ высо¬
той 250, 200 и 170 км до высоты 100 км грузовых контейнеров с НТУ сферической
формы диаметром 10. ..50 м.
Таблица 4.1. Зависимость продолжительности спуска т и количества витков п с орбит ИСЗ
высотой Но с использованием НТУ в виде сферы диаметром D
D, м
10
15
20
25
30
35
40
45
50
//(i=250 км
30
(21)
23
(15)
15
(10)
8
(5,5)
3
(2,0)
2
(1,0)
1,5
(0,9)
1,3
(0,8)
1,2
(0,8)
т ч
(д)
//о=200 км
3,5
(2,5)
2
(1,5)
1,2
(0,8)
1
(0,7)
0,9
(0,6)
0,8
(0,5)
0,7
(0,4)
0,6
(0,3)
0,5
(0,3)
Но=170 км
1,1
(0,8)
0,9
(0,6)
o' o'
о о
0,5
(0,3)
0,4
(0,3)
0,3
(0,2)
0,25
(0,2)
0,2
(0,1)
148

4-1
Результаты расчетов показали, что спуск грузового контейнера с НТУ в виде сфе¬
ры диаметром 25 м с орбиты ИСЗ высотой 250 км до входа в атмосферу на высоте
100 км может быть осуществлен за время 8...9 часов, т.е. после совершения 5. ..6 вит¬
ков вокруг Земли.
При подготовке спуска с орбиты с параметрами 354x374 км пилотируемой стан¬
ции «Мир» массой около 125 тонн выдвигались различные варианты рационального
его осуществления, в том числе и предложение о торможении в разреженных слоях
земной атмосферы с помощью надувного тормозного устройства (Gossamor Orbit...,
2003). Предлагалось состыковать со станцией наполняемую газом сферу диаметром
176 м, изготовленную из термостойкой пленки толщиной 9 мкм. В этом случае масса
НТУ в виде сферы составила бы 790 кг, т.е. каждый квадратный метр её поверхности
весил бы 8,12 граммов.
Но станцию «Мир» свели с орбиты, используя все-таки реактивное торможение,
и она была затоплена на кладбище космических кораблей - закрытого для судоход¬
ства района в южной части Тихого океана глубиной 4 км, расположенного южнее
острова Рождества, в 3900 км к востоку от новозеландского города Веллингтон.
Приведенные результаты оценок свидетельствуют о теоретической возможности
использования технологии СА с НТУ для обеспечения безымпульсного свода с ор¬
бит МКС и других КА грузовых контейнеров за счет аэродинамического торможения
в сильно разреженной среде.
Таблица 4.2. Фрагмент атмосферы Земли (высоты 500... 100 км)
высота
Н, км
температура
Т, К, (°С)
давление
Р, Па,
плотность
р, кг/мЗ
средняя длина
свободного пробега /, м
О
CD
ггт
997,9
3,02-10-7
5,21-10 17'
7,7181-104
400
984,2
4,51 • 10-7
2,80-1012
3,8721 -104
300
970,4
8,72-10 6
1,92-10 11
2,5966-10'
200
854,4
8,53-10 5
2,52-Ю^10
2,3361-102
150
627,6
4,49-10 4
5,55-10 4
3,2584-101
120
334,4(61,3)
2,67-10 2
2,44-10 s
2,9255-10°
100
196,6 (-76,5)
3,19-10 2
5,55-10'7
1,4393-10 1
В таблице 4.2 приводится фрагмент атмосферы Земли в диапазоне высот
500... 100 км (ГОСТ 4401-81, 1982), данные из которого использованы для расче¬
та силы торможения сферического СА с НТУ с помощью методики (Финчеико B.C.,
Шматов С.И., 2012; Шматов С.И. и др., 2014), основывающейся на базе метода (Ива¬
нов М.С. и др., 1988) и реализованной в программном комплексе (Шматов С.И., 2012).
В работе (Иванков А.А. и др., 2009) проведены расчетные исследования аэротер¬
модинамики грузового контейнера с тормозным устройством надувной конструкции
для доставки грузов с МКС. По результатам этих расчетов предложены способ до¬
ставки грузов с пилотируемых орбитальных станций на поверхность Земли (Финчен-
ко B.C. и др., 2008) и конструкция модели СА с НТУ для реализации этого способа
(ФинчеикоB.C. и др., 2009).
На рисунке 4.1 представлена схема спускаемого грузового контейнера, встроен¬
ного в замкнутую оболочку, принимающую форму сферы после подачи в неё газа
до необходимого давления.
149

4-1
Рисунок 4.1. Схема СА с НТУ для доставки СГК на земную поверхность
Повышение эффективности аэродинамического торможения в этом случае дости¬
гается за счет значительного увеличения поперечного размера СГК сразу после отде¬
ления его от МКС путем использования технологии НТУ в конструкции движущихся
в атмосферах планет аппаратов.
Результаты аэротермодинамических расчетов спуска СГК (Иванков А.А. и др.,
2009), проведенных по варианту упрощенной программы на ПЭВМ (Иванков А.А.,
1994), снабженного сферическим НТУ при вариации массы СА с НТУ и размеров
НТУ, засвидетельствовали возможностьо реализуемости предлагаемого способа спу¬
ска грузов с МКС. При этом показано, что путем выбора формы НТУ и размера мож¬
но обеспечить такие уровни тепловой нагрузки на оболочку НТУ, при которых рав¬
новесная температура её в процессе спуска была бы ниже температуры разрушения
материала, из которого она изготовлена.
Были рассмотрены два варианта использования НТУ для СА СГК:
- НТУ сохраняет начальную сферическую форму и размер вплоть до момента по¬
садки СГК на поверхность Земли;
- НТУ используется только для торможения в верхних слоях атмосферы, а при до¬
стижении СА СГК плотных слоев атмосферы оболочка НТУ разрушается из-за
превышения допустимой температуры на материал оболочки. Дальнейший спуск
и аэроторможение СА СГК обеспечивается выбранной его жесткой сферической
формой.
Оба эти варианта конструкции СК имеют свои преимущества и недостатки.
В первом случае вся поверхность оболочки НТУ должна быть укрыта гибкой те¬
пловой защитой и теплоизоляцией. Во втором случае оболочка НТУ выполняется без
тепловой защиты, а контейнер имеет покрытие, защищающее его корпус от тепловых
нагрузок автономного спуска.
В обоих случаях на борту МКС к жесткому лобовому экрану грузового контейнера
пристыковывается оболочка НТУ таким образом, чтобы при наддуве она полностью
охватывала конструкцию контейнера.
150

4-1
В расчет принималось, что при отделении контейнера от МКС ему сообщается
импульс, достаточный для удаления от станции на несколько метров. Затем у СГК
автоматически развертывается НТУ сферической формы путем подачи газа в герме¬
тичную оболочку. Достаточно большие размеры НТУ обеспечивают торможение СА
СГК в разреженных слоях атмосферы без придания ему дополнительного тормозного
импульса с помощью ракетного двигателя. Таким образом, НТУ обеспечивает безым-
пульсный свод контейнера с грузом с орбиты МКС.
В результате проведенных расчетов (Иванков А.А. и др., 2009) определен уровень
тепловых потоков к поверхности НТУ, величина аэродинамической нагрузки, которая
определяет выбор необходимого давления в герметичной оболочке НТУ, равновесная
температура оболочки НТУ и др. физические параметры.
Полагалось, что отделение СГК от МКС происходит на высоте 400 км с орбиталь¬
ной скоростью МКС, равной 7670 м/с. Начальный угол входа в атмосферу при таком
отходе СГК от МКС в расчетах принимался равным минус 0,5 град.
После отделения контейнер с НТУ движется в разреженной среде, плотность
которой на этой высоте при среднем уровне солнечной активности в соответствии
сданными таблицы 4.2 равна 2,8-1012кг/м3.
Ниже рассматриваются случаи спуска с орбиты СА с НТУ СГК трех масс: 200,
300 и 400 кг. Радиусы сферических НТУ каждого из этих СА с НТУ приняты равными
10, 15, 20 и 30 м.
Коэффициент аэродинамического сопротивления Сха сферического НТУ при сво¬
бодномолекулярном режиме обтекания принят равным 2,4, в переходном режиме об¬
текания (0,01 <Кп<10, Кп - число Кнудсена) определяется с помощью бриджинг-функ-
ции по методике, используемой в программном комплексе AIRSOL (Шматов С.И.
и др., 2014; Гэломазов М.М. и др., 2014). На режиме обтекания плотной средой с чис¬
лом Маха М>1 Сга=0,9, а при М<1 - по линейной зависимости от CV(=0,9 до CV(=0,4
при посадочной скорости Г„<30 м/с.
Вариант спуска грузового контейнера с МКС с использованием НТУ,
неразрушаемого до посадки на земную поверхность
Этот вариант относится к случаю использования неразрушаемого, обеспечен¬
ного гибкой тепловой защитой НТУ до самой посадки СА с НТУ СГК на земную
поверхность.
На рисунке 4.2 показан результат расчета изменения по времени высоты Н(т)
и скорости Г(т) при торможении СА с НТУ СГК массой 400 кг, имеющего НТУ ради¬
усом 10 м.
Кривые на этом рисунке свидетельствуют об эволюции орбиты СА с НТУ СГК
из-за воздействия разреженной среды в продолжение ~ 62 часов (около 2,6 суток).
При этом СА до входа в плотные слои атмосферы на высоте //=100 км совершает
40 витков вокруг Земли и затем, практически мгновенно, погружается в более плот¬
ную атмосферу с условиями входа: скорость - 7350 м/с; угол - минус 1,3°.
Аналогичный характер эволюции орбиты наблюдается и при аэродинамическом
торможении СА СГК с другими значениями его массы и диаметра НТУ. Однако усло¬
вия входа этих аппаратов в более плотные слои атмосферы будут несколько иными.
В таблице 4.3 приведены результаты расчета изменения высоты Н, плотности те¬
плового потока q, скоростного напора q* и равновесной температуры Тр при спуске
СА СГК массой 400 кг, имеющих НТУ в форме сферы радиусом 10, 15 и 30 метров.
151

4-1
У, m/s Н, km
Рисунок 4.2. Кривые изменения по времени высоты Н(т) и скорости V(т) при торможении
СГК массой 400 кг, имеющего НТУ радиусом 10 м
Таблица 4.3. Результаты расчета траекторных и аэротермодинамических параметров при
спуске СА с НТУ СГК с высоты 400 до 100 км
R, м
т, с
Я, км
q, кВт/м2
q\ Па
т,„ °с
Ю
0...т(,=222100
149,1
0,442
0,06
41
То+100
144,6
0,598
0,08
65
То+200
140,0
0,810
0,12
92
То+300
134,7
1,161
0,19
126
T(i+400
128,5
1,823
0,33
175
То+500
121,0
3,173
0,65
241
То+600
111,4
7,078
2,20
355
То+686
100,0
17,860
15,.08
519
15
0...т0=99100
152,3
0,373
0,05
28
То+100
146,0
0,508
0,08
52
То+200
139,0
0,806
0,13
91
То+300
130,9
1,420
0,27
147
То+400
120,8
2,821
0,66
226
То+500
107,2
8,271
4,09
380
т«,+539
100,0
12,522
13,78
452
30
0...т„=25300
160,2
0,232
0,03
-5
Т(1()+100
148,7
0,371
0,06
28
То+200
134,8
0,907
0,18
103
То+300
116,6
2,581
0,99
215
То+365
100,0
5,374
9,50
314
152

4-1
Из анализа данных таблицы 4.3 следует, что заметное тепловое и аэродинамиче¬
ское воздействие со стороны окружающей среды на НТУ проявляется за несколько
сот секунд до достижения высоты Н=\0 0 км.
В таблице 4.4 приведены максимальные значения удельных тепловых потоков с/,
равновесных температур Гр в критической точке сферы, скоростного напора q и ско¬
рости посадки V„ при спуске СА СГК различной массы и НТУ различного радиуса R,
по которым построены зависимости на рисунках 4.3, 4.4 и 4.5.
Таблица 4.4. Максимальные значения траекторных и аэротермодинамических параметров СА
с НТУ СГК, достигаемые при спуске с высоты 400 до 100 км
масса, кг
R, м
Ю
15
20
30
cj, кВт/м2
19,2
10,5
6,78
3,11
200
Тр, °С
533,6
420,6
348,8
238,7
q\ Па
63,4
29,8
17,4
8,22
К, м/с
5,05
3,37
2,53
1,68
с/, кВт/м2
22,6
13,0
8,52
4,45
300
Тр, °с
567,1
458,7
385,3
286,6
</\ Па
92,2
44,0
25,5
12,1
У„, м/с
6,18
4,12
3,09
2,06
с/, кВт/м2
26,4
14,8
9,68
5,5
400
и
О
600,4
482,8
406,7
317,1
q\ Па
121,0
57,0
33,4
15,7
К, м/с
7,14
4,76
3,57
2,38
На рисунках 4.3^Т5 приводятся зависимости значения максимального удельного
теплового потока q, равновесной температуры Тр в критической точке СА с НТУ СГК
до момента достижения высоты 100 км и скорости посадки V,, от радиуса R НТУ при
начальных условиях ввода в атмосферу: #=400 км, Г=7670 м/с, 0= -0,5°. Линии 1,
2 и 3 относятся к значениям массы СА, равными 200, 300 и 400 кг соответственно.
После входа в плотные слои атмосферы Земли происходит более интенсивное тор¬
можение, и спустя несколько минут осуществляется посадка на земную поверхность
САСГК с НТУ тех же размеров и массы, которые использовались при своде с орбиты.
Из таблицы 4.3, а также из графиков на рисунках 4.3, 4.4 и 4.5 видно, что уровень
тепловых потоков значительно уменьшается с ростом радиуса НТУ. В соответствии
с этим снижается и температура, до которой разогревается оболочка НТУ при тормо¬
жении. Так, например, температура оболочки НТУ СА СГК массой 400 кг снижается
от уровня 600°С почти в два раза, при увеличении радиуса НТУ от 10 до 30 м. При
этом различие в массах СА СГК на температуру НТУ влияет менее существенно.
Как следует из рисунка 4.5, при выбранных размерах НТУ обеспечиваются прием¬
лемые (от 2 до 7 м/с) скорости посадки СА СГК.
В таблице 4.5 приведено значение времени, через которое СА СГК разной массы
и размеров НТУ снижается до высоты #=100 км за счет торможения в разреженной
среде.
153

4-1
Рисунок 4.3. Зависимости максимального значения удельного теплового потока
в критической точке СА СГК от радиуса сферы НТУ и массы аппарата
Рисунок 4.4. Значения равновесной температуры Гр в критической точке СА с НТУ СГК
при спуске до момента достижения высоты 100 км
Рисунок 4.5. Значения скорости посадки V„ при варианте спуска СА с НТУ СГК до земной
поверхности
154

4-1
Таблица 4.5. Время снижения СА с НТУ СГК до момента входа в плотные слои атмосферы
масса СА с НТУ СГК,
кг
время снижения, час
радиус НТУ 10 м
радиус НТУ 15 м
радиус НТУ 30 м
200
31,0
14,0
3,7
300
46,5
20,8
5,4
400
61,9
27,7
7,1
Из этой таблицы следует, что чем больше масса СА СГК, тем продолжительнее
торможение и выше значение температуры, до которой разогревается оболочка НТУ
(рисунок 4.4).
Отметим, что при последующем торможении СА СГК с неразрушаемым НТУ од¬
ного и того же размера в плотных слоях атмосферы тепловые потоки превосходят не
намного тепловые потоки при торможении в разреженной среде.
Но рост скоростного напора при торможении в плотных слоях атмосферы и уве¬
личение атмосферного давления по мере спуска ставит вопрос о необходимости ор¬
ганизации дополнительного ступенчатого донаддува газом полости герметичной обо¬
лочки НТУ при снижении СГК до поверхности Земли.
Малые значения скоростного напора при торможении СА с НТУ СГК в разрежен¬
ной среде до //=100 км (см. таблицу 4.3) позволяют использовать одноразовый наддув
НТУ небольшим количеством остающегося после вакуумирования газа полости обо¬
лочки НТУ при укладке в компактный объем НТУ. Это выгодно отличает вариант кон¬
струкции СА СГК с разрушаемым НТУ от варианта, рассмотренного в этом разделе.
Аэротермодинамика спускаемого с МКС грузового контейнера
с использованием разрушаемого НТУ при входе в плотные слои атмосферы
Сценарий спуска грузового контейнера с МКС с допущением теплового разруше¬
ния НТУ можно организовать по следующей схеме.
После отделения СГК от МКС и удаления от станции на необходимое, как и в пре¬
дыдущем варианте, расстояние развертывается НТУ, придающее СА СГК сфериче¬
скую форму и обеспечивающее его аэродинамическое торможение. По достижении
температуры, например для СА СГК массой 400 кг с НТУ радиусом 20 м, равной
600°С, оболочка НТУ разрушается (сгорает). Далее в плотных слоях атмосферы
(Я<100км) осуществляется спуск оставшейся жесткой конструкции СГК, представ¬
ляющего собой, например, сферу радиусом 2 м.
Спуск этого аппарата может проходить по традиционной схеме аэродинамическо¬
го торможения с вводом на заданной высоте (М<2) парашютной системы.
На рисунке 4.6 приведено изменение по времени удельных тепловых потоков q(x)
в различных точках 1, 2, 3 и 4 пересечения с поверхностью жесткой сферы лучей,
исходящих из центра сферы под углами 0, 30, 60 и 90 град, соответственно. Спуск
рассматриваемого далее СГК в плотных слоях атмосферы начинается со скоростью
7350 м/с и углом по отношению к местному горизонту, равному минус 1,3 град.
Максимальное значение удельного теплового потока 302 кВт/м2 и интегрального
количества тепла (9=28,5 МДж/м2 достигается в критической точке аппарата. Рав¬
новесная температура поверхности СГК в этой же точке составляет 690°С, а мак¬
симальное ее значение, как это следует из рисунка 4.7, равно 1300°С и достигается
на 125-й секунде спуска на высоте 68 км (рисунок 4.8).
155

4-1
1 - точка на конце радиуса сферы исходящего под углом 0°; 2 - 30°; 3 - 60°; 4 - 90°.
Рисунок 4.6. Тепловые потоки к поверхности СГК сферической формы (масса 400 кг, диаметр
жесткой сферы 4 м) при начальных условиях: И=\00 км, У=7350 м/с, 0= -1,3°
Рисунок 4.7. Изменение равновесной температуры в критической точке жесткой сферы СГК
диаметром 4 м при спуске в плотной атмосфере до посадки на земную поверхность
q, кПа V, м/с Н, км
Рисунок 4.8. Траекторные параметры СГК в форме жесткой сферы диаметром 4 м до момента
ввода в действие парашютной системы (М=2)
156

4-1
Далее предполагается, что СГК спускается до поверхности без изменения формы
жесткой сферы диаметром 4 м. Тепловая защита СГК в этом случае выбирается исхо¬
дя из аэротермодинамических параметров, изменение которых при спуске отражено
на рисунках 4.6, 4.7 и 4.8, а их максимальные значения сведены в таблицу 4.6.
Таблица 4.6. Максимальные значения аэротермодинамических параметров при спуске
с высоты 100 км до посадки на земную поверхность сферического СГК диаметром 4 м
параметр
значение
плотность теплового потока г/, кВт/м2
302
температура в критической точке Тр, °С
1300
скоростной напор с/\ Па
2900
Результаты представленных выше расчетных аэротермодинамических исследова¬
ний свидетельствуют о возможности безымпульсного спуска грузов с МКС за счет
аэродинамического торможения спускаемого контейнера в верхних слоях атмосферы
Земли. Для реализации этого следует использовать технологию спускаемых аппара¬
тов с надувными тормозными устройствами. Для этого спускаемый грузовой контей¬
нер СГК должен быть снабжен НТУ, герметично соединенным с СГК и развертывае¬
мым после некоторого удаления от МКС при наддуве оболочки НТУ газом. СА СГК
с НТУ после наддува приобретает сферическую форму. Диаметр сферы выбирается
с учетом массы СА и ограничений на температуру оболочки НТУ.
Наиболее целесообразным вариантом конструкции СА с НТУ СГК для безымпуль¬
сного спуска грузов с МКС является вариант с разрушением под воздействием тем¬
пературы оболочки НТУ сразу же при входе в плотные слои атмосферы (Я-100 км).
В этом случае НТУ выполняет только свою прямую задачу, т.е. обеспечивает тор¬
можение СА СГК в разреженной атмосфере от высоты 400 до 100 км. Размеры НТУ
при этом выбираются такими, чтобы обеспечить, во-первых, сохранность оболочки
НТУ, выдерживающей температуру до 600°С, и, во-вторых, целесообразную продол¬
жительность аэродинамического торможения.
Для поддержания формы НТУ в этом варианте необходимо, чтобы давление в гер¬
метичной оболочке НТУ поддерживалось на уровне нескольких сот миллибар.
Для демонстрации возможности применения технологии СА с НТУ для доставки
грузовых контейнеров с МКС и с других орбитальных КА достаточно организовать
и провести простой по схеме и конструкции СА с НТУ описываемый ниже летный
эксперимент с использованием результатов представленных выше аэротермодинами¬
ческих расчетов.
0 схеме и технических вопросах организации летного
эксперимента по спуску с МКС грузового контейнера
с использованием технологии СА с НТУ
Макет СГК с НТУ, как показано на рисунке 4.1, должен состоять из жесткой кон¬
струкции контейнера и надувной пленочной конструкции.
Лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) выполняется в виде сферического сег¬
мента радиусом, равным радиусу выбираемого НТУ. Диаметр ЛАЭ может быть равен
D=1,0 м. НТУ герметично соединяется по контуру с ЛАЭ и при развертывании обра¬
зует за счет подачи азота в герметичную полость НТУ форму СА в виде сферы.
В контейнере выделяются отсеки для размещения системы наполнения НТУ, слу¬
жебной и регистрирующей аппаратуры.
157

4-1
V, м/с Н, км
7850
7800-3
7750
7700
7650
7600
7550 н
7500 J
V, м/с Н, км
7850
7800
7750
7700
7650
7600
7550
7500
7450
V, м/с Н, км
7850
7800 4
7750 -j
7700 4
7650-j
7600-j
7550-j
7500 J
V, м/с H, km
7850 -n
7800-j
7750 -j
7700-j
7650-1
7600-1
7550
7500
4 f,4 5
a - 300; 6 - 250; в - 200 и г - 150 км до момента входа в атмосферу на высоте 100 км.
Рисунок 4.9. Графики изменения высоты и скорости при сходе СГК с НТУ с разных высот
до высоты 100 км
Вес жесткой части макета СГК должен составлять около 20 кг.
Радиус R сегментального лобового экрана принимается равным 1,5 м. Тогда СГК
приобретает соотношение R/D= 1,5, характерное для форм спускаемых в атмосферах
планет аппаратов, обладающих высоким коэффициентом аэродинамического сопро¬
тивления Cv„=l,5... 1,7 в зависимости от формы донной части СГК (конической, сфе¬
рической или сегментальной).
Оболочка НТУ выполняется многослойной, представляющей собой две-три
встроенные и плотно прилегающие по всей поверхности друг к другу сферы диаме¬
тром 3 м, выполненные из тонкой термостойкой пленки.
Далее рассмотрены следующие высоты начала аэроторможения в разреженной ат¬
мосфере Земли: #=300; 250; 200 и 150 км и соответствующие им скорости: К =7727;
7756; 7786 и 7815 м/с.
158

4-1
Угол 0 входа СА с НТУ СГК в атмосферу на указанных высотах принят одинако¬
вым и равным минус 0,5°.
Макет СГК с НТУ в сложенном состоянии выводится носителем на соответству¬
ющую высоту, отделяется от носителя, НТУ развертывается за счет наддува газом
и осуществляет торможение аппарата в разреженной среде.
На рисунке 4.9 приведены результаты расчета изменения высоты Я и скорости V
СГК с НТУ при сходе с высот.
Из графиков видно, что время аэроторможения до момента достижения высо¬
ты 100 км существенно зависит от высоты, на которой оно начинается. Так, если
для СГК, отделенного от носителя на высоте 300 км, это время составляет 17,2 часа
11032 минуты) и аппарат совершает 11 витков вокруг Земли, то при Я=150 км вход
в плотные слои атмосферы состоится всего через 11 минут после отделения. Для вы¬
сот 250 и 200 км времена полета в разреженных слоях атмосферы соответственно
составят 216 и 31 минут.
Таблица 4.7 содержит данные о начальных условиях входа СА с СГК в атмос¬
феру на высоте 100 км после аэродинамического торможения в разреженных слоях
атмосферы.
Таблица 4.7. Условия входа СА СГК в атмосферу на высоте 100 км
параметр
:
начальная высота схода с орбиты
300
250
200
150
скорость, м/с
7517
7519
7496
7539
угол, град
- 0,9785
- 0,9453
-0,9669
-0,9199
скоростной напор, Па
= 15
= 15 •
= 15
~ 15
Данные таблицы 4.7 свидетельствуют о том, что начальная высота ввода СА СГК
в разреженные слои атмосферы (высота отделения макета СА СГК от носителя) прак¬
тически не влияет на условия входа в атмосферу на высоте 100 км. Максимальное
значение скоростного напора при движении в разреженной атмосфере независимо
от начальной высоты спуска достигается на высоте 100 км, практически одинаково
нравно около 15 Па.
При дальнейшем спуске СА СКГ с НТУ сферической формы диаметром 3 м
в атмосфере приблизительно на 120-й секунде от момента входа достигается мак¬
симальный скоростной напор 250...260 Па. Следовательно, разность между давле¬
нием наддува НТУ и давлением окружающей среды должна быть выбрана равной
1000... 1040 Па, что составляет величину, равную четырем скоростным напорам. Та¬
ким образом, материал оболочки НТУ должен выдерживать указанную аэродинами¬
ческую нагрузку.
На рисунке 4.10 приведен пример зависимостей высоты Я, скорости V и скорост¬
ного напора q в продолжение спуска СА СГК в плотной атмосфере.
Время спуска СА СГК с НТУ диаметром 3 м в плотных слоях атмосферы состав¬
ляет около 1680 секунд (28 минут). В течение половины этого времени макет СГК со¬
вершает установившееся движение в соответствии с плотностью воздуха, и скорость
посадки составит около 10,58 м/с.
На рисунке 4.11 представлено изменение плотности тепловых потоков при спу¬
ске экспериментального макета СГК в плотных слоях атмосферы. Тепловые потоки
определены в четырех точках на поверхности сферы: 1 - критическая носовая точка
(жесткая часть СГК), точка 2 удалена от точки 1 на длину дуги в 30°, точка 3 - в 60°,
точка 4 - в 90°.
159

4-1
q, кПа V, м/с
300 —, 8000 -
250
200-
150-
7000
6000-
5000
4000 Ч
Н, км
100
90
80
70
60
50
0	400	800	1200	1600	2000	f,	с
параметры спуска СА СГК в атмосфере Земли до посадки со
100 —
3000-
2000 -Е
1000-^
Рисунок 4.10. Траекторные
скоростью 10,58 м/с
Рисунок 4.11. Изменение плотности теплового потока в четырех точках на лобовой
поверхности НТУ СА СГК при спуске с высоты 100 км до момента посадки
160

4-1
Рисунок 4.12. Равновесная температура поверхности СГК с /77=20 кг, НТУ d= 3 м при спуске
в атмосфере до посадки на земную поверхность
В силу того, что условия входа СА СГК в атмосферу на высоте 100 км практи¬
чески одинаковы (таблица 4.7) для рассмотренных высот заброса макета в космос,
такие же зависимости справедливы и для остальных высот.
Судя по рисунку 4.11, максимальных значений тепловые потоки на поверхности
НТУ СГК достигают на 80-й секунде и они составляют: в точке 1 98 кВт/м2; 75 кВт/м2 -
в точке 2; 32 кВт/м2 - в точке 3 и 10 кВт/м2 - на боковой поверхности сферы (точка 4).
Уровень тепловых потоков на донной поверхности сферического НТУ макета можно
принять таким же, как и в точке 4.
Максимальные значения плотности теплового потока в точках 1, 2, 3 и 4 СГК
с НТУ при аэроторможении в разреженных слоях атмосферы составляют соответ¬
ственно 48, 37, 18 и 5 кВт/м2 и достигаются в момент входа в атмосферу на высоте
100 км.
На рисунке 4.12 показан пример изменения равновесной температуры пленки НТУ
СА СГК. Расчеты проведены при значениях s и Ах, равных соответственно 0,8 и 0,5.
Максимальная температура поверхности НТУ макета СГК с НТУ массой 20 кг и диа¬
метром 3 м не превысит 900°С (точка 2). При этом температура на поверхности НТУ
уменьшается в направлении от носовой к боковой части НТУ более чем в два раза.
Полученный уровень температуры обеспечивает возможность изготовления НТУ для
СГК из термостойкой пленки. К моменту входа в плотные слои атмосферы темпера¬
тура пленки НТУ не превышает 700°С.
Экспериментальный макет СГК с НТУ может быть доставлен на орбиты высотой
150,200, 250 или 300 км в качестве попутного груза к запускаемым НПО им.С.А. Ла¬
вочкина космическим аппаратам.
161

4-1
Макет СГК с НТУ входит в состав соответствующей космической головной части
(КГЧ) и должен включать адаптер для закрепления на конструкции запускаемого КА
или разгонного блока. Адаптер снабжается толкателем, обеспечивающим в заданный
момент времени соответствующую скорость отделения СГК от основной части КГЧ.
Сброс макета СА СГК может быть осуществлен и с борта МКС.
После отделения СГК от носителя с помощью радиолокационных средств опреде¬
ляется начальная скорость движения макета СА СГК с развернутым НТУ.
Далее по трассе полета наземными системами наблюдения осуществляется сле¬
жение за полетом макета с определением его траекторных параметров. По получен¬
ным данным траекторных измерений осуществляется расчетный прогноз времени
и района входа СГК с НТУ в атмосферу на высоте 100 км.
Нацеленные на прогнозируемый район входа макета СА СГК в атмосферу радио¬
локационные системы уточняют этот момент входа в плотную атмосферу и наблюда¬
ют начальный участок его движения в атмосфере. В случае доступности района при¬
земления (приводнения) макета СА СГК в этот район может быть отправлена группа
поиска на имеющихся видах транспортных средств.
По экспериментальным данным траекторных изменений может быть уточнена ма¬
тематическая модель движения СГК с НТУ в разреженной среде, аэродинамические
характеристики его формы и параметры разреженной атмосферы.
Система наполнения НТУ экспериментального СГК служит для наддува герме¬
тичной полости НТУ объемом около 14 м’ азотом. Для поддержания формы НТУ при
аэроторможении в разреженной атмосфере на борту СГК необходимо иметь 8... 10г
газа. Этого количества достаточно, чтобы иметь в полости НТУ давление 60 Па, кото¬
рое в четыре раза превышает максимальное значение скоростного напора.
В случае реализации летного эксперимента СГК со спуском сохраняемого НТУ до
поверхности Земли необходим донаддув полости НТУ (по мере увеличения атмос¬
ферного давления при снижении СА СГК) до избыточного давления 1040 Па. В этом
случае на борту экспериментального макета необходимо иметь запас газа около 17 кг.
Необходимость этого запаса может быть исключена путем конструктивного реше¬
ния забора воздуха в течение спуска из окружающей атмосферы.
Служебная аппаратура включает системы контроля времени, исполнительных ор¬
ганов для реализации циклограммы функционирования макета СГК с НТУ.
В состав регистрирующей аппаратуры входят система датчиков температуры кон¬
структивных элементов СГК и давления в полости НТУ, а также датчики угловых
скоростей и ускорений с различным диапазоном чувствительности.
Результаты проведенных расчетов аэротермодинамических и траекторных па¬
раметров при аэроторможении в разреженных и плотных слоях атмосферы Земли
грузового контейнера с надувным тормозным устройством свидетельствуют о воз¬
можности реализации летного эксперимента по спуску с орбит высотой до 300 км
СГК с НТУ суммарной массой 20 кг на поверхность Земли. Для этого необходимо
изготовить макет СГК с НТУ диаметром 3 м с соответствующими системами функци¬
онирования макета на всех этапах полета. НТУ изготовляется из термостойкой мно¬
гослойной пленки с температурой разрушения не более 900°С.
В случае использования сферического НТУ для торможения СГК до его посадки
на поверхность масса потребного для наддува НТУ газа будет составлять 70...80%
от общей массы аппарата.
162

НЭСИСТЕМА ДОСТАВКИ ГРУЗОВ С МЕЖДУНАРОДНОЙ
КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ НА БАЗЕ РОССИЙСКОЙ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ КАПСУЛЫ «РАДУГА»
К 30 июня 2001 года НИЦ, им Г.Н. Бабакина по заказу Astrium GmbH (с 2006
по 2013 гг. - European Aeronautic Defence and Space Company Astrium (EADS - Евро¬
пейский аэрокосмический и оборонный концерн) закончил разработку проекта «Си¬
стема доставки грузов с Международной космической станции на базе спускаемой
капсулы «Радуга» (рисунок 4.13) и выпустил Научно-технический отчет «ISSDLS-
RP-OOOI версия 5, 06/30/01» (см. Приложение). Финансирование проекта осущест¬
влялось Международным научно-техническим центром (МНТЦ).
Рисунок 4.13. Логотипы предприятия-разработчика, проекта и заказчика
Для доставки на Землю полученных в результате исследований на борту орбиталь¬
ных пилотируемых и автоматических космических станций материалов существуют
транспортные космические средства малой грузоподъемности - от 100 до 400 ки¬
лограммов. Эти средства эффективны в тех случаях, когда использование крупных
космических транспортных систем типа «Союз ТМ», «Прогресс М», Space Shuttle,
Dragon, ATV не целесообразно по техническим или экономическим соображениям.
К средствам малой грузоподъемности относится и российская возвращаемая бал¬
листическая капсула (ВЬК) «Радуга», разработка которой началась в конце 80-х годов
в связи с расширением научных и прикладных программ исследований в космиче¬
ском пространстве, в том числе и на орбитальной станции «Мир».
Конструкция ВБК «Радуга» и её модификации - капсулы DLS
Максимальная масса капсулы «Радуга» - 350 кг, масса доставляемого ею полез¬
ного груза - до 150 кг. Длина ВБК «Радуга» - 1,47 м, максимальный диаметр - 78 см.
Точность приземления вдоль трассы ±125 км, боковой разброс ±15 км, скорость по¬
садки с использованием парашюта - 8 м/с.
В период с 1990 по 1994 гг. было выведено на орбиту и возвращено на Землю
девять этих капсул (одна из них после возвращения не была найдена), с помощью
которых с орбитального комплекса «Мир» было доставлено более 500 кг материалов
с результатами исследований (Гудилин В.Е., 1996).
На рисунке 4.14 слева схематически показана конструкция ВБК «Радуга» в ориги¬
нальном исполнении, приведены масса и внешние границы охватываемых ими объ¬
ёмов. Капсула имеет внутренний объем 106 л для размещения груза, доставляемого
на земную поверхность. В этом объеме можно поместить около 150 кг полезного гру¬
за при коэффициенте загрузки *=1,4 или 75 кг при *=0,7.
163

-2
теплозащита
/
теплоизоляция
пусковой контейнер
транспортного корабля «Прогресс-М»
350 кг
масса капсулы
350 кг
объем транспортного контейнера \
с учетом теплозащиты и теплоизоляции ^
216л
189л
полезный объем внутри транспортного
контейнера без учета теплозащиты
160л	186л
полезный объем внутри транспортного
контейнера для размещения полезной
зки без учета теплозащиты и теплоизодя^и
106л	186л ^
максимальная масса полезной нагрузки
150 кг (К=1,41)	240	кг	(К=1,3)
масса полезной нагрузки при плотности
заполнения контейнера К=0,7
75 кг	130 кг
27 л
теплозащиты
и теплоизоляции
нет
Рисунок 4.14. Сравнение объемно-компоновочных характеристик ВБК «Радуга» и DLS
На внешней поверхности корпуса ВБК «Радуга» конической формы малого угла
раствора нанесен слой тепловой защиты из материала, уносимого под тепловым воз¬
действием газа при аэродинамическом торможении. Эта поверхность ограничивает
объем, равный 216 л. На внутренней поверхности корпуса ВБК установлен слой те¬
плоизоляции, занимающий 54 л. Таким образом, объем теплозащиты и теплоизоля¬
ции ВБК «Радуга» составляет 110 л.
Если использовать для торможения этой капсулы лобовой экран, то объем тепло¬
защиты и теплоизоляции её существенно можно уменьшить. Правда, тогда попереч¬
ный размер капсулы возрастет в несколько раз.
модуль орбитальной станции
капсула с механизмом
выталкивания
транспортной грузовой
корабль «Прогресс-М»
агрегат	со	штатными грузами
для обслуживания станции
Рисунок 4.15. Схема размещения ВБК «Радуга» на борту ТГК «Прогресс М»
164

-2
Эксплуатируемая ВБК «Радуга» доставляется на МКС транспортным грузовым
кораблем (ТГК) «Прогресс М». Схема размещения капсулы в гермоотсеке ТГК пока¬
зана на рисунке 4.15. В транспортном положении ВБК помещается в боковом отделе¬
нии гермоотсека, а выталкивается из центральной части ТГК через люк, организован¬
ный под максимальный поперечник капсулы.
Чтобы оставить неизменными конструкцию гермоотсека ТГК «Прогресс М» и вы¬
талкивающего капсулу устройства, в НИЦ Бабакина решили применить технологию
СА с НТУ, незначительно изменив форму корпуса ВБК «Радуга» и снабдив её лобо¬
вым аэродинамическим экраном в виде надувного тормозного устройства.
Модификация формы корпусной части ВБК «Радуга» будет заключаться только
в организации в её хвостовой части дополнительного объема для размещения НТУ,
уложенного в компактный объем, и в замене конической части корпуса на цилиндри¬
ческую. При этом длина цилиндра укорачивается так, что объем её уменьшается все¬
го на 27 л.
Кроме того, мощная теплозащита и толстая теплоизоляция капсулы были замене¬
ны на значительно менее тонкие слои на внешней и внутренней поверхности корпуса.
Это обусловлено тем, что корпус ВБК будет находиться в донной области аппарата
и он защищен от набегающего воздушного потока лобовым аэродинамическим и те¬
плозащитным экраном. Поэтому для теплозащиты и теплоизоляции груза в ВБК по¬
требуются достаточно тонкие их слои.
Сравнить формы и параметры ВБК «Радуга» и её модификации, получившей
по инициативе Astrium GmbH индекс DLS (Descent&Landing System), можно, анали¬
зируя компоновочные схемы на рисунке 4.14. При заданном ограничении массы капсу¬
лы-350 кг объем для размещения полезной нагрузки у капсулы DLS составляет 189 л.
Максимальный объем полезной нагрузки - 186 л, т.е. на 80 л больше, чем у ВБК «Раду¬
га». Максимальная масса полезной нагрузки, которую можно разместить в указанном
объеме, 240 кг при плотности загрузки к= 1,3 и 130 кг - при плотности /с=0,7.
В таблице 4.8 представлены массы ВБК «Радуга», использованных ранее для до¬
ставки груза на земную поверхность, и веса этих грузов.
Таблица 4.8. Суммарные значения массы ВБК «Радуга» и доставленного груза
№ ВБК «Радуга»
I
2
3
4
5
6
7
8
масса ВБК
344,7
323,0
327,5
320,8
332,7
321,8
329,7
313,0
вес доставленного груза
113,1
94,1
147,0
121,8
95,3
106,1
110,0
114,0
Новая капсула DLS в соответствии с технологией СА с НТУ на разных этапах
эксплуатации может приобретать три конфигурации:
- при транспортировке надувное тормозное устройство, состоящее из двух каска¬
дов, уложено в компактный объем и закреплено в этом положении удерживающей
системой (рисунок 4.16);
- на этапе полета в космосе перед входом в атмосферу и при прохождении участ¬
ка траектории с гипер- и сверхзвуковыми скоростями движения (этап основного
торможения) DLS имеет форму с развернутым 1-м каскадом - основным НТУ
(ОНТУ), рисунок 4.17;
- на участке движения с дозвуковыми скоростями DLS имеет форму с одновремен¬
но развернутыми ОНТУ и дополнительным НТУ (ДНТУ), обеспечивающими за¬
данную скорость посадки, обусловленную безопасной для груза перегрузкой при
контакте с земной поверхностью (рисунок 4.18).
165

Рисунок 4.16. Компоновочная схема капсулы DLS с механизмом выталкивания
в транспортном положении
Рисунок 4.17. Компоновочная схема капсулы DLS с раскрытым основным НТУ
166
1620

Таким образом, капсула DLS, как и рассмотренные в предыдущих главах СА
с НТУ, относится к категории трансформируемых аппаратов (Финченко ВС. и др.,
2015; Finchenko V. et al., 2016).
Миделево сечение DLS в транспортном положении равно 0,62 м, с развернутым
ОНТУ - 2,5 м, с развернутым ДНТУ - 8,6 м при массе загруженной капсулы 350 кг.
Оболочка основного НТУ имеет форму части сферического сегмента радиусом
I м, переходящего в усеченный конус с углом при вершине 120° и диаметром 2,5 м.
Она состоит из шести поджатых друг к другу торовых оболочек и центральной
сплюснутой сферы, которые разделены перегородками, соединенными с наружной
п внутренней стороны коническими тканевыми оболочками.
приземление
в заданном
посадки
вход в атмосферу
?
включение ДУ
на торможение
увод корабля с траектории
движения капсулы
разворот ТГК на 180°
нацеливание выталкивание капсулы
ввод и наполнение
оболочки НТУ
Рисунок 4.19. Схема ввода капсулы DLS в атмосферу и расхождения с ТГК
167

Дополнительная оболочка НТУ (ДНТУ) имеет форму усеченного конуса с углом
при вершине 120°. Верхнее основание конуса диаметром 8,6 м выполняется в виде
тора с диаметром 40 см и соединяется с основной оболочкой тканью с силовым лен¬
точным набором.
На рисунке 4.19 проиллюстрирована схема организации ввода капсулы DLS в ат¬
мосферу Земли и посадки.
Конструкция капсулы DLS для доставки грузов с МКС
В состав капсулы DLS входят следующие основные элементы и системы:
- лобовой экран в виде надувного тормозного устройства, воспринимающего при
движении в атмосфере аэродинамическую и тепловую нагрузки;
- система наполнения оболочек ОНТУ и ДНТУ газом наддува;
- система пиротехнических устройств (Ефанов В.В., 2000; Ефанов В.В., Короле¬
ва Т.В., 2000; Горовцов В.В., Ефанов В.В. и др., 2000) для вскрытия источников
газа системы наполнения НТУ и разрыва связей системы, удерживающей НТУ
в транспортном положении;
- комплекс бортовой аппаратуры;
- контейнер для размещения полезной нагрузки.
Надувное тормозное устройство состоит из основной и дополнительной оболо¬
чек. Размеры О НТУ выбирались из условия обеспечения необходимого тормозного
аэродинамического импульса к моменту ввода дополнительного НТУ.
Размеры ДНТУ выбирались с целью обеспечения необходимой скорости посадки.
Величина избыточного давления в полости оболочек НТУ выбрана из условий ис¬
ключения местной потери формы.
В отличие от СА с НТУ серии «Демонстратор» DLS не имеет жесткой носовой ча¬
сти. Наличие мягкой носовой части обеспечивает дополнительную амортизацию ВБК
при посадке и исключает необходимость заделки гибкой тепловой защиты в жесткой
части лобового экрана, свойственную для СА с НТУ серии «Демонстратор».
Выбор 120-градусного угла конуса носовой части DLS обусловлен в -1,45 раза
меньшим баллистическим коэффициентом СА с ЛАЭ, чем у конуса 90°, за счет более
высокого коэффициента аэродинамического сопротивления. Кроме того, теплозащи¬
та на лобовой поверхности DLS испытывает более низкие тепловые нагрузки, чем
90-градусные ЛАЭ. В таблице 4.9 приведены значения некоторых сравниваемых па¬
раметров, характерных для 120- и 90-градусных конусов, рассчитанные для входа их
в атмосферу со скоростью 7,68 км/с и углом минус 2 град для аппарата с массой 350 кг.
Таблица 4.9. Аэротермодинамические параметры 120- и 90-градусного ОНТУ
параметр
угол конуса ОНТУ
о
О
O'
120°
q"‘, кВт/м2
критическая точка
1220
875
боковая поверхность
730
600
кромка донная
640
510
0 max, Па
юзоо
6950
Р'о, Па
21200
14000
То, К
6200
6100
Н0. МДж/кг
29,7
29,7
Qy, МДж/м2
136
93
т, сек, продолжительность теплового воздействия
225
210
168

В процессе движения в атмосфере Земли на оболочку (основную и дополнитель¬
ную) воздействуют тепловые и аэродинамические нагрузки при поэтапном вводе их
в действие. ДНТУ на этапе основного аэродинамического торможения от раскрытия
удерживается чехлом, который закрепляется по внутреннему контуру ОНТУ под гиб¬
кой теплозащитой (см. рисунок 4.17).
Тепловая защита ОНТУ выполнена гибкой и предназначена для обеспечения со¬
хранности обеих оболочек НТУ при воздействии высокотемпературного газового по¬
тока во время спуска.
Гибкая теплозащита с чехлом закреплена на шпангоуте отсека служебной аппара¬
туры DLS с помощью ленточных элементов, которые зарифованы силовым шнуром,
с установленными на ней пироножами (на рисунке 4.17 не показаны).
При достижении дозвуковой скорости движения по команде блока управления
силовой шнур разрезается и происходит освобождение ленточных элементов чехла
и гибкой теплозащиты. Под действием газа, подаваемого в оболочку ДНТУ, проис¬
ходит ее раскрытие и одновременно сброс гибкой тепловой защиты, что приводит
к уменьшению посадочной массы капсулы и, соответственно, скорости посадки.
Система наполнения предназначена для наполнения оболочки ОНТУ газом при раз¬
вертывании ее в рабочее положение до входа в атмосферу Земли и оболочки ДНТУ
при развертывании после достижения дозвуковой скорости спуска.
В состав системы наполнения входят:
- пиротехнические газогенераторы;
- дроссельные шайбы, обеспечивающие необходимый расход рабочего тела по вре¬
мени для первоначального наполнения и ступенчатого донаддува оболочки ОНТУ
по мере повышения внешнего давления;
- гибкий трубопровод для соединения системы наполнения с оболочками ОНТУ
и ДНТУ.
Рабочее тело системы - газообразный азот. Пиротехническая система наддува под¬
держивает в ОНТУ избыточное (по отношению к нарастающему давлению окружа¬
ющей среды) давление, не выходящее из диапазона 3.. .30 кПа и в ДНТУ - 3... 15 кПа.
Температура газообразного азота на входе в оболочки НТУ +50°С.
Система пиротехнических устройств для разрифовки и ввода НТУ с гибкой
тепловой защитой (ГТЗ) в рабочее состояние удерживает НТУ и ГТЗ в уложен¬
ном положении в лобовой части капсулы DLS с помощью охватывающих укладку
лент. Концы лент заведены на стягивающий шнур, на котором установлены два пи¬
роножа. При срабатывании пироножей ленты, стягивающие укладку, освобождают¬
ся и основная оболочка НТУ при подаче газа, расправляя тепловую защиту, приобре¬
тает форму конического лобового аэродинамического и теплового экрана.
Устройство разрифовки предназначено для освобождения силового шнура и обе¬
спечения развертывания дополнительного НТУ и состоит из двух пироножей, распо¬
ложенных диаметрально противоположно по периметру оболочки и одновременно
разрезающих шнур в двух точках.
Массовая сводка капсулы DLS получена при проектировании трех возможных ва¬
риантов загрузки её объема грузом: до 170, 200 и 350 кг.
Результаты проектирования приведены в таблице 4.10.
169

Таблица 4.10. Массовая сводка капсулы DLS для доставки грузов с МКС
№
наименование
масса, кг
масса, кг
масса, кг
капсула
170
200
350,0
конструкция
17,5
17,5
20,5
I
- корпус
12,0
12,0
12,0
- кожух НТУ
5,5
5,5
8,5
НТУ
44,4
46,9
71,6
О
- основное НТУ со шлангами
8,24
8,24
8,1
- дополнительное НТУ со шланг.
12,65
12,65
19,5
- ГТЗ
23,5
26,0
44,0
3
система наполнения НТУ
12,0
12,0
16,1
4
механизм разрифовки ГТЗ
0,6
0,6
0,6
5
система разрифовки НТУ
1,5
1,5
1,5
комплекс бортовой аппаратуры
10,0
10,0
10,0
- блок управления
2,5
2,5
2,5
6
- батарея
2,2
2,2
2,2
- телеметрические датчики
1,85
1,85
1,85
- автономный радиомаяк
1,0
1,0
1,0
БКС
2,45
2,45
2,45
7
ЭВТИ
1,2
1,2
1,2
8
амортизация
2,0
2,0
2,0
9
полезная нагрузка
80,80
108,2
226,5
Аэротермодинамические параметры капсулы DLS
для доставки грузов с МКС
В обеспечение выбора при проектировании капсулы DLS её формы, габаритов,
тепловой защиты и теплоизоляции ОНТУ и ДНТУ и определения траекторных пара¬
метров спуска в атмосфере проведены расчеты её аэродинамических характеристик,
силовой и тепловой нагрузок на соответствующих этапах полета.
Форма и конструкция ОНТУ и ДНТУ выбраны в виде 120-градусного конуса,
как и в проекте СА с НТУ «Система спасения РБФ». Весь набор аэродинамических
характеристик (АДХ) при различных углах атаки а приведен в таблицах 4.11-4.18
(табл. 4.11 -4.15 - АДХ ОНТУ, табл. 4.16-4.18 - АДХ ДНТУ).
При определении коэффициентов сил и моментов СА с ОНТУ и СА с ДНТУ
принимались во внимание значения их миделевых сечений - для ОНТУ - 2,5 м,
для ДНТУ - 8,6 м.
Коэффициент момента т: относительно поперечной оси (тангажа) определен от¬
носительно носка аппарата.
Коэффициенты осевой Cv. и нормальной С, сил, момента т:, и демпфирующего
момента тг"'~ при М33 посчитаны с использованием модифицированного метода Нью¬
тона с неопределенностью: Сх ±5%; С,., т:, тг"у/ ±8%. При М<1,5 коэффициенты Сд,
Су, т., т.1"- определены путем интерполяции результатов продувок конусов 120° с раз¬
личными радиусами заругления кормовой кромки ОНТУ и ДНТУ (Мишин Г.И., 1980;
Гувершок С.В. и др., 2009; Guvernyuk S.V. et al., 2009). При этом неопределенности
составляют: для Сд±10%, С,, т., и т"" ±15%.
После раскрытия ДНТУ форма DLS также будет соответствовать конусу с углом
раствора 120°, поэтому АДХ принимаются теми же, что и для ОНТУ и с теми же
неопределенностями.
170

Таблица 4.11. Зависимость коэффициента осевой силы СЛ от числа Маха при а=0°
м
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
2,0
2,2
2,4
3,0
>4,0
С,
0,8
0,9
1.0
1,1
1,2
1,3
1,36
1,4
1,42
1,44
1,45
1,46
1,47
1,48
Таблица 4.12. Зависимость коэффициента осевой силы Сх от угла атаки а и числа М
а, град
М=0,6
М=1,2
М>4
0
1
1,3
1,8
5
0,985
0,99
0,985
10
0,963
0,98
0,968
15
0,93
0,96
0,94
20
0,895
0,925
0,91
25
0,85
0,891
0,87
30
0,8
0,85
0,82
35
0,73
0,807
0,76
40
0,65
0,76
0,70
Таблица 4.13. Зависимость коэф(
шциента нормальной силы С, (М, а)
а, град
М=0,6
М=1,3
М=2,5
М>3
0
0
0
0
0
5
0,035
0,039
0,0645
0,07
Ю
0,07
0,078
0,129
0,14
15
0,105
0,117
0,1935
0,205
20
0,14
0,156
0,258
0,27
25
0,175
0,195
0,3225
0,337
30
0,21
0,234
0,387
0,405
35
0,245
0,273
0,4515
0,47
40
0,28
0,312
0,516
0,5
Таблица 4.14. Коэффициент момента относительно поперечной оси /ц-(М, а)
а, град
М=0,6
М=1,3
М=2,5
М>3
0
0
0
0
0
5
-0,017
-0,0195
-0,0322
-0,0339
10
-0,035
-0,039
-0,0645
-0,0700
15
-0,052
-0,0585
-0,0967
-0,1050
20
-0,070
-0,0780
-0,1290
-0,1400
25
-0,087
-0,0987
-0,1612
-0,1750
30
-0,105
-0,1170
-0,1935
-0,2110
35
-0,122
-0,1365
-0,2257
-0,2450
40
-0,140
-0,156
-0,2580
-0,2500
171

Таблица 4.15. Коэффициент демп(
зирующего момента /77Г',,Г(М, а)
а, град
М=0,6
М=0,8
М=1,3
М>3
0
-0,11
0,075
0,25
-ОД 5
5
-0,1
0
0,18
-0,15
К)
-0,089
-0,089
0,075
-0,15
15
-0,075
-0,15
-0,12
-0,15
20
-0,06
-0,125
-0,2
-0,15
25
-0,043
-0,09
-0,2
-0,15
30
-0,023
-0,055
-0,2
-0,15
35
0
-0,018
-0,2
-0,15
40
0,025
0,02
-0,2
-0,15
Таблица 4.16. Коэффициент осевой силы СЛ при а =0° (ДНТУ развернуто)
М
0
0,05
0,1
0,2
0,4
0,6
0,8
С
0,9
0,9
0,904
0,91
0,93
0,98
1,08
Таблица 4.17. Коэффициент осевой силы Сх (М, а) (ДНТУ развернуто)
а, град
М=0,8
М=0,6
М=0,4
М=0,05
0
1,08
0,98
0,93
0,9
10
1,08
0,98
0,93
0,9
20
1,075
0,975
0,925
0,895
30
1,052
0,954
0,906
0,876
Таблица 4.18. Коэффициент демпфирующего момента /77_-‘”-"(М, а) (ДНТУ развернуто)
а, град
/77-"’-
М=0,8
М=0,6
0
0,075
-0,11
2
0,055
-0,107
5
0,01
-0,1
10
-0,085
-0,0875
13
-0,135
-0,08
15
-0,145
-0,075
18
-0,13
-0,067
20
-0,12
-0,06
28
-0,07
-0,0325
36
0
0,005
40
0,025
0,0275
Тепловые нагрузки на DLS на этапе аэродинамического торможения
Расчет теплового воздействия набегающего потока газа атмосферы при входе
капсулы DLS в атмосферу Земли проводился в соответствии с принятой методикой
и реализованной в программе расчета на ПЭВМ (Иванков А.А., 1994).
Методика расчета предусматривает в качестве исходных данных задание геоме¬
трических характеристик элементов конструкции DLS, их конфигурации, допусти¬
мых температур и теплофизических свойств используемых материалов, а также пара¬
метров траектории полета DLS.
172

Параметры траектории полета DLS в атмосфере Земли: скорость V и высота И
задавались в виде таблиц по времени т в узловых точках и при численном решении
задачи аппроксимировались посредством интерполяции линейными или кубически¬
ми сплайнами для любого момента времени. Изменение атмосферных параметров:
температуры, давления и плотности воздуха по высоте определялось в соответствии
сданными стандартной атмосферы (ГОСТ4401-81, 1982).
При определении теплового воздействия на DLS набегающего потока воздуха
рассчитывались конвективные и лучистые тепловые потоки, обусловленные излуче¬
нием высокотемпературного воздуха (с температурой Т-4000...6000 К) из ударного
слоя возле лобовой поверхности DLS (Борисов В.М., Иванков А.А., 1992). Следует
отметить, что при рассмотренных режимах обтекания со скоростью входа К<8000 м/с
и характерном размере DLS < 3 м расчетные лучистые тепловые потоки не превыша¬
ли 1% от значений конвективных тепловых потоков в наиболее теплонапряженных
точках траектории полета.
Конвективные тепловые потоки рассчитывались в зависимости от режимов тече¬
ния, реализуемых у поверхности DLS. Режимы течения определялись по числу Кнуд-
сена (Кп) и менялись при входе DLS в атмосферу Земли от свободномолекулярно¬
го режима течения до сплошного, включая переходной режим и режим течения со
скольжением.
При расчете конвективных тепловых потоков для сплошного режима течения учи¬
тывался характер обтекания DLS (ламинарный или турбулентный) в зоне исследуе¬
мой точки. Для исследуемой формы DLS - затупленный по сфере конус - при нулевом
угле атаки в окрестности передней критической точки DLS реализуется ламинарный
тип течения. Затем при движении вдоль образующей поверхности DLS характер тече¬
ния постепенно меняется от ламинарного к турбулентному. Ввиду отсутствия четкой
границы перехода от ламинарного течения к турбулентному расчет тепловых потоков
в переходной зоне течения проводился как для ламинарного, так и для турбулентного
течений, и из двух значений выбиралось наибольшее, обеспечивающее необходимый
запас работоспособности конструкции DLS.
Расчет прогрева теплозащитного покрытия ОНТУ DLS и уноса его материала
проведен в одномерной постановке, с использованием нестационарного уравнения
теплопроводности с подвижной (обтекаемой газом) границей области решения. Учи¬
тывался одномерный перенос тепла в нормальном к поверхности тела направлении
(градиенты температуры в продольном к поверхности тела направлении в большин¬
стве случаев значительно меньше). В качестве граничных условий к уравнению те¬
плопроводности рассмотрены условия 1-го, 2-го и 3-го типов.
Решение рассмотренной краевой задачи проведено численно методом сеток с ис¬
пользованием неявной однородной разностной схемы повышенного порядка точно¬
сти. В условиях рассматриваемой задачи при решении уравнения теплопроводности
с разрывными коэффициентами на границах слоев теплозащитного слоя ОНТУ с раз¬
личными теплофизическими свойствами применение такой схемы оправданно.
По приведенной выше методике с помощью разработанного программно-алгорит¬
мического обеспечения на ПЭВМ (Иванков А.А., 1994) была проведена серия рас¬
четов, в которой для лобовой поверхности DLS определялись тепловые потоки q„.
к исследуемым точкам поверхности, а также рассчитывались параметры торможения
набегающего потока воздуха: удельной энтальпии торможения Н0, давления торможе¬
ния Р{) и температуры торможения Т0 за ударной волной.
173

Значение температуры торможения Т0 определялось по таблицам вида Н(Р,Т) -
удельной энтальпии высокотемпературного равновесного воздуха от значений дав¬
ления и температуры, по значениям Р{) и Я(, посредством интерполяции. Следует
отметить, что Р0 и Т0 являются важными газодинамическими параметрами, т.к. с точ¬
ностью до 5% характеризуют давление и температуру газа за ударной волной и у по¬
верхности тела в окрестности оси симметрии течения.
Рисунок 4.20. Положение точек 1, 2 и 3 на лобовой поверхности капсулы DLS
Тепловые потоки рассчитывались к трем характерным точкам 1, 2 и 3 лобовой
поверхности DLS, показанным на рисунке 4.20. Точка 1 - передняя критическая точка
поверхности DLS; 2 - точка, отстоящая от оси симметрии DLS на расстоянии, равном
половине радиуса миделя DLS, т.е. 0,5-R; точка 3 соответствовала точке сопряжения
прямолинейной образующей конической поверхности НТО DLS с окружностью то-
рового закругления оболочки и отстояла от оси симметрии на расстоянии, равном
7?-r(l-cos(aKOH/2)), где г - радиус концевой торовой части оболочки ОНТУ DLS, ако||-
угол раствора конуса.
Рассмотрена расчетная серия, в которой варьировались массовые характеристики
DLS. Исходные данные для расчетной серии тепловых нагрузок на ОНТУ DLS пред¬
ставлены в таблице 4.19.
Таблица 4.19. Исходные данные для термодинамических расчетов при спуске DLS
массовые и геометрические характеристики DLS
условия входа в атмосферу
/77, КГ
D, м
ак<,м, °
ДК|,„ м
V, м/с
е,°
170
2,5
120
1,0
7721
-2
200
7721
350
7721
Рщхт - радиус сферического затупления конуса ОНТУ DLS.
174

О	50	100	150	200	250	300
Рисунок 4.21. Зависимости скоростного напора q, скорости V и высоты Н по времени спуска
DLS в земной атмосфере
7„ К
5000	;
4000 I
•!
!
зооо
i
2000 ■
:
I
1000 ]
о
Рисунок 4.22. Изменение параметров торможения газового потока у лобовой
поверхности DLS
верхняя кривая - в критической точке 1; средняя - в точке 2; нижняя - в точке 3 рисунка 4.20.
Рисунок 4.23. Изменение плотности теплового потока вдоль траектории спуска DLS
175

4-2
Далее в графическом виде представляется группа результатов расчета более на¬
пряженного в тепловом отношении случая спуска DLS массой 350 кг. В эту группу
входят зависимости по времени спуска траекторных параметров: высоты Н, скорости
V и скоростного напора q^V2/!, параметров торможения газового потока: энтальпии
Н0, давления Р{) и температуры То, а также кривые изменения плотности теплового
потока в трех характерных точках на лобовой поверхности ОНТУ DLS, показанных
на рисунке 4.20. Расчет проводился до момента достижения скорости DLS, соответ¬
ствующей дозвуковому значению числа Маха М=0,2.
Максимальная аэродинамическая нагрузка величиной около 3700 Па достигается
на 160-й секунде.
На рисунке 4.21 представлены рассчитанные зависимости скоростного напора г/,
скорости V и высоты Н по времени спуска DLS массой 350 кг в земной атмосфере.
Рассчитанные значения параметров торможения газового потока: энтальпии Я0,
давления Р0 и температуры Д, во время спуска DLS с развернутым ОНТУ представ¬
лены на рисунке 4.22. Здесь следует отметить достаточно продолжительное время
спуска DLS (около одной минуты) при высоком значении полной энтальпии газово¬
го потока - 29,7 МДж/кг (7100 ккал/кг). Также высоким (6000 К) является значение
температуры заторможенного потока в районе 100-й секунде полета на высоте 72 км.
Следующая часть результатов - рассчитанные значения удельных тепловых пото¬
ков <7„ - представлены на рисунке 4.23.
Зависимости термодинамических параметров при спуске в земной атмосфере
DLS других масс имеют вид, аналогичный приведенным на рисунках 4.21-4.23. Ос¬
новные параметры этих зависимостей сведены в таблицу 4.20.
Таблица 4.20. Основные параметры спуска DLS трех масс
масса
DLS, кг
время
спуска, с
Но,
МДж/кг
То,
К
<7.
Па
№№
точек
C/nm,
кВт/м2
Q,
МДж/м2
1
372
35,0
170
270
29,5
5700
1850
2
258
24,4
3
188
18,3
1
401
38,4
200
275
30,0
5800
2200
2
278
26,8
3
202
20,2
1
520
51,8
350
300
30,1
6000
3700
2
359
37,2
3
281
29,0
Отметим некоторые особенности поведения аэротермодинамических параметров,
сопровождающих спуск СА с НТУ DLS разной загруженности при спуске с МКС
в атмосфере Земли, по мере роста их массы от 170 до 350 кг:
- незначительное возрастание времени спуска до ввода ДНТУ в рабочее состояние;
- практически не изменяющиеся значения полной энтальпии Н0 газового потока
и температуры Т0 газа за ударной волной перед лобовой поверхностью DLS;
- значительное, в два раза, повышение аэродинамической нагрузки (скоростного
напора q) на ОНТУ DLS при увеличении массы аппарата со 170 до 350 кг;
- монотонное возрастание с увеличением массы DLS максимальных значений
плотности тепловых потоков qmax в точках поверхности ОНТУ и интегральных
значений тепловых потоков в этих точках Q, определяемых выражением
176

I
Qi=\q,(*)dx, / = 1...3,
о
где/ - время спуска DLS до введения в работу ДНТУ.
Как видно из таблицы 4.20, DLS массой 170 кг в критической точке поверхности
ОНТУ испытывает воздействие теплового потока величиной 372 кВт/м2, тогда как
DLS массой 350 кг - 520 кВт/м2. Соответственно, с увеличением массы DLS воз¬
растают в расчетных точках и интегральные тепловые потоки Q. Так, в критической
точке с увеличением массы DLS от 170 до 350 кг, интегральное количество тепла Q,
воспринятое ОНТУ в этой точке, возрастает за время спуска с 35,0 до 51,8 МДж/м2.
В соответствии с тепловыми нагрузками, воспринимаемыми лобовой поверхно¬
стью ОНТУ DLS, в зависимости от массы аппарата выбираются конструкция и пара¬
метры его гибкой тепловой защиты.
За годы создания СА с НТУ «Пенетратор», серии СА «Демонстратор», малых мар¬
сианских станций и др. НПО им. С.А. Лавочкина и НИЦ Бабакина с целью верифи¬
кации разрабатываемых на основе соотношений теории теплообмена (Анфимов Н.А.,
Румынский Н.А., 1982; Грынь В.И., 1984; Борисов В.М., Иванков А.А., 1992) матема¬
тических моделей, использованных в работах для расчёта параметров гибкой тепло¬
защиты {Иванков А.А., 2005; 2010) и реализованных в программно-вычислительном
комплексе {Иванков А.А., 2009), проводили испытания образцов тепловой защиты из
гибких материалов.
Изготавливаемые образцы различной конструкции испытывались в основном на
плазмотронах ЦНИИмаш (г. Королёв) и на торцевом холловском ускорителе (ТХУ)
Института тепломассообмена (ИТМО) имени А.В. Лыкова Национальной академии
наук Беларуси (г. Минск).
Результаты этих испытаний и расчётов для различного уровня тепловой нагрузки
от 50 до 2000 кВт/м2 на образцы сгруппированы в таблице 4.21 (параметры, обозна¬
ченные в таблице значком (*), получены расчётным путём).
Таблица 4.21. Параметры тепловой защиты, рекомендуемые для покрытия лобовой
поверхности СА ОНТУ
удельный
тепловой
поток, кВт/м2
количество
тепла,
МДж/м2
количество
слоев
ткани
расход СТИРОСИЛ-А
(от нар к внутр. слою),
кг/м2
количество
слоев
ЭВТИ
температура
оболочки
ОНТУ, °С
менее 50
до 1
2
0,8; 0,4
6-10
75-50
51...80
I...4
2
0,8; 0,4
13
50-90
80
6,5
2
1,2; 0,4
9
105
81...100
2...5
2
0,8; 0,4
13
60-100
101...150
5...10
3
1,2; 0,8; 0.4
13
50-100
151...250
10...15
3
1,3; 0,8; 0.4
20
40-80
251...400
15...20
3
1,3; 0,8; 0.4
20
80-100
400
11
2
М; 0,4
6
105
400
18
3
1,3; 0,8; 0,4
13
90
400
600
5*
(1,5; 1,3; 1,3; 0,8; 0,4)*
30*
90*
401...500
20... 30
3
1,5; 1,3; 0,4
25
60-100
501...600
15...20
3
1,5; 1,3; 0,4
30
50-90
501 600
15...20
4
1,5; 1,3; 1.3; 0,4
30
менее 60
2000
160
4s
(1,5; 1.3; 1.0; 0.4)*
20*
100*
177

-2
Образцы гибкой тепловой защиты представляли собой многослойную кон¬
струкцию, содержащую в зависимости от тепловой нагрузки от двух до пяти слоев
кремнезёмной ткани, каждый из которых пропитывался абляционным материалом
СТИРОСИЛ-А с расходом от 0,4 на первом, лежащем на оболочке ОНТУ, слое тка¬
ни КТМ-1 или ТПМ-8 до 0, 8 или 1,3 кг/м2, (с учетом того, что кремнеземная ткань
уже пропитана на всю свою толщину 0,2 мм расходом =0,2 кг/м2) на наружном слое
теплозащитного пакета (см. рисунки 1.33 и 1.43). Теплоизолирующие слои образцов
набирались от 6-ти до 30-ти слоев ЭВТИ-И.
Следует отметить, что с целью повышения надёжности ГТЗ, независимо от те¬
пловой нагрузки низкого уровня, она должна содержать не менее двух слоёв крем¬
незёмной ткани, пропитанной материалом СТИРОСИЛ-А. Причём нижний слой те¬
плозащитного пакета должен быть пропитан всегда исходя из расхода абляционного
материала 0,4 кг/м2, надежно, как показали испытания образцов последующих ГТЗ
СА с НТУ, обеспечивающим газонепроницаемость этого слоя. При срабатывании
ГТЗ во время спуска аппарата с НТУ абляция материала СТИРОСИЛ-А с этого слоя
недопустима.
Результаты таблицы 4.21 показывают, что, независимо от величины тепловой на¬
грузки, подбором количества соответствующих слоёв как в теплозащитном пакете
ГТЗ, так и в теплоизолирующем мате можно добиться необходимого уровня нагрева
герметичной оболочки НТУ.
При этом нельзя превышать величины 1,5 кг/м2 наружного слоя теплозащитного
пакета из-за повышенной ломкости на нём материала СТИРОСИЛ-А.
Опыт испытания многочисленных образцов ГТЗ показал наличие большой по¬
грешности (до 30%) в определении температуры как в межслойных пространствах
теплозащиты, так и защищаемой оболочки. Это вызвано трудностью обеспечения
одинаковой степени прилегания датчиков температуры (термопар) к поверхности
слоя идентичных образцов, температура которого замеряется. Отмеченное обстоя¬
тельство приводит к необходимости при выборе конструкции ГТЗ конкретного СА
с НТУ обеспечивать существенную (до 50...60°С) величину запаса температуры обо¬
лочки НТУ по отношению к её допустимой величине (150°С для известных матери¬
алов оболочки НТУ).
Данные таблицы 4.21 позволяют сделать предварительный выбор параметров те¬
пловой защиты ОНТУ DLS, которые, безусловно, должны быть экспериментально
проверены в случае продолжения проектирования ВБР для доставки грузов с МКС
с применением технологии СА с НТУ.
В таблице 4.22 представлены возможные варианты параметров конструкции ГТЗ
для ОНТУ капсулы DLS в области точек 1, 2 и 3 в соответствии с величинами тепло¬
вой нагрузки в этих областях.
Таблица 4.22. Возможные варианты параметров конструкции ГТЗ ОНТУ DLS
масса
DLS, кг
№№
точек
q„wx, кВт/м2
(С, МДж/м2)
ДО CJщах
(0
расход на слой из
таблицы 4.21
кол-во слоев
ЭВТИ из
табл. 4.21
температура
оболочки
ОНТУ, °С
1-й
2-й
3-й
170
I
372 (35)
400(30)
0,4
1,3
1,3
25
до 100
2
258 (25)
400(20)
0,4
0,8
1,3
20
до 100
3
188(18)
250 (15)
0,4
0,8
1,3
20
до 80
178

I
-2
масса
DLS, кг
№№
точек
£/1Ш1Х, кВт/м2
(Q, МДж/м2)
ДО с/,ш,х
(0
расход на слой из
таблицы 4.21
кол-во слоев
ЭВТИ из
табл. 4.21
температура
оболочки
ОНТУ, °С
1-й
2-й
3-й
I
401 (38)
400(30)
0,4
1,2
1,5
25
до 100
200
2
278 (27)
400(20)
0,4
0,8
1,3
20
до 100
3
202(20)
250 (15)
0,4
0,8
1,3
20
до 80
I
520(52)
600 (50)
0,4
1,5
1,5
35
до 80
350
2
359 (37)
500(30)
0,4
1,3 .
1,5
30
до 100
3
281(29)
400(30)
0,4
0,8
1,5
20
до 100
Из таблицы 4.22 следует, что с увеличением массы ВБК DLS, плотности теплово¬
го потока qmax и количества поступающего на ОНТУ тепла Q увеличиваются как об¬
щая толщина тепловой защиты, так и толщина каждого слоя в рассматриваемой точке
лобовой поверхности ОНТУ. Однако из технологических соображений не целесоо¬
бразно, да и затруднительно, выполнять пропитку кремнеземной ткани материалом
СТИРОСИЛ-А переменной толщины вдоль образующей конуса ОНТУ.
Поэтому для каждой капсулы DLS определенной массы предварительно выбрана
гибкая тепловая защита с постоянными конструкционными параметрами (трехслой¬
ный теплозащитный пакет) и расходом материала СТИРОСИЛ-А по каждому из сло¬
ев теплозащитного пакета и количества слоев ЭВТИ-И в теплоизолирующем мате:
- для ВБК DLS массой 170 кг: на нижнем слое - 0,4 кг/м2, на втором и третьем
слоях - по 1,3 кг/м2; число слоев ЭВТИ - 25;
- для ВБК DLS массой 200 кг: на нижнем слое - 0,4 кг/м2, на втором слое -
1,2 кг/м2, на третьем (наружном) - 1,5 кг/м2, число слоев ЭВТИ - 25;
- для ВБК DLS массой 350 кг: на нижнем слое - 0,4 кг/м2, на втором и третьем
слоях - по 1,5 кг/м2; число слоев ЭВТИ - 35.
Описанные параметры ГТЗ обеспечивают защиту материала герметичной оболоч¬
ки ОНТУ от теплового разрушения, поскольку её температура не превысит 100°С при
допустимой температуре 150°С.
В случае производства капсулы DLS для доставки грузов с МКС или других пило¬
тируемых орбитальных станций представленные предварительные параметры тепло¬
вой защиты уточняются путем расчетов, и эффективность её подтверждается испы¬
таниями в тепловых установках, генерирующих высокоскоростные газовые потоки
с необходимыми значениями их энтальпии торможения.
Приведенный выше набор аэродинамических характеристик, габаритно-массовых
параметров капсулы DLS и условий входа в атмосферу Земли на высоте 100 км, по¬
зволяет расчетным путем определить траекторные и другие параметры в характер¬
ных точках этапов функционирования капсулы в атмосфере, соответствующих схеме
спуска, представленной на рисунке 4.19.
Схема спуска капсул DLS рассматриваемых загруженностей соответствует про¬
стой и удовлетворяющей поставленной задаче баллистической траектории спуска
(с нулевым аэродинамическим качеством), не требующей применения сложной си¬
стемы управления спуском.
Параметры движения капсул DLS массой 170, 200 и 350 км на характерных участ¬
ках спуска определены при условиях входа на высоте //=100 км: скорость - 7920 м/с,
угол входа - минус 2±0,5 град.
179

Спуск ВБК DLS в атмосфере имеет два участка аэродинамического торможения:
основной, начинающийся от скорости входа при развернутом ОНТУ и продолжаю¬
щийся до дозвуковой скорости, при которой в рабочее состояние вводится ДНТУ:
участок торможения перед посадкой начинающийся с момента ввода дополнительно¬
го НТУ конической формы с диаметром 6,4 м для капсулы DLS массой 170 и 200 кг
и 8,6 м - для массы 350 кг и заканчивающийся посадкой на поверхность.
Команда на ввод дополнительного НТУ формируется по истечении 180 секунд
от момента достижения величины продольной перегрузки минус 3±0,1 ед. на нисхо¬
дящей ветви кривой изменения перегрузки.
Развертывание ДНТУ происходит в течение 5 секунд.
В таблицах 4.23^4.25 показано изменение траекторных параметров в процессе
движения капсул DLS, имеющих массу 170, 200 и 350 кг в атмосфере.
Таблица 4.23. Параметры движения аппарата капсулы DLS массой 170 кг
этап спуска
время,
с
высота,
км
скорость,
м/с
число
Маха
скоростной
напор, Па
траекторный
угол,град
ввод в атмосферу
0
100
7920
27
17
-2
ввод ДНТУ
374,3
15,9
67,6
0,2
383
-89,9
посадка
1431
0
9,2
0,03
51
-90
Таблица 4.24. Параметры движения аппарата капсулы DLS массой 200 кг
этап спуска
время,
с
высота,
км
скорость,
м/с
число
Маха
скоростной
напор, Па
траекторный
угол,град
ввод в атмосферу
0
100
7920
7
17
-2
ввод ДНТУ
379,3
14,8
67,2
0,2
451
-89.9
посадка
1388
0
10,0
0,03
60
-90
Параметры движения аппарата капсулы DLS массой 350 кг
этап спуска
время,
с
высота,
км
скорость,
м/с
число
Маха
скоростной
напор, Па
траекторный
угол,град
ввод в атмосферу
0
100
7920
27
16
-2
ввод ДНТУ
393,2
11,1
66,5
0,2
787
-89.9
посадка
1235
0
9,9
0,03
60
-90
Сравнение данных таблиц 4.25 и 4.23 показывает, что более тяжелая капсула DLS
(350 кг) с развернутым ДНТУ движется меньшее время (842 с), чем легкая (170 кг -
1057 с), а ДНТУ её вводится в рабочее состояние на высоте около 11 км (М=0,2),
в то время как 170-килограммовая капсула - на высоте 16 км, также при достижении
скорости, соответствующей М=0,2.
Площадь ДНТУ капсулы массой 350 кг почти в два раза больше тормозной площа¬
ди капсулы массой 170 кг. При этом площади миделевого сечения ДНТУ трех капсул
разного веса выбраны такими, чтобы была обеспечена одинаковая скорость посадки,
равная -10 м/с, на земную поверхность нулевого уровня местной высоты.
180

к
-2
0,40
150	200	250	300	350	400
Масса СГК, кг
Мк- вес конструкции капсулы; Мту - вес надувного тормозного устройства;
Vim-вес гибкой тепловой защиты ОНТУ.
Рисунок 4.24. Зависимости веса конструктивных элементов капсулы DLS от её общей
массы М
Результат проектирования капсул для доставки грузов с МКС примечателен тем,
что достаточно подробная проработка конструкции этих капсул и их систем позво¬
лила получить весовую долю массы таких систем, как НТУ (МцТУ), тепловой защиты
(М|ТЗ) его 1-го каскада (ОНТУ), конструкционных частей капсулы Мк от общей массы
М капсул DLS в диапазоне масс 170...350 кг (Богданов В.П. и др., 2002).
На рисунке 4.24 представлены указанные зависимости.
Анализ приведенных зависимостей позволяет сделать вывод, что доля массы гиб¬
кой тепловой защиты М] п в общей массе М капсулы DLS уменьшается с увеличени¬
ем массы аппарата.
Весовая эффективность ВБК DLS определяется отношением массы полезной на¬
грузки М[п| к полной массе капсулы М. Чем больше эта величина, тем выше весовая
отдача СА. При этом полная масса СА складывается из массы полезной нагрузки М|т,
массы конструкции Мк, массы НТУ Мту и массы тепловой защиты МТзп:
М=МШ1+Мк+ММТу+Мп||.
В таблице 4.26 приводятся массы основных конструктивных элементов капсул
для доставки грузов с МКС.
Таблица 4.26. Массовая сводка конструктивных элементов капсул
конструктивный элемент капсулы
масса, кг
/771 = 170 кг
/772=200 КГ
/77=350 кг
НТУ с системой наддува
39
42
63
тепловая защита НТУ
23,5
26
44
конструкция (в т.ч. и НТУ с системой наполнения)
56,5
56,5
66
полезная нагрузка
90
117,5
240
181

«600 «680 «600
A - капсула DLS без доработки механизма выталкивания;
В - с доработкой механизма выталкивания при увеличении длины и диаметра отсека
полезной;
С - с доработкой механизма выталкивания при увеличении длины отсека полезной нагрузки
ТГК «Прогресс М».
Рисунок 4.25. Компоновочные схемы ВБК с механизмом выталкивания для размещения
в герметичном отсеке ТГК «Прогресс М»
Данные таблицы 4.26 дают возможность исследовать количественные и каче¬
ственные зависимости соотношений параметров МПц, Мк и Мтзп от суммарной массы
СА с НТУ.
В завершении главы, посвященной описанию систем доставки грузов с МКС,
отметим, что при проектировании ВБК DLS были рассмотрены также возможности
увеличения объема отсека для размещения грузов до величины 300 литров с мини¬
мальными доработками механизма выталкивания и герметичного отсека под ВБК
«Радуга» и DLS в ТГК «Прогресс М».
На рисунке 4.25 показаны габаритные размеры двух таких капсул в сравнении
с размерами спроектированной капсулы DLS, которая не требовала доработок кон¬
струкции ТГК «Прогресс М».
182

с
Рисунок 4.26. Размещение капсулы вариантов В и С с механизмом выталкивания в грузовом
отсеке ТГК «Прогресс М» в транспортном и рабочем положении для выталкивания
Организация подготовки капсулы DLS на борту МКС к спуску осуществляется
с участием экипажа станции выполнением следующих операций:
- загрузка возвращаемого на Землю оборудования в капсулу;
- приведение центровки капсулы в заданное координатное положение;
- монтаж головной части капсулы на корпусе её грузового отсека;
- демонтаж стыковочного агрегата и крышки люка ТГК «Прогресс М»;
- установка устройства выталкивания с ВБК в рабочее положение;
- штатные подготовительные и проверочные операции перед расстыковкой ТГК
со станцией.
Проектирование капсулы DLS по контракту с МНТЦ было выполнено в полном
объеме, оговоренном заказчиком, и работа приостановлена.
183

ПРОЕКТЫ ВАРИАНТОВ
МАРСИАНСКИХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ
СТАНЦИЙ С НАДУВНЫМИ
ТОРМОЗНЫМИ УСТРОЙСТВАМИ
ИПО СОВЕТСКИХ И РОССИЙСКИХ ПРОЕКТАХ
АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
ДЛЯ ДОСТАВКИ В АТМОСФЕРУ МАРСА
СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ И ПОСАДОЧНЫХ
МОДУЛЕЙ НА ЕГО ПОВЕРХНОСТЬ
Марс - планета Солнечной системы, к которой человек проявил особый интерес
с надеждой, что там есть жизнь. Первым увидел Марс в телескоп Галилео Галилей,
это произошло в 1609 году.
Марсу посвящено множество фантастических романов, повестей, рассказов. Фан¬
тазия писателей подогревала интерес к природе этой планеты, и люди забрасывали
вопросами астрономов, сообщавших удивительные и интересные факты о красной
планете. Так, И.С. Шкловский (1916-1985), всемирно известный советский астроном
и астрофизик, заинтриговал любознательных гипотезой об искусственном происхож¬
дении двух лун Марса - Фобоса и Деймоса - предположив, что это два космических
корабля из принимавших участие в эвакуации марсиан с терпящей катастрофу их
колыбели, не преодолевших притяжения Марса (Шкловский И.С., 1965).
С началом эры космонавтики, ознаменованной запуском в СССР первого ис¬
кусственного спутника Земли 4 октября 1957 года, Марс стал третьим после из не¬
бесных тел - после Луны и Венеры («Луна-1» - первый пролёт в 5000 км в январе
1959 года; «Луна-2» - первая посадка в декабре 1959 года; «Венера-1» - первый про¬
лёт в 100 тыс. км, июнь 1961 года; «Венера-3» - первая посадка, март 1966 года.),
к которым земляне стали регулярно отправлять своих рукотворных посланников -
автоматические межпланетные станции (АМС).
В таблице 5.1 перечислены все отечественные АМС, запускавшиеся к Марсу
с 1960 года по настоящее время (Маров М.Я., Хашпресс У.Г., 2013; Фипченко B.C.
и др., 2018).
Таблица 5.1. Хронология запусков отечественных АМС для исследования Марса и его
спутников и результаты этих запусков
индекс АМС
дата запуска
результаты экспедиции
«Марс 1960А»
10.10.1960
авария на участке вывода на межпланетную траекторию
перелета с орбиты ИСЗ
«Марс 1960В»
14.10.1960
авария на участке вывода на межпланетную траекторию
перелета с орбиты ИСЗ
«Марс 1962А»
24.10.1962
АМС для облета Марса, взорвался на орбите ИСЗ
после 17 секунд после вывода на неё
184

5-1
индекс АМС
дата запуска
результаты экспедиции
«Марс-1»
01.11.1962
АМС подошла к Марсу на 197 тысяч км, из-за неплотного
закрытия клапана баллонов с газом системы ориентации
стала искусственным спутником Солнца (ИСС)
«Марс 1962В»
04.11.1962
АМС осталась на орбите ИСЗ 200х226 км
«Зонд 2»
30.11.1964
после выхода на траекторию межпланетного перелета
не полностью раскрылась одна солнечная батарея из-за
сбоя работы системы обеспечения теплового режима
«Марс 1969А»
27.03.1969
авария на участке вывода на орбиту ИСЗ
«Марс 1969В»
02.04.1969
авария на участке вывода на орбиту ИСЗ
«Марс-2»
19.05.1971
подлет к Марсу, ввод БЦЭВМ ошибочной команды
при сходе СА в атмосферу
«Космос-419»
10.05.1971
АМС не покинула орбиту ИСЗ из-за ошибки в разряде
времени на срабатывание двигательной установки (ДУ)
«Марс-3»
28.05.1971
мягкая посадка, потеря связи через 20 секунд,
работа орбитального блока до августа 1972
«Марс-4»
21.07.1973
подлет к Марсу, не сработала ДУ, пролет планеты
на высоте 1844 км, переданы снимки Марса с расстояний
1900-2100 км
«Марс-5»
25.07.1973
выход на орбиту ИСМ, разгерметизация отсека,
работа на орбите 32500х 1760 км до 28.02.1974,
передача снимков Марса
«Марс-6»
05.08.1973
отказ научного радиокомплекса, потеря связи
после команды на включение ДУ мягкой посадки
«Марс-7»
09.08.1973
подлет к Марсу, отделение СА от орбитального блока,
отсутствие включения ДУ торможения СА для входа
в атмосферу, пролёт СА Марса на расстоянии 1300 км
«Фобос-1»
07.07.1988
станция утеряна на пути к Марсу в результате
выполнения ошибочной команды
«Фобос-2»
12.07.1988
облет Марса по орбите, получено 38 фотографий Фобоса,
СА на Фобос не попал
«Марс-1996»
16.11.1996
не ушел с орбиты ИСЗ на траекторию полета из-за аварии
разгонного блока «Д» ракеты-носителя «Протон»
«Фобос-Грунт»
08.11.2011
АМС не отправлена с орбиты ИСЗ на межпланетную
траекторию полета - сбой работы БЦЭВМ
Отечественная программа исследования планеты Марс была начата запуском
АМС «Марс-1960А» и «Марс-1960В» разработки ОКБ-1 С.П. Королёва (Бугров В.Е.,
2009) 10 и 14 октября 1960 года. Однако оба запуска закончились аварией при выведе¬
нии космического аппарата на орбиту ИСЗ. Следующий полет к Марсу был предпри¬
нят через два года запуском 24 октября станции «Марс-1962А» и 1 ноября 1962 года -
АМС «Марс-1», также разработки ОКБ-1.
«Марс-1962А» взорвался на орбите ИСЗ через 17 секунд после вывода, а станция
«Марс-1» подлетела к Марсу, прошла на расстоянии 195 тыс. км от поверхности пла¬
неты и вышла на гелиоцентрическую орбиту с параметрами 250х 148 млн км и перио¬
дом обращения 519 дней. Затем из-за неплотного закрытия клапана был истрачен газ
из баллонов системы ориентации станции, и аппарат остался молчаливым спутником
Солнца.
185

5-1
Со станцией «Марс-l» был проведен 61 сеанс радиосвязи и получен большой объ¬
ем научной информации.
Так, с большим трудом, с допущением далеко не очевидных ошибок, приходи¬
лось первопроходцам прокладывать межпланетные трассы, в том числе и от Земли
к Марсу.
Межпланетные станции «Марс-2» и «Марс-3», разработанные уже в НПО име¬
ни С. А. Лавочкина {Шесть лет и вся жизнь конструктора Г.Н. Бабакина, 2004; Кос¬
мический полет НПО нм. С.А. Лавочкина, 2010), были запущены к Марсу 19 и 28 мая
1971 года.
Преодолев расстояние в 470 млн. км, АМС «Марс-2» 27 ноября 1971 года вышла
на орбиту искусственного спутника Марса (ИСМ). Эта станция состояла из орби¬
тального блока (ОБ), ставшего ИСМ, и спускаемого аппарата для доставки на по¬
верхность планеты посадочного (поверхностного) модуля (ПМ)- марсианской иссле¬
довательской станции-лаборатории.
Отметим, что масса каждой из АМС «Марс-2» и «Марс-3» при запуске составляла
4265 кг, из них орбитальный блок со спускаемым аппаратом - 3265 кг, СА - 1000 кг.
масса марсианской станции после мягкой посадки - 355 кг {Финченко и др., 2018).
Межпланетная станция «Марс-3» прибыла, спустя полгода после запуска, к пла¬
нете и 2 декабря 1971 года обеспечила первый в мире спуск и мягкую посадку косми¬
ческого аппарата на поверхность Марса.
Последующие попытки посадить на поверхность Марса научно-исследователь¬
скую лабораторию в июле и августе 1973 года с помощью АМС «Марс-4, -5» и затем
«Марс-6, -7» завершились неудачей.
Конструкция АМС этих миссий, спускаемого в атмосфере аппарата и посадочно¬
го на поверхность Марса модуля были аналогичны станциям «Марс-2, -3». Общий
вид этих АМС и их СА приведен на рисунке 5.1.
Базовой конструкцией АМС серии «Марс» являлась корректирующая тормозная
двигательная установка (КТДУ), корпус которой служил приборным отсеком (ПО).
На верхней части корпуса отсека устанавливался спускаемый аппарат. На корпусе
Рисунок 5.1. Общий вид автоматических межпланетных станций серии «Марс» и их
спускаемый в атмосфере Марса аппарат
186

5-1
ПО крепились также остронаправленная антенна параболической формы, две панели
солнечных батарей (СБ), радиаторы системы обеспечения теплового режима (СОТР),
размещались звездные и земные датчики, антенны научной аппаратуры. В состав
КТДУ входил также блок топливных баков.
Спускаемый аппарат (справа на рисунке 5.1) АМС предназначен для доставки
с борта станции на поверхность Марса посадочного модуля, т.е. марсианской науч¬
но-исследовательской станции. Остовом СА служила соединительная рама удлинен¬
ной конфигурации, на фланце одного из концов которой закреплены подкосы, удер¬
живающие лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) в форме 120-градусного конуса
на противоположном торце рамы. На раме же был установлен приборно-парашют¬
ный контейнер (ППК), имеющий форму тора, разъединяемого по большому диаметру
на днище и крышку. Между ППК и ЛАЭ помещен посадочный модуль, соединенный
посредством крышки ППК с узловым устройством строп основного тормозного пара¬
шюта. На крышке ППК установлен двигатель увода парашюта с крышкой.
Кроме того, СА был оснащен высотомером с антенной, который включался в ра¬
боту при спуске после сброса ЛАЭ, антенной связи с ИСМ, приборами и аппаратурой
системы автоматического управления, двигателем увода СА от орбитального блока
АМС, двигателями ввода вытяжного парашюта в газовый поток, закрутки аппарата
и мягкой посадки.
В таблице 5.2 показан пример массовой сводки СА АМС серии «Марс-1,...-7».
Таблица 5.2. Массовая сводки СА АМС серии «Марс-1,...-7» (масса СА - 1000 кг)
наименование системы, составного элемента СА
масса, кг
научная аппаратура
10,5
служебная аппаратура:
123
парашютно-реактивная система с контейнером и узлами крепления:
143,5
аэродинамический конус
180
защитный кожух
50
приборный контейнер
44
конструктивные элементы
267,5
система приведения станции в рабочее положение
21,5
автоматическая поверхностная марсианская станция
160
Перед СА ставилась задача путем автоматического выполнения целого ряда тех¬
нических операций, совершаемых исполнительными органами систем и агрегатов ап¬
парата и приводящих к поэтапному изменению формы и состава СА во время спуска
в атмосфере Марса, обеспечить доставку посадочного модуля на поверхность Марса.
На рисунке 5.2 показана компоновочная схема посадочного модуля АМС серии
«Марс».
После контакта ПМ с грунтом поверхности Марса, срабатывания амортизации
и успокоения модуля на грунте происходит наддув вытеснительного мешка 5, сбра¬
сывающего амортизацию 3 верхней части вместе с защитным кожухом 4. Это при¬
водит к вскрытию верхней части приборной рамы 2 с подпружиненными опорными
створками. Упругая сила любой из створок побуждает ПМ занять правильное вер¬
тикальное рабочее положение, после чего все створки стопорятся - станция готова
к связи с орбитальным блоком-ретранслятором и работе на поверхности Марса.
187

5-1
6
1 - слои амортизация нижней части ПМ; 2 - приборная рама; 3 - слои амортизация верхней
части ПМ; 4 - защитный кожух; 5 - вытеснительный мешок; 6 - научная аппаратура.
Рисунок 5.2. Компоновочная схема посадочного модуля АМС «Марс-2, -3, -4, -5,- 6 и -7»
Схема спуска СА, традиционная для всех АМС серии «Марс», за исключением
некоторых параметров, реализуемых на этапах функционирования системы спуска,
приведена на рисунке 5.3 на примере спуска СА АМС «Марс-7».
При доставке ПМ АМС «Марс-7» на поверхность Марса и приведении его в рабо¬
чее положение были реализованы следующие целевые этапы функционирования СА
при спуске в атмосфере для обеспечения достижения результата соответствующей
технической операции:
- после отделения СА от орбитального блока АМС включались ракетные двигате¬
ли на твердом топливе (РДТТ): а) для разворота СА тормозным экраном навстре¬
чу набегающему газовому потоку до заданного угла атаки; б) для закрутки СА
относительно продольной оси аппарата для сохранения этого угла атаки до входа
в атмосферу на высоте 100 км;
- отключение фермы связи СА с орбитальным блоком для обеспечения заданного
центра масс аппарата при аэродинамическом торможении;
- останов закрутки включением соответствующего РДТТ и подача питания на ра¬
диовысотомер (РВ);
- ввод вытяжного парашюта и запуск программно-временного устройства (ПВУ)
для отсчета времени до включения очередных команд;
- вскрытие крышки ППК, увод парашюта с крышкой и ввод в поток основного па¬
рашюта в зарифованном состоянии для обеспечения постепенного наполнения
газом разреженной атмосферы;
- окончание полной разрифовки основного парашюта;
- отделение аэродинамического и теплозащитного конического экрана;
- включение тормозной двигательной установки (ТДУ) для повышения силы тор¬
можения ПМ;
- увод основного парашюта с днищем ППК и другими отработавшими агрегатами
СА для освобождения ПМ и уменьшения посадочной массы аппарата;
188

5-1
Ввод ТОРМОЗ ЮГО ПАРАШЮТ^ ЗАПУСК ПвУ
податчику отиоситипывогоусиорииии *И0 1_в UJK* та*
Ы - 3 5 V-AOO »<с HiUfw.riuiNaui »р***тор«« -18 -20 Ф«1
РАСхекОвКА КРСППСНИВ ТДУ
ПСР€Ц£ПКАПГ
ЖЛЮЧЕНИЕ fflV<vw55 ТО «jcj
по *омаидг р ад* о*ысо» опера «алы* висот
РАСЦЕПКА С ТДУ И УВОД ОТДЕЛЯЕМЫХ ЧАСТЕЙ
по аогг*ч+ито Уси • -О 5	?	«*с
СВОБОДНОЕ ПАДЕНИЕ
ПОСАДКА
спорость соуоаро*
Рисунок 5.3. Схема и параметры этапов спуска С'А при доставке ПМ АМС «Марс-7»
ил поверхность Марса
• контакт ПМ с грунтом поверхности Марса со скоростью менее 12 м/с, срабатыва¬
ние системы амортизации ПМ;
- ввод в действие механизма вертикализации ПМ (установка в правильное рабочее
положение с помощью раскрытия опорных створок);
• приведение радиоантенн и научных приборов в рабочее положение и состояние,
установление радиосвязи с ИСМ.
Напомним, что масса посадочного модуля в каждой из миссий серии АМС «Марс»
составляла около 160 кг.
Последняя попытка российской космонавтики доставить на поверхность Марса
исследовательский зонд «Пенетратор» с погружением части научной аппаратуры
в грунт на глубину до 6 м и СА «Малая станция» была предпринята в ноябре 1996 года
при запуске АМС «Марс-96», закончившегося затоплением станции в Тихом океане.
Как следует из таблицы 5.1, большинство отечественных попыток посадить науч¬
но-исследовательскую лабораторию на поверхность красной планеты не имело успе¬
ха. Однако это обстоятельство не убавляло энтузиазма специалистов в этой отрасли
техники осуществить свою мечту - доставить автоматическую лабораторию на Марс.
Летом 1997 года по инициативе представителей ряда организаций: Радиоастро¬
номического института Макса Планка (Бонн, Германия) д-ра Руди Ридера, Финлянд¬
ского метеорологического института (Хельсинки, Финляндия) А.-М. Харри и Инсти-
гута космических исследований РАН (Москва) доктора физ.-мат. наук В.М. Линкина
с участием приглашенных специалистов из НПО им. С.А. Лавочкина в Хельсинки
состоялось научно-техническое совещание. Обсуждалась задача поиска финансовых
и производственных возможностей по разработке проекта марсианской метеорологи¬
ческой станции (ММС) массой не более 60 кг.
189

5-1
Рисунок 5.4. Вид транспортной конфигурации и компоновочная схема СА «Малая станция»
миссии «Марс-%»
В качестве прототипа ММС было решено принять принципиальную конструкцию
спускаемого аппарата «Малая станция», входившего в состав российской миссии
«Марс-96».
Внешний вид и компоновочная схема СА «Малая санция» представлены на рисун¬
ке 5.4, а посадочного модуля - на рисунке 5.5.
Рисунок 5.5. Посадочный модуль С’А «Малая станция» в развернутом виде на поверхности
грунта
190

5-1
Спускаемый аппарат «Малая станция» этой миссии, предназначений для достав¬
ки на поверхность Марса посадочного модуля, состоял из следующих основных
цементов:
- посадочного модуля с приборной рамой, теплоизоляцией и створками
вертикализации;
- надувного амортизирующего устройства (НАУ), уложенного в транспортном по¬
ложении вокруг посадочного (поверхностного) модуля;
- лобового аэродинамического экрана;
- парашютного отсека с парашютной системой, пиротехнической системой ввода
парашюта и проставкой, соединяющей этот отсек с аэродинамическим экраном,
внутри которой расположены ПМ с НАУ;
- защитного кожуха, закрывающего тыльную часть МС от воздействия тепловых
и аэродинамических нагрузок при движении МС в атмосфере.
В состав научной аппаратуры СА входили: метеокомплекс (датчики давления,
температуры, относительной влажности, оптической плотности) и акселерометр,
работающие при спуске; спектрометр; объединенные в единый прибор сейсмометр
и магнитометр; телевизионная панорамная камера, разворачиваемые все на посадоч¬
ном модуле после посадки.
Масса СА «Малая станция» АМС «Марс-96» составляла 86 кг при массе посадоч¬
ного модуля (научно-исследовательской станции) 31 кг. При этом полезная нагрузка
укладывалась в 11,5 кг. Таких аппаратов на борту АМС «Марс- 96» было два.
Представим более подробное описание схемы спуска СА «Малая станция» рас¬
сматриваемой миссии.
При подлете АМС к Марсу запланировано было станцию нацелить на пролетную
траекторию так, чтобы прицельная точка находилась на границе области достаточно¬
сти импульсов увода обоих СА от орбитального блока. Это связано с тем, что импульс
скорости увода СА, обеспечиваемый толкателями ОБ при одновременной закрутке
аппаратов, ограничен и составляет от 10 до 12 м/с.
Этот импульс обеспечивает перевод каждого СА с пролетной траектории на инди¬
видуальную траекторию входа в атмосферу. После отделения обоих СА орбитальный
аппарат проводит последнюю коррекцию межпланетной траектории с одновремен¬
ным переводом его на требуемую для формирования орбиты ИСМ гиперболическую
траекторию подлета к Марсу.
Все операции по отделению СА и уводу орбитального аппарата предполагалось
осуществлять в одном сеансе за 4 или 5 суток до прилета. После отделения оба
СА «Малая станция» осуществляют автономный пассивный полет до входа в атмос¬
феру и спуск по баллистической траектории. Основное торможение СА происходит за
счет аэродинамических сил, воздействующих на лобовой экран в форме 140-градус¬
ного конуса с диаметром основания 1,4 м.
При достижении скорости спуска, соответствующей числу Маха М=1,5, в дей¬
ствие вводится парашютная система (ПС).
Величина посадочной скорости ПМ при контакте с грунтом поверхности Марса
определяется допустимой перегрузкой и обеспечивается надувным амортизирующим
устройством.
Амортизирующая способность НАУ рассчитана на поглощение энергии соуда¬
рения с поверхностью с перегрузкой не более 200 ед. НАУ состоит из двух балло¬
нов-амортизаторов, идентичных по конструктивному устройству, каждый из которых
191

5-1
состоит из внешней силовой оболочки из сверхвысокомодульного (СВМ) материала
и внутренней герметичной оболочки из латексной резины. Между собой баллоны
связаны лентами также из СВМ.
Поверхностный модуль размещен в НАУ между двумя сферическими баллонами
диаметром 1,6 м, сжатыми между собой стяжными лентами до расстояния между
их центрами 0,1-0,2 м, как можно выше их геометрического центра для обеспече¬
ния наибольшего хода амортизации при первом ударе ПМ о грунт. Такое соедине¬
ние баллонов и нецентральное расположение между ними поверхностного модуля
обеспечивает после посадки и успокоения расположение линии разделения баллонов
в вертикальной плоскости. Такое расположение исключает возможный отскок по¬
верхностного модуля при разделении оболочек, а также после посадки и успокоения
обеспечивает и определенную ориентацию на поверхности, когда ПМ ниже центра
НАУ, что делает малой высоту его падения, скорости и перегрузки при соприкоснове¬
нии с поверхностью Марса.
Основные этапы спуска СА «Малая станция» миссии «Марс-96» и посадки ПМ
на поверхность Марса иллюстрируются рисунком 5.6. Эта схема аналогична схеме
спуска СА АМС «Марс-7» за исключением обеспечения мягкой посадки ПМ (рису¬
нок 5.3).
Кстати, точно такая же схема, особенно на конечной стадии посадки, была ис¬
пользована специалистами ЕКА при спуске на Марс посадочного модуля «Бигль-2»
массой 33,2 кг, спроектированного EADS Astrium, АМС «Mars Express» (запущена
2.06.2003, масса - 1123 кг).
Схема спуска и посадки МС миссии «Марс-96» включала этапы:
- отделения СА от орбитального блока и входа в атмосферу Марса;
- аэродинамического торможения и ввода в действие вытяжного парашюта (ВП)
при достижении скорости, соответствующей М~1,5, допустимой для ввода пара¬
шютной системы торможения;
- ввода основного парашюта (ОП) в зарифованном состоянии;
- торможения на полностью разрифованном (раскрытом) ОП;
- вывешивания ПМ и перецепки его на удлинительный фал длиной 130 м с целью
исключения возможности накрытия модуля парашютом в погашенном состоянии;
- отделения лобового аэродинамического и теплозащитного экрана;
- наполнения баллонов надувного амортизирующего устройства (НАУ);
- отделения ОП от НАУ с ПМ и контакт его с грунтом со скоростью не более 26 м/с
и успокоение НАУ с ПМ;
- разделения баллонов НАУ, выпадение ПМ на грунт (высота <0,5 м);
- самоустановки ПМ с помощью подпружиненных створок в правильное верти¬
кальное рабочее положение, развертывание комплекса научных приборов, уста¬
новление связи с ИСМ (орбитальным блоком) и передача телеметрической ин¬
формации (ТМИ).
Вскоре после совещания в Хельсинки, группа специалистов НПО им. С.А. Лавоч¬
кина была приглашена в октябре 1997 года в Германию на фирму RST GmbH (Rostock
Raumfahrt und Umweltschutzt GmbH, г. Варнемюнде) для обсуждения вопросов проек¬
тирования метеорологической станции для посадки на поверхность Марса. В январе
1998 года НПОЛ совместно со специалистами RST GmbH уже было разработано Тех¬
ническое задание на проект ММС массой до 60 кг.
192

5-1
Ш 9 атмосферу
"'Г т
ВаодВП /
_ .. . 	ш *
ВеодОП *■
< » ^
Раарифпение ОП . ^
Вывешивание посад&оюао ; *
¥0бупв А
т>
Отделение АЗ f.
Немало наполнения НАУ
Фум/щиомировам^е на поверхности
передгна ТМ информации
Рисунок 5.6. Схема спуска СА и посадка ПМ с НАУ миссии «Марс-96»
Летом 1999 года на совместном совещании специалистов французского космиче¬
ского агентства CNES (Centre National d’Etudes Spatiales) и НПОЛ обсуждался вопрос
проектирования станций малой массы для сети одновременного мониторинга метео¬
рологической обстановки на Марсе. И за несколько дней до начала XXI века в Тулузе
(Франция) специалисты НПО им. С.А. Лавочкина представили коллегам CNES воз¬
можные варианты малых марсианских метереологических станций.
193

5-2
IjHПРОЕКТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ В ОБЕСПЕЧЕНИЕ
ВЫБОРА НАИБОЛЕЕ СОВЕРШЕННОГО
ВАРИАНТА КОНСТРУКЦИИ МАРСИАНСКОЙ
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОЙ станции
Анализ конструкций СА для доставки зонда «Пенетратор» и ПМ «Малая стан¬
ция» миссии «Марс-96» на поверхность Марса, схем их спуска в атмосфере и посад¬
ки позволил в проектных исследованиях по выбору более совершенного варианта
конструкции ММС найти возможность модернизации систем доставки подобных ис¬
следовательских станций на поверхности планет. А теоретические основы концепции
применения надувных элементов в конструкциях космических аппаратов в частно¬
сти, технологии СА с НТУ, опыт подготовки к лётным испытаниям СА «Демонстра¬
тор» и анализ некоторых результатов этих испытаний предопределили пути модерни¬
зации рассматриваемых систем.
Так, например, напрашивалась возможность исключить из конструкции СА жест¬
кий аэродинамический экран с теплозащитой, заменив его тормозным устройством
надувной конструкции. В этом случае простая в функциональном отношении двух¬
каскадная схема торможения СА с НТУ могла бы заменить сложную по функциони¬
рованию парашютную систему. Возможность использования лобового экрана в виде
НТУ позволяет также избавиться от отдельной баллонной системы Н АУ. И ещё - по¬
садочный модуль может быть облегчен в результате отказа от устройства его верти-
кализации, выполненного в виде подпружиненных створок (рисунок 5.5). Заменой
этого устройства может послужить организация частичного погружения в грунт за¬
остренной части приборного контейнера ПМ с механическим демпфером ударной
нагрузки.
Указанные решения особенно пригодны для минимизации массы проектируемых
СА и ПМ.
Немаловажную роль в минимизации массы спускаемых в атмосферах планет лег¬
ковесных и малогабаритных аппаратов играет также использование при их проекти¬
ровании методик выбора эффективных вариантов систем десантирования на планету
(Гэворенко Г.С., Малышев В.В. и др., 2014) и методов формирования схемных реше¬
ний средств десантирования и дрейфа в атмосферах планет (Воронцов В.А., Пичхад-
зе К. М. и др., 2012).
Первым объектом модернизации конструкции и способа доставки исследователь¬
ской станции на Марс послужил СА EDLS (Entry, Descent and Landing System) проек¬
та NetLander (Network Lander). Цель этого проекта состояла в разработке ПМ малой
массы для развертывания на поверхности Марса сети этих станций с целью исследо¬
вания геофизики и метеоусловий планеты в нескольких пунктах одновременно. Науч¬
ная задача данного проекта уже несколько лет признавалась важнейшим приоритетом
для изучения Марса.
Организация работ по выполнению проекта NetLander была основана на партнер¬
стве НПОЛ и НИЦ Бабакина с несколькими европейскими организациями: CNES
(Франция), Finnish Meteorological Institute (FMI, Финляндия) и DLR (Deutsches
Zentrum fur Luft- und Raumfahrt, Германия), рисунок 5.7. Другие европейские страны
вносили вклад поставкой отдельных элементов полезной нагрузки.
Десантный модуль (спускаемый аппарат) проекта NetLander включал систему
входа, спуска и посадки (EDLS) и поверхностный модуль (ПМ).
194

5-2
Рисунок 5.7. Логотипы проекта NetLander и участников его разработки
При разработке системы ED1.S было рассмотрено два варианта десантного модуля
|ДМ):
- на базе технологии СА с НТУ, т.е. решений, использующих надувное тормозное
устройство для торможения ДМ в атмосфере Марса;
- на базе технических решений, использующих парашютную систему для тормо¬
жения ДМ в атмосфере Марса (Воронцов В.А. и др., 2014; 2015).
Поскольку схема спуска ДМ по второму варианту является копией схемы спуска
СД «Малая станция» миссии «Марс-96» (см. рисунок 5.6) и посадки ее ПМ, то далее
опишем только вариант ДМ с НТУ, представленный на рисунке 5.8 в транспортном
положении (НТУ уложено в компактный объем), и на рисунке 5.9 при спуске в ат¬
мосфере перед посадкой (НТУ в развернутом состоянии, надувное амортизирующее
устройство наполнено тазом).
В таблице 5.3 приведена массовая сводка десантного модуля, выполненного
но технологии СА с НТУ.
проставка
надувное
амортизирующее
устройство
поверхностный
модуль
надувное
тормозное
устройство
гибкая
теплозащита
Рисунок 5.8. Десантный и поверхностный модули в транспортном положении
195

5-2
дополнительное надувное
тормозное устройство
2-й каскад
надувное амортизирующее
устройство
дополнительное надувное
тормозное устройство
1-й каскад
поверхностный
модуль
основное надувное
тормозное устройство
Рисунок 5.9. Десантный модуль с НТУ 1-го и 2-го каскада в рабочем состоянии
и поверхностный модуль в наполненном газом НАУ перед посадкой
Таблица 5.3. Массовая сводка десантного модуля системы F.DLS проекта NelLander
по варианту СА с НТУ
№ п/п
наименование объекта
масса, кг
I
-цилиндрическая проставка
1,5
2
НТУ
9,0
2.I
основная оболочка НТУ (ОНТУ)
0,6
2.2
дополнительная оболочка НТУ (ДНТУ)
7.4
2.3
ткань, соединяющая каскады ПТУ
1,0
3
гибкая тепловая защита ОНТУ
8.5
4
система наполнения НТУ'
1,5
5
система ввода НТУ
1,94
6
надувное амортизирующее устройство, НАУ
11.0
7
система разделения
0,66
8
поверхностный модуль
17,5
22
24
9
резерв
8,4
3,9
1.9
десантный модуль
60
В таблице 5.4 для сравнения масс элементов, составляющих оба варианта десант¬
ного модуля проекта NetLander, приведена массовая сводка ДМ с парашютной систе¬
мой. Здесь масса ДМ также составляет 60 кг.
Таблица 5.4. Массовая сводка десантного модуля проекта NetLander по варианту спуска
с помощью парашютной системы
№ п/п
наименование объекта
масса, кг
1
аэродинамический экран
5,5
2
парашютная система
7,18
3
парашютный контейнер
5,92
4
проставка
3,15
196

5-2
'.N« п/п
наименование объекта
масса, кг
3
фал вывешивания НАУ с поверхностным модулем
1,1
6
посадочная система
11
7
пироножи
0,26
8
элементы крепления
0,2
9
поверхностный модуль
24
I0
резерв
1,69
десантный модуль
60
На рисунке 5.10 приведена схема спуска ДМ и посадки поверхностного модуля
системы EDLS проекта NetLander.
Спуск ДМ системы EDLS проекта NetLander в атмосфере Марса выполняется
по баллистической траектории.
Отделение ДМ от орбитального аппарата (ОА) проводится одновременно с его за¬
круткой для устойчивого положения при входе в атмосферу. При сбросе проставки
(после закрутки ДМ и её остановки) выполняется наддув основного НТУ (ОНТУ)
с расправлением тепловой защиты и вход в атмосферу на высоте 125 км со скоростью
6080 м/с.
При достижении дозвуковой скорости движения ДМ (М^О^) вводится в действие
1-й каскад ДНТУ.
Второй каскад ДНТУ вводится по команде программно-временного устройства
ДМ через 8 секунд после начала ввода первого каскада. Ввод второго каскада ДНТУ
достигается его разрифовкой и свободным перепуском в него газа из ОНТУ и первого
каскада ДНТУ по воздушным рукавам. Диаметр второго каскада ДНТУ выбран из ус¬
ловия обеспечения допустимой посадочной скорости посадочного модуля.
Одновременно с вводом 2-го каскада ДНТУ происходит наполнение НАУ ПМ
с помощью газогенератора каждого из баллонов.
В процессе дальнейшего спуска осуществляется торможение ДМ до выбранной
посадочной скорости V-25 м/с.
При контакте НАУ поверхности ПМ под действием упругих сил отделяется
от НТУ и совершает несколько отскоков от поверхности Марса. Энергия соударения
поглощается деформацией баллонов-амортизаторов и сжатием находящегося в них
газа.
После успокоения ПМ на поверхности Марса оболочки надувного амортизаци¬
онного устройства разделяются, освобождая поверхностный модуль, и разлетаются
на расстояние в несколько метров. Поверхностный модуль опускается на поверхность
и приводится в вертикальное рабочее положение путем раскрытия створок с опорой
о грунт. Научная аппаратура приводится в рабочее состояние, после этого начинает¬
ся проведение научных измерений, результаты которых передаются на Землю через
орбитальный аппарат.
Более подробное описание результатов проекта NetLander приведено в Прило¬
жении: НТО HHU,-MML-02-2001. Проект «MARS NETLANDER MISSION». Final
Report, Version 1, Date 15/10/01.
Далее работа над проектом «Mars NetLander Mission» по проектированию MMC
различных вариантов продолжалась по контракту 03-08/2001 от 24.08.2001 с Фин¬
ляндским метеорологическим институтом.
197

5-2
Посадка
I = 340 С
И - г 58 км
V' 25 0 и/с
Вход в атмосферу
7 = 0с
V = 60вс М/с
Н * 12 5м и
Максимальм/
перегрузка
7= «9 с
И - 35.4 км
V = 3950 и/с
N. = 78 I
q = 4235 Па
Сброс гибкой теппохатцитк
ввод ДНТУ1
Н - 76 ми
187 м/с
U = 0.81
п > -62
Ввод ДНТУ2
7 = 200с
Им 6.8 ми
V» 85 2
М = 0 37
32 Па
Окончание
наполнении НАУ
» = 2Э0 с
Н * 5 .7 ми
V* 30.9 и/с
н= 89'
Отделение баллонов-
амортизаторов.
Развертывание
поверхностного модуля
Ввод НТУ.
Отделение
проставив.
Рисунок 5.10. Схема спуска ДМ и поверхностного модуля системы EDLS проекта NetLander
по варианту СА с НТУ
Результаты проектирования изложены в НТО НИЦ им. Г.Н. Бабакина BSC-MML
E4-0I-2002 и BSC-MML Е5-01-2002 - оба от 28 января 2002 г. (см. Приложение).
Напомним, что малая (мини) метеорологическая станция предназначена для
посадки на поверхность Марса с целью мониторинга состояния атмосферы Марса
в точке посадки в течение одного марсианского года. Предполагается, что выбранная
ММС совершенной конструкции может стать базовым элементом глобальной сети
долгоживущих миниметеостанций, которая позволит наблюдать за динамикой изме¬
нения параметров атмосферы Марса в течение длительного времени в нескольких
точках одновременно.
198

5-2
кронштейны крепления
0494
/	пиротехнические	устройства	/
надувное амортизирующее устройство
0228,5
фал-связь
конус задний
парашютная система
60°0'
лобовой аэродинамический экран
модуль поверхностный
Рисунок 5.11. Компоновочная схема ММС с ПС (вариант Al)
Выбор ММС более совершенной конструкции осуществлялся специалистами
НИЦ Бабакина путем проектирования пяти возможных вариантов с учетом физи¬
ко-механических характеристик поверхности Марса: геолого-морфологического
строения марсианской поверхности, распределения камней на поверхности, уклонов
её, физико-механических свойства грунтов и неопределенностей атмосферы Марса
в версии Mars GRAM 2001.
Первым вариантом А1 рассмотрена ММС с парашютной системой, вид компоно¬
вочной схемы которой в транспортном положении показан на рисунке 5.11. Компо¬
новка этой ММС несколько отличается от СА «Малая станция» АМС «Марс-96», но
схема функционирования та же. Поэтому ограничимся только описанием компоновки
ММС этого варианта.
В состав ММС варианта А1 входят следующие системы и агрегаты:
- поверхностный модуль ММС с комплексом научных метео- и других приборов;
- лобовой аэродинамический экран с теплозащитным покрытием абляционным
материалом для аэродинамического торможения ММС на участке движения с ги-
пер- и сверхзвуковыми скоростями;
- парашютная система торможения ММС, вводимая в действие при числе Маха
и удаляемая перед посадкой поверхностного модуля;
199

5-2
- фал, связующий основной парашют с баллонами системы амортизации ПМ при
посадке;
- система амортизации НАУ при посадке ПМ, состоящая из двух соединенных
между собой надувных баллонов;
- пиротехнические устройства;
- задний конус, состыкованный с аэродинамическим экраном;
- бортовая кабельная сеть.
Лобовой аэродинамический экран ММС варианта А1 представляет собой сфери¬
ческий сегмент диаметром D=550 мм из титанового сплава с соотношением радиуса
сферы R к диаметру миделевого сечения R/D=l.
На рисунках 5.12-5.15 показано видоизменение формы ММС (трансформация)
варианта А2
В состав ММС варианта А2 входят те же системы и агрегаты, что и в варианте
А1, только вместо парашютной системы торможения используется двухкаскадное
НТУ. Основное НТУ (1-й каскад) - для торможения на участке гипер- и сверхзвуко¬
вых скоростей спуска и 2-й каскад - ДНТУ, вводимый в действие после достижения
дозвуковой скорости (М=0,8) спуска ММС. В состав этого варианта ММС входит ещё
газогенератор для наддува полостей НТУ.
200

5-2
Рисунок 5.13. Компоновочная схема ММС с развернутым ОНТУ (вариант А2)
04000
Лобовой аэродинамический экран в варианте А2 ММС имеет жесткую централь¬
ную часть в виде сферического сегмента диаметром D=750 мм с соотношением ради¬
уса сферы R к диаметру миделевого сечения R/D= 1 и часть конической поверхности
ОНТУ от сегмента до точки сопряжения с окружностью тора ОНТУ. На жестком сег¬
менте нанесен слой абляционного теплозащитного материала, а тор НТУ диаметром
100 мм соединен с центральной частью гибкой многослойной тепловой защитой.
Поверхностный модуль ММС предназначен для размещения служебно-научной
аппаратуры и обеспечения условий ее работы на поверхности Марса в течение одного
марсианского года. Поверхностный модуль ММС принимается одинаковым в рассма¬
триваемых вариантах ММС и не является объектом оптимизации на данном этапе
выбора ММС. Здесь полагается, что поверхностный модуль ММС вариантов А1 и А2
имеет форму цилиндра диаметром 200 мм и высотой 160 мм.
Система предпосадочного торможения в варианте А1 ММС представляет себой
парашютную систему, в состав которой входят:
201

5-2
Рисунок 5.15. НАУ с ПМ, вывешенные на фале-связи (вариант А2)
- парашют, имеющий площадь раскроя 5=50 м2;
- парашютный контейнер (ПК);
- крышка парашютного контейнера;
- система отстрела крышки парашютного контейнера;
- фал-связь длиной 150 м для вывешивания ММС под парашютом.
Система предпосадочного торможения в варианте А2 ММС представляет себой
ДНТУ и фал-связь для вывешивания ММС под ДНТУ. ДНТУ имеет диаметр миделе-
вого сечения Д,=4м. В состав ДНТУ входят мягкие оболочки в форме конуса с углом
при вершине 140 градусов и тора диаметром 100 мм, а также пирогазогенератор для
создания избыточного давления в оболочке тора.
Устройство демпфирования ударных нагрузок величиной до 500 ед. при посадке
ПМ имеет описанную ранее конструкцию и состав узлов и агрегатов.
Пиротехнические устройства в рассматриваемых вариантах ММС предназначены
для обеспечения приведения в рабочее положение агрегатов и систем ММС.
В состав пиротехнических устройств варианта А1 ММС входят:
- пиротехническое устройство отстрела крышки ПК;
- пиротехническое устройство разрифовки купола основного парашюта;
- пироножи резки узлов удержания аэродинамического экрана, резки системы
удержания НАУ в уложенном положении, резки фала-связи, резки внутренней
связи для освобождения ПМ от НАУ;
- пироболт замка и замок разделения баллонов НАУ;
- пиротехнические газогенераторы наполнения баллонов НАУ.
В состав пиротехнических устройств варианта А2 ММС входят:
- пироножи разрифовки ОНТУ, ДНТУ, резки узлов удержания аэродинамического
экрана, резки системы удержания НАУ в уложенном положении, резки фала-свя-
зи, резки внутренней связи для освобождения ПМ от НАУ (Ефанов В.В., 2000);
202

5-2
- пироболт замка разделения баллонов НАУ;
- пиротехнические газогенераторы наполнения ОНТУ, ДНТУ и НАУ.
Задний конус в рассматриваемых вариантах ММС предназначен для обеспечения
механической связи ММС с КА, а также для крепления агрегатов и пиротехнических
устройств.
Бортовая кабельная сеть в вариантах ММС А1 и А2 представляет собой набор
силовых и информационных электрических кабелей, объединенных в жгуты, которые
крепятся к корпусу ММС при помощи скоб и крепежа.
Массовые сводки ММС вариантов А1 и А2 приведены в таблице 5.5.
Таблица 5.5. Массовые сводки ММС вариантов А1 и А2
наименование составных частей ММС
А1
А2
поверхностный модуль
4,00
4,00
аэродинамический экран
2,60
3,00
- конструкция
1,00
0,90
-ТЗП
1,60
1,80
- пирогазогенераторы
-
0,30
система торможения перед посадкой
4,48
3,64
парашютная система
3,66
-
- парашютный контейнер
1,09
-
- крышка ПК
0,70
-
- система отстрела крышки ПК
0,07
-
- парашют
1,80
-
фал-связь (длина 150 м)
0,82
0,82
ДНТУ
-
2,82
-тор
-
1,18
- конус
-
1,04
- пирогазогенератор с фланцем
-
0,50
система амортизации при посадке (НАУ)
3,00
3,00
- пирогазогенераторы (2 шт. по 0,3 кг)
0.60
0,60
- ленты стягивающие (12 шт.)
0,25
0,25
- камеры (2 шт. по 0,5 кг)
1,00
1,00
- покрышки (2 шт. по 0,2 кг)
0,40
0,40
- подвеска
0,35
0,35
- фланцы под газогенераторы
0,20
0,20
-заправочные клапаны (2 шт. по 0,1 кг)
0,20
0,20
пиротехнические устройства
0,62
0,74
-пироножи: резки удержания экрана
0,06
0,06
- резки укладки НАУ
0,06
0,06
- резки фала
0,06
0,06
- резки внутренней связи
0,06
0,06
- разрифовки ОНТУ
-
0,06
- разрифовки ДНТУ
-
0,06
-пироболт замка и замок
0,38
0,38
ТЗП со стороны аэродинамической тени
0,50
0,70
конус задний
0,50
0,57
бортовая кабельная сеть
0,30
0,35
общая масса ММС
= 16,00
= 16,00
203

5-2
Как следует из данных таблицы 5.5, массы десантных модулей ММС обоих рас¬
смотренных вариантов, несмотря на разную номенклатуру составных частей стан¬
ций, одинаковы и составляют ~60 кг.
Аэродинамические характеристики ДМ ММС вариантов А1 и А2
Рассматриваемые формы ММС вариантов АI и А2 относятся к классу сегменталь¬
но-конических форм СА, характеризующихся следующими параметрами:
- относительным радиусом затупления лобовой поверхности R=R/d,
где o' - диаметр миделевого сечения лобового экрана;
- углом обратного конуса 0А.;
- удлинением X=X/d, где X- высота ММС, отсчитываемая от носка лобового экрана:
- относительным радиусом скругления кромки миделевого сечения ММС r=r/d.
В таблице 5.6 приведены основные параметры двух форм ММС (варианты AI
и А2).
Таблица 5.6. Характерные геометрические параметры ММС вариантов А1 и А2
вариант
форма лобового экрана
R
о,°
X
г
А1
сегмент
1
30
0.63
0
А2
сегмент
1
65
0.43
0.067
Коэффициенты силы аэродинамического сопротивления Си, получены на основе
анализа результатов многочисленных расчетных и экспериментальных исследова¬
ний, проведенных при проектировании спускаемых в атмосфере аппаратов анало¬
гичных форм (Белоцерковский О. М. и др., 1967; Бойко А.С. и др., 1978; Мишин Г.И.,
1980; Стекениус К.А. и др., 1982; Голомсгзов М.М., Литвинов И.А. и др., 2011; Г'пома¬
зок М.М., Финченко B.C., и др., 2014).
В таблицах 5.7 и 5.8 приведены зависимости коэффициентов аэродинамического
сопротивления Сшот числа М при нулевом угле атаки а для ММС вариантов А1 и А2.
Таблица 5.7. Зависимость коэффициента сопротивления Сха ММС от числа М (А1)
М
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
2
3
>4
Си,
1,15
1,28
1,41
1,46
1,51
1,54
1,55
1,55
1,55
Таблица 5.8. Зависимость коэффициента сопротивления СхаММС от числа М (А2)
М
0
0,25
0,5
0,75
1
1,25
1,5
1,75
2
3
>4
Си,
ОНТУ
-
-
-
1,09
1,22
1,33
1,4
1,45
1,47
1,49
1,5
ДНТУ
0,95
0,97
1,07
1,19
1,31
-
-
-
-
-
-
Точность определения величин коэффициента аэродинамического сопротивле¬
ния Сха, приведенных в таблицах 5.7 и 5.8, составляет ±8% в диапазоне чисел Маха
0<М<4 и 5% - то для М>4.
Приведенные значения коэффициента аэродинамического сопротивления исполь¬
зуются для определения параметров траектории движения ММС при спуске в атмос¬
фере Марса.
204

5-2
Конструкция тепловой защиты ДМ ММС вариантов А1 и А2
Тепловая защита в рассматриваемых вариантах ММС предназначена для защиты
конструкции ММС от тепловой нагрузки при его входе и аэродинамическом тормо¬
жении в атмосфере Марса и включает:
а) в варианте АI:
- теплозащитное покрытие (ТЗП) лобовой поверхности жесткого аэродинамиче¬
ского экрана диаметром 0,55 м, наносимое напылением абляционного материала;
- ТЗП поверхности заднего конуса и крышки ПК, также наносимое напылением
абляционного материала меньшей плотности;
б) в варианте А2:
- гибкое теплозащитное покрытие (ГТЗ) жесткой части ЛАЭ и НТУ на всей внеш¬
ней поверхности ММС, состоящее из слоев кремнеземной ткани, пропитанной
абляционным материалом, согласно схеме на рисунке 5.16 (Финченко B.C. и др.,
2008; Иванков А.А., 2005; 2010);
- на внутренней поверхности несущего корпуса лобового аэродинамического экра¬
на- изоляционным матом, содержащим пленки экранно-вакуумной теплоизоля¬
ции (ЭВТИ) по схеме рисунке 5.16.
В таблице 5.9 приведены параметры, соответствующие характерным этапам спу¬
ска ДМ варианта А1 в атмосфере Марса.
Таблица 5.9. Траекторные параметры спуска ДМ варианта А1 в атмосфере Марса
этап спуска
время,
с
высота,
км
скорость,
м/с
скоростной
напор, Па
траекторный
угол,град
число
Маха
вход в атмосферу
0
120
6080
0
-13,5
28,4
максимальная перегрузка
81,1
30,00
3958
5917
-8,64
19,55
отстрел крышки ПК, ввод ПС
172,6
8,41
296,0
293,1
-33,57
1,309
разрифовка ОП
179,6
7,72
84,72
25,49
-41,83
0,373
отделение ЛАЭ,
начало вывешивания ПМ
на фале и наполнения НАУ
182,6
7,58
50,95
9,33
-48,90
0,224
окончание наполнения НАУ
и вывешивания ПМ
192,6
7,36
20,16
1,49
-80,71
0,089
посадка на уровень Н=0 км
475,4
0,00
22,32
3,54
-90
0,096
Схема спуска ММС с надувным тормозным устройством (вариант А2) представ¬
лена на рисунке 5.17.
Торможение ММС на первом этапе осуществляется при помощи лобового аэроди¬
намического экрана в составе жесткой центральной части диаметром 0,4 м и ОНТУ
диаметром 0,75 м. ОНТУ вводится в действие за ~0,5 часа до входа в атмосферу Мар¬
са путем подачи газа во внутреннюю полость оболочки НТУ.
Диаметр ОНТУ определяется условием достижения М=0,8 на высоте Н>4 км, что
необходимо для обеспечения посадки на высоту 2 км над поверхностью. Предвари¬
тельный анализ траекторий спуска показал, что наибольшая высота, на которой до¬
стигается число Маха М~0,8, соответствует углам входа в атмосферу 0= -14...-20°.
205

5-2
Лобовой экран
Зона 1
Несущий корпус
обшитая стеклотканью
ЭВТИ (10 слоев),
пропитанной абляционным материалом
Зона 2
Донная область
Зона 3
X
пропитанной абляционным материалом
1 слой кремнеземной ткани.
ЭВТИ 10 слоев
Несущий корпус
R~6tnm
Асботекстолитовый шпангоут
Рисунок 5.16. Схема тепловой защиты и изоляции ММС варианта А2
Команда на ввод ДНТУ является основной, так как она определяет всю последу¬
ющую работу автоматики спуска. Формирование команды на ввод ДНТУ произво¬
дится с использованием датчика продольной (Nx) перегрузки и блока управления по¬
верхностного модуля. Для обеспечения приемлемой точности момента ввода ДНТУ
во всем диапазоне углов входа предполагается использование «плавающей» настрой¬
ки времени подачи команды. Отсчет времени производится от момента прохождения
N=3,0 на нисходящей ветви изменения перегрузки и является линейной функцией
интервала времени между моментами N= 3,0 на восходящей и нисходящей ветвях
изменения перегрузки. Использование данного алгоритма позволяет ввести ДНТУ
в интервале чисел Маха 0,78...0,83.
Время наполнения ДНТУ до заданного давления составляет -5,0 с. В момент
окончания наполнения ДНТУ (Д/= 5 с от момента ввода) подается команда на отделе¬
ние от ММС аэродинамического экрана с основным НТУ. При этом освобождается
поверхностный модуль, который в процессе спуска вывешивается на фале, прикре¬
пленном к конической проставке. Длина фала составляет около 150 м она выбира¬
ется из условия исключения соударения ПМ с ДНТУ при его первом отскоке после
касания поверхности Марса. В процессе вывешивания поверхностного модуля на¬
полняются окружающие его баллоны-амортизаторы НАУ. Время вывешивания ПМ
и наполнения НАУ около Ю секунд.
При касании поверхности фал перерезается, освобождая поверхностный модуль.
Схема конечного участка посадки и конструкция НАУ аналогична варианту Al.
Величина вертикальной посадочной скорости при первом касании НАУ поверх¬
ности составляет -24 м/с на её отметке Н= 0 км.
В таблице 5.10 представлены номинальные значения параметров движения ММС
в процессе спуска.
206

5-2
вход в атмосферу
I
/
максимальная
перегрузка
ввод ДНТУ
отделение ЛЭ,
начало вывешивания ПМ
на фале и наполнения НАУ
Рисунок 5.17. Схема спуска ММС с использованием НТУ (вариант А2)
207

I
5-2
Таблица 5.10. Параметры движения ММС варианта А2 (используется НТУ)
этап спуска
время,
с
высота,
км
скорость,
м/с
скоростной
напор, Па
траекторный
угол, град
число
Маха
вход в атмосферу
0
120
6080
0
-13,5
28.4
максимальная перегрузка
57,8
31,21
3945
5107
-13,57
19,65
ввод ДНТУ
159,6
6,204
185,6
139,25
-57,49
0,811
отделение ЛЭ, начало
вывешивания ПМ на фале
и наполнения НАУ
164,6
5,64
77,28
24,37
-61,77
0,33
окончание наполнения НАУ
и вывешивания ПМ
174,6
5,23
32,95
4,77
-78,20
0,143
посадка на уровень Н=0 км
365,8
0,00
24,45
4,24
-90
0,105
Расчеты тепловых нагрузок на конструкцию ДМ вариантов А1 и А2 ММС.
уноса массы теплозащитного материала, определяющего параметры ТЗП и ГТЗ и про¬
грев конструкции ДМ, проведены по методике (Иванков А.А., 1994), реализованной
позднее в программный вычислительный комплекс (Иванков А.А., 2009). В расчетах
использовалась номинальная (средняя по плотности) модель атмосферы Марса в вер¬
сии Mars GRAM 2001. Расчеты проведены для параметров: высота входа атмосферу
//=120 км, скорость - 6080 м/с, при двух предельных углах входа минус 12 и 15 град
для варианта А1 и минус 14 и 20 град - для варианта А2.
На рисунках 5.18-5.21 для двух вариантов ДМ ММС А1 и А2 представлены рас¬
считанные значения удельных тепловых потоков q,{т), / = 1 ...3 (/ - номер расчетной
точки) к лобовой поверхности ММС в трех расчетных точках. Точка 1 соответствует
критической точке, а точки 2 и 3 отстоят от оси симметрии ММС соответственно
на расстояниях RJ2 и где Rn, - радиус миделевого сечения аппарата. Более точ¬
но точке 3 соответствует точка сопряжения образующей лобовой поверхности ММС
с началом скругления угловой кромки ММС.
Рисунок 5.18. Тепловой поток к поверхности Рисунок 5.19. Тепловой поток к поверхности
ММС, вариант Al, угол входа 0 = -12°
ММС, вариант А1, угол входа 0 = -15е
208

5-2
Рисунок 5.20. Тепловой поток к поверхности	Рисунок 5.21. Тепловой поток к поверхности
ММС, вариант А2, угол входа 0 = -14°	ММС, вариант А2, угол входа 0 = -20°
В таблице 5.11 представлены значения максимальных по траектории спуска
удельных тепловых потоков qim в расчетных точках, моменты времени т„„, / = 1...3,
в которые достигались эти значения, а также значения интегральных, приходящих
к поверхности стенки аппарата тепловых потоков Qh. Из таблицы следует, что наи¬
большие значения удельных тепловых потоков к поверхности аппарата qim для форм
А1 и А2 достигаются для более крутых углов входа 0. Интегральные тепловые пото¬
ки Q, с увеличением углов входа 0 уменьшаются.
Таблица 5.11. Значения тепловых потоков с/,,,, и Q, для вариантов АI и А2 ММС
вариант ММС
0,°
№ расчетной точки
Т/л, с
q„„ кВт/м2
С, МДж/м2
Г
620
27,6
-12
2
82
585
26,1
А1
3
481
21,7
1
767
22,4
-15
2
3
61
724
597
21,2
18,3
1
474
15,0
-14
2
63
448
14,2
А2
3
368
11,9
1
42,5
44
609
11,8
-20
2
575
11,1
3
485
9,8
Рассчитанные значения удельных тепловых потоков q{т) определяют граничные
условия для расчета температурных полей в сечении конструкции лобового аэроди¬
намического экрана ММС, а также расчета уноса материала теплозащитного покры¬
тия с его поверхности.
209

5-2
J—
/ ' ' '
i
<
\
\
\
!
г
: I
j
)
/
ч+
; 1
i
i
i
j
j ...
4
: /
: /
*
/
/x/
г
: /
] 4
i i—-в—■—i
X
"“if-в—-в—<
J	_д—-Ш—1
В
Г'ж
Н г\
120 160
80 120
Time, s
-
\
\
X 2
] 1
\
+
\
1
1
- j
\
\
v
\
\
4
: I
j 1
X
/
- 1
-- i
: 1
j
/
= /
: /
x
В	e—1
^	- л
б
а) вариант А1 ДМ ММС, угол входа 0 = -12°
б) вариант А2 ДМ ММС, угол входа 0 = -14°
1 - поверхность ГТЗ; 2 - конструкция; 3 - внутренняя поверхность ЭВТИ.
Рисунок 5.22. Прогрев стенки ЛАЭ ДМ ММС в критической точке (кривые слева) и в точке 3
лобовой поверхность и ДМ (кривые справа) вариантов А1 и А2
Из анализа данных таблицы 5.11 следует, что более теплонапряженными по пара¬
метру qm являются более крутые углы входа в атмосферу 0, однако более высокому
прогреву конструкция корпуса ДМ с тепловой защитой (стенки ЛАЭ) подвергается
при пологих углах входа, при которых стенка получает большее количество тепла Q.
Этот вывод следует из анализа кривых рисунка 5.22.
210

5-2
120	100	4	0	60	oO	i	00
'Pi me. s	Time,	s
1 - критическая точка; 2 - точка на расстоянии полрадиуса от оси ДМ; 3 - угловая точка
(кромка жесткого ЛАЭ).
Рисунок 5.23. Зависимость толщины унесённого материала ТЗП в трех точках ЛАЭ ДМ ММС
варианта А1 при углах входа - 12 (слева) и - 15 град (справа)
На рисунке 5.22 для сравнения представлены результаты расчета прогрева тепло¬
защиты (кривая 1), конструкции ДМ (кривая 2) и мата ЭВТИ (кривая 3) для варианта
AI ММС при угле входа минус 12 град, который характеризуется наибольшими зна¬
чениями времени нагрева и количества воспринимаемого тепла в критической точке
поверхности ЛАЭ и в точке 3 (кромка ЛАЭ) ДМ по траектории, в которой плотность
теплового потока несколько ниже, чем в точке 1 (таблица 5.11).
На рисунке 5.22 виден горизонтальный участок у кривой изменения температуры
на внешней поверхности лобового экрана ДМ, что свидетельствует об уносе абляци¬
онного вещества теплозащитного покрытия при постоянной температуре разрушения
его материала.
На рисунке 5.23 демонстрируется изменение толщины уносимого материала те¬
плозащитного покрытия (линейный унос) по мере спуска ДМ ММС по варианту А1
в атмосфере Марса. Сравнивая зависимости, можно заметить, что величина унесен¬
ного покрытия у ДМ, входящего в атмосферу с более пологим углом -13 против угла
-15 град, (у первого линейный унос в критической точке ЛАЭ, равен 3,48 мм), выше,
чем у второго - 2,9 мм. Это объясняется более продолжительным временем уноса
(120 с) по сравнению с продолжительностью уноса ТЗП у ДМ с углом входа минус
15 град (85 с).
Начальная же толщина ТЗП в критической точке на жестком экране ДМ ММС
с парашютной системой торможения (вариант А1) выбрана равной 4,9 мм.
Отметим, что линейный унос гибкой теплозащиты в критической точке ДМ ММС
с НТУ (вариант А2) при пологом угле входа в атмосферу, равном минус 14 град, со¬
ставляет 1,76 мм при начальной толщине ГТЗ, состоящей из трех слоев кремнеземной
ткани, пропитанных материалом СТИРОСИЛ-А, равной 4 мм.
211

5-2
Компоновочные схемы следующих рассмотренных вариантов ДМ ММС Б1, Б2
и БЗ основаны на принципе применения технологии СА с НТУ, отказа от специаль¬
ного амортизирующего устройства при посадке и от подпружиненного устройства
приведения поверхностного модуля в правильное рабочее вертикальное положение.
Реализация излагаемой модификации ДМ ММС вариантов Б1 и Б2 достигнута,
по сути, выполнением приборного контейнера ПМ с заостренной нижней частью
и установкой контейнера с научными и служебными приборами на механически
демпфирующем устройстве.
Принципы аэродинамического и теплового проектирования ДМ ММС вариантов
Б1, Б2 и БЗ практически идентичны использованным при проектирования ДМ ММС
вариантов А1 и А2, поскольку внешние обводы всех вариантов десантных модулей,
и тепловые нагрузки в процессе основного торможения в атмосфере близки друг
к другу.
Поэтому далее основное внимание уделяется описанию компоновочных схем.
иллюстрации этапов спуска в атмосфере и технических характеристик конструкций
ММС, аэродинамических характеристик, тепловых нагрузок, траекторных параме¬
тров и тепловой защиты.
В варианты Б1, Б2 и БЗ, как и в состав ММС предыдущих вариантов, входят сле¬
дующие системы и агрегаты:
- поверхностный модуль ММС габаритов и формы, как и у ММС вариантов А1
и А2;
- лобовой аэродинамический экран с тепловой защитой;
- система торможения перед посадкой ММС;
- система амортизации-при посадке ПМ ММС;
- пиротехнические устройства;
- задний защитный конус (кроме варианта БЗ);
- бортовая кабельная сеть (БКС) десантного модуля.
Поверхностный модуль (он же - посадочный модуль) ММС предназначен для раз¬
мещения служебной и научной аппаратуры и обеспечения условий ее работы на по¬
верхности Марса в течение одного марсианского года.
В состав поверхностного модуля входят следующие системы и агрегаты:
- конструкция, включающая приборную раму и корпус ПМ ММС;
- служебная и научная аппаратура и приборы;
- система терморегулирования (СТР), построенная на теплоизоляции и тепло¬
проводах в виде тепловых труб, включающая радиоизотопный источник тепла
и электроэнергии;
- бортовая кабельная сеть (БКС).
Пиротехнические устройства в рассматриваемых вариантах ММС предназначены
для обеспечения приведения в рабочее положение агрегатов и систем ММС.
В состав пиротехнических устройств ММС варианта Б1 входят (Ефанов В.В., 2000):
- пиронож системы разрифовки НТУ;
- пирочека фиксации поверхностного модуля;
- пирозамки отделения ЛАЭ вместе с защитным кожухом донной части аппарата;
- пиротехнические газогенераторы наполнения НТУ.
На рисунке 5.24 представлены эскизы ДМ, иллюстрирующие их трансформацию
и изменяющийся состав конструкции на характерных этапах реализации схемы спу¬
ска ММС варианта Б1.
212

5-2
1700
б
а-транспортное положение; б - положение с развернутым ДНТУ перед сбросом ЛАЭ
с защитным кожухом; в - положение с развернутым ДНТУ перед посадкой.
Рисунок 5.24. Компоновочная схема ДМ с приборным контейнером и НТУ ММС варианта Б1
213

5-2
Внешний контур ММС этого варианта образовывают лобовой экран сегменталь¬
ной формы, защитный конический кожух донной части аппарата и сферическая
крышка гильзы для размещения оболочки НТУ. Продолжением гильзы служит при¬
борный контейнер с заостренным окончанием.
Аэродинамический экран ДМ ММС в варианте Б1 предназначен для снижения
скорости движения ДМ в атмосфере от величины 6080 м/с до скорости, обеспечива¬
ющей ввод НТУ и защиты аппарата от теплового потока газа при спуске. Он имеет
диаметр миделевого сечения Д„=750 мм и изготовлен из титанового сплава с соотно¬
шением радиуса сферы R к диаметру миделевого сечения R/Dm=\.
Защитный кожух в варианте Б1 ММС предназначен для обеспечения механиче¬
ской связи ММС с АМС (орбитальным блоком), а также для крепления на нем неко¬
торых агрегатов и пиротехнических устройств.
Бортовая кабельная сеть ДМ ММС варианта Б1 принимается одинаковой в рас¬
сматриваемых вариантах ММС и представляет собой набор силовых и информацион¬
ных электрических кабелей, объединенных в жгуты.
Система торможения перед посадкой предназначена для уменьшения скорости
движения ММС в атмосфере от величины скорости, обеспечивающей ввод НТУ в ва¬
рианте Б1, НТУ и надувного тормозного и амортизирующего устройства (НТАУ) в ва¬
рианте Б2 и ДНТУ в варианте БЗ до величины скорости подлета ММС к поверхности
Марса на высоте Н=2 км, обеспечивающей работу системы амортизации при посадке.
Система торможения перед посадкой в варианте Б1 ММС представляет собой
НТУ с диаметром миделевого сечения Д, = 1,7 м. В состав НТУ входят мягкие газо¬
непроницаемые оболочки в форме конуса с углом при вершине 140 градусов и тора
диаметром 100 мм, а также пирогазогенератор для создания избыточного давления
в полости тора, образующего НТУ.
Система амортизации при посадке ДМ всех ММС на поверхность предназначена
для снижения перегрузок на служебно-научную аппаратуру до величины не более
500 единиц.
Система амортизации при посадке в варианте Б1 представляет собой внедряемый
в грунт корпус из титанового сплава, внутри которого перемещается гильза с поверх¬
ностным модулем. Ход ПМ (0,264 м) выполняется методом протяжки гильзы внутри
корпуса и поверхностного модуля относительно гильзы. Величина хода соответству¬
ет внедрению в скальный грунт.
Массовая сводка ДМ ММС варианта Б1 помещена в таблицу 5.12.
На рисунке 5.25 представлена схема спуска ДМ и посадки ММС варианта Б1
на поверхность Марса.
Далее рассматривается конструкция ДМ ММС варианта Б2, представленная
на рисунке 5.26.
Лобовой аэродинамический экран ДМ этой станции также предназначен для
уменьшения скорости и тепловой защиты аппарата при спуске в атмосфере Мар¬
са от величины 6080 м/с до скорости, обеспечивающей ввод надувного тормозного
и амортизирующего устройства (НТАУ).
Защитный (задний) кожух ММС в варианте Б2 предназначен для обеспечения
механической связи ММС с орбитальным аппаратом, а также для крепления на нем
агрегатов и пиротехнических устройств.
214

5-2
вход ММС в атмосферу
аэродинамическое
торможение ММС
Рисунок 5.25. Схема спуска ДМ ММС варианта Б1 и посадки ос поверхностною модуля
215

5-2
демпфирующие элементы
а - в транспортном положении; б - с развернутым НТАУ;
в - с наполненным НТАУ после отделения АЭ
Рисунок 5.26. Компоновочная схема ММС с НТАУ в варианте Б2
216
305

5-2
вход ММС в атмосферу
аэродинамическое
торможение ММС
/
ввод НТАУ
отделение АЭ
Рисунок 5.27. Схема спуска ДМ ММС варианта Б2, амортизации, посадки её ПМ и отдалении
НТАУ от ПМ после упругого отскока
217

5-2
Система амортизации при посадке ПМ в варианте Б2 выполняет также функции
системы предпосадочного торможения и представляет собой НТАУ, состоящее из на¬
дувной оболочки в форме тора, в середине которой размещается вывешенный внутри
нее поверхностный модуль (рисунок 5.26в).
В состав пиротехнических устройств ММС варианта Б2 входят:
- пиротолкатели отделения заднего (защитного) конуса;
- пиронож резки удержания лобового аэродинамического экрана;
- пиротехнические газогенераторы наполнения НТАУ.
Массовая сводка ДМ ММС варианта Б2 помещена в таблицу 5.12.
На рисунке 5.27 представлена схема спуска ДМ и посадки ММС варианта Б2
на поверхность Марса. Для этого варианта характерными этапами спуска являют¬
ся наддув НТАУ после основного торможения, отделение аэродинамического экра¬
на (АЭ), демпфирование ударной нагрузки и выпадение ПМ из НТАУ после отскока
амортизатора от удара о грунт поверхности Марса.
Конструкция посадочного устройства представляет собой надувную торовую обо¬
лочку, в центре которой на демпфирующих звеньях в виде разрывных лент закреплен
поверхностный модуль.
На первой стадии торможения амортизация удара поверхностного модуля осу¬
ществляется за счет упругих свойств газа, заключенного в торовой оболочке НТАУ.
и демпфирующих звеньев, которыми модуль крепится к НТАУ. При этом рассеива¬
ется от 30 до 90% кинетической энергии поверхностного модуля. Далее при полном
срабатывании демпфирующих звеньев поверхностный модуль отделяется от НТАУ.
Остаточная кинетическая энергия поверхностного модуля рассеивается при его кон¬
такте с поверхностью-за счет обжатия пенопласта, прикрепленного к нижней плоско¬
сти ПМ. После разделения НТАУ отскакивает от поверхности и совершает скачко¬
образное движение до полного рассеивания энергии и успокоения.
Учитывая, что первый удар является ориентированным, поверхностный модуль
смещен на 250 мм вверх относительно центра тора. Такая конструкция посадочного
устройства обеспечивает направленную амортизацию и лучше воспринимает боковые
нагрузки при посадке с большой горизонтальной скоростью на склон поверхности.
В результате расчетов определены основные параметры НТАУ. Минимальная
высота торовой оболочки, при которой выполняются требования исходных данных,
составляет 0,7 м, радиус тора 0,55 м. Масса НТАУ =6,0 кг, начальное давление в обо¬
лочке 20 кПа.
Максимальная перегрузка на ПМ при разрыве демпфирующих звеньев и контакте
его с поверхностью не превышает 450 ед.
Скорость поверхностного модуля при его отделении от НТАУ составляет 10-25 м/с.
Высота центра масс ПМ над поверхностью в момент отрыва 0,2...0,3 м. Для амор¬
тизации остаточной скорости при контакте ПМ с поверхностью толщина пенопласта
должна составлять 100 мм при коэффициенте обжатия 0,8.
Следует отметить, что максимальное давление в НТАУ при ударе достигает
40 кПа. Это значение близко к пределу прочности оболочки. Уменьшение начального
давления заправки НТАУ приводит к увеличению деформации оболочки при посадке
и достаточно слабо влияет на величину максимального давления. Уменьшить величи¬
ну максимального давления можно за счет снижения посадочной скорости.
Следующей из рассматриваемых конструкций ММС является последний её
вариант - БЗ.
218

5-2
0300
поверхностный
0430
гибкая
модуль
б
поверхностный модуль
а-ДМ ММС в транспортном положении; б - ДМ с развернутым ОНТУ;
в-ДМ с развернутым ДНТУ.
Рисунок 5.28. Компоновочная схема ММС с развернутыми основным НТУ и ДНТУ после
сброса ГТЗ
219

5-2
ввод НТУ
аэродинамическое
торможение ММС
ввод ДНТУ
Рисунок 5.29. Схема спуска ДМ и посадки ПМ ММС в варианте БЗ
220

5-2
В варианте БЗ ЛАЭ конструктивно совмещен с системой предпосадочного тор¬
можения и представляет собой НТУ в форме тора с днищем, на котором закреплена
гибкая теплозащита. Диаметр миделевого сечения 1100 мм, диаметр тора 400 мм.
Разрифовка и наполнение тора производится при помощи пирогазогенератора перед
входом в атмосферу.
Система предпосадочного торможения и система амортизации в варианте БЗ
представляют собой комбинацию вариантов Б1 и Б2. Для предпосадочного торможе¬
ния используются ДНТУ в виде тора диаметром миделевого сечения 1600 мм. Систе¬
ма амортизации ПМ конструктивно выполнена как и в варианте Б1.
В варианте БЗ защитный кожух отсутствует. Крепление ММС к АМС осуществля¬
ется через хвостовую часть корпуса ММС.
В состав пиротехнических устройств варианта БЗ ММС входят (Ефанов В.В.,
2000):
- пиронож разрифовки НТУ;
- пиронож разрифовки ТЗП;
- пирочека фиксации ПМ;
- пиротехнические газогенераторы наполнения НТУ и ДНТУ.
Компоновочные схемы этой станции на характерных этапах спуска и посадки
представлены на рисунке 5.28 а, б и в.
Схема посадки ДМ ММС варианта БЗ аналогична схеме посадки ДМ ММС в ва¬
рианте Б1.
Схема посадки ДМ ММС варианта БЗ приведена на рисунке 5.29.
В таблице 5.12 приведены массовые сводки ДМ ММС рассмотренных вариантов
Б1,Б2и БЗ.
Таблица 5.12. Массовые сводки ДМ ММС вариантов Б1, Б2 и БЗ
№ п/п
наименование составных частей ММС
масса, кг
вар. Б1
вар. Б2
вар. БЗ
I
поверхностный модуль
4,00
4,00
4,00
аэродинамический экран:
3,10
2,87
3,00
2
- конструкция
1,30
1,17
0,60
-ТЗП
1,80
1,70
2,40
система предпосадочного торможения:
0,98
2,37
НТУ (и ДНТУ*):
0,98
2,37
з
- тор
0,40
1,67
- конус
0,18
-
- пирогазогенератор с фланцем
0,20
0,50
- стропы, растяжки
0,20
0,20
система амортизации при посадке
4,85
6,16
4,85
корпус с обечайкой
4,65
-
4,65
пирогазогенетатор
0,20
-
0,20
НТАУ
-
6,16
-
- пирогазогенераторы (2 шт. по 0,75 кг)
-
1,50
-
4
- ленты стягивающие
-
0,50
-
- усиливающие элементы
-
0,46
-
- оболочка
-
2,50
-
- фланцы под газогенераторы
-
0,20
-
- заправочные клапаны (2 шт. по 0,1 кг)
-
0,20
-
- амортизирующий элемент (пенопласт)
-
0,80
-
221

5-2
№ п/п
наименование составных частей ММС
масса, кг
вар. Б1
вар. Б2
вар. БЗ
пиротехнические устройства:
0,57
0,51
0,18
пиронож разрифовки НТУ
0,06
-
0,06
пирозамок отделения экрана и заднего кожуха
0,45
-
-
5
пирочека фиксации ПМ
0,06
-
0,06
пиротолкатель отделения заднего кожуха
-
0,45
-
пиронож резки удержания ЛАЭ
-
0,06
-
пиронож разрифовки ТЗП
-
-
0,06
6
ТЗП заднего кожуха (ТЗП")
0,70
0,50
0,30
7
задний кожух
0,50
0,66
-
8
бортовая кабельная сеть
0,30
0,30
0,30
общая масса ММС
15,00
15,00
15,00
Примечания: ‘ - для варианта БЗ; ** - для варианта БЗ
Рассматриваемые формы ММС вариантов Б1 и Б2 и БЗ из класса, близкого к сег¬
ментально-коническим, характеризуются параметрами:
- относительным радиусом затупления лобовой поверхности R=R/d,
где d - диаметр миделевого сечения лобового экрана;
- углом обратного (заднего) конуса 0,,;
- удлинением Х= AJd, где X - высота аппарата, отсчитываемая от носка лобового
экрана;
- относительным радиусом скругления кромки миделевого сечения аппарата r=rkl.
Эти параметры объединены в таблице 5.13.
Таблица 5.13. Геометрические параметры внешних обводов формы ММС
варианты
ДМ ММС
форма ЛАЭ
R
0,°
X
г
Б1
сегмент
1
30
0.825
0.000
Б2
сегмент
1
40
0.435
0.000
БЗ
сегмент
1
30
0.675
0.182
Коэффициенты аэродинамического сопротивления ДМ ММС разных конфигура¬
ций трех вариантов серии Б в зависимости от числа Маха при нулевом угле атаки
приведены в таблице 5.14.
Таблица 5.14. Коэффициенты аэродинамического сопротивления Сд„ ДМ ММС
М
вариант Б1
М
вариант Б2
М
вариант БЗ
с НТУ
без НТУ
с ЛАЭ
без ЛАЭ
с НТУ
с ДНТУ
=0
-
0,95
~0
-
0,85
~0
-
0,870
0,2
-
0,965
0,2
-
0,86
0,2
-
0,875
0,4
-
1,02
0,5
-
0,89
0,5
-
0,900
0,6
-
1,12
0,6
1,11
0,93
0,6
0,530
0,930
0,8
1,15
1,21
0,8
1,25
1,08
0,8
0,950
1,030
1,0
1,28
1,31
1,0
1,36
1,18
1
1,120
1,170
1,2
1,41
-
1,2
1,44
1,25
1,2
1,270
-
1,4
1,46
-
1,4
1,47
1,27
1,4
1,350
-
222

5-2
м
вариант Б1
М
вариант Б2
М
вариант БЗ
с НТУ
без НТУ
с ЛАЭ
без ЛАЭ
с НТУ
с ДНТУ
1.6
1,51
-
1,5
1,49
1,28
1,5
1,370
-
1.8
1,54
-
1,6
1,52
-
1,6
1,380
-
2.0
1,55
-
1,8
1,525
-
1,8
1,395
-
3.0
1,55
-
2,0
1,522
-
2,0
1,400
-
>4,0
1,55
-
3,0
1,52
-
3,0
1,390
-
-
-
-
>4,0
1, 53-
-
>4
1,370
Точность определения коэффициента аэродинамического сопротивления Сха со¬
ставляет ±8% в диапазоне 0<М<4 и 5% для М>4. Приведенные характеристики ис¬
пользуются для определения параметров траектории движения ММС при спуске в ат¬
мосфере Марса.
В таблице 5.15 приводятся величины тепловых нагрузок - максимальной величи¬
ны удельного теплового потока q/m, момент времени её достижения т,-,„ и интегрально¬
го тепла Qi, приходящего к ДМ в трех точках лобовой поверхности ДМ ММС вариан¬
тов Б1, Б2 и БЗ при различных значениях угла входа в атмосферу Марса.
Данные этой таблицы, как и таблицы 5.11, содержащей аналогичные данные для
вариантов А1 и А2, свидетельствуют о близком уровне тепловых нагрузок на десант¬
ные модули ММС. Следовательно, конструкция и параметры тепловой защиты на ло¬
бовом сегменте ЛАЭ и гибкой на поверхностях его надувной части будут аналогич¬
ными, поэтому тепловая защита жестких лобовой и донной поверхностей ДМ ММС
вариантов Б1 и Б2 повторяет схему рисунка 5.16, а гибкая тепловая защита ДМ ММС
варианта БЗ формируется из гибких тканевых материалов высокой термостойкости
(до 1200°С).
Таблица 5.15. Расчетные значения тепловых нагрузок для вариантов Б1, Б2 и БЗ ММС
вариант
ММС
0, град.
расчетная
точка
т„„ с
q„„ кВт/м2
Q, МДж/м2
1
64
500
15,8
-14
2
472
14,9
ЕЛ
3
388
12,5
1
43
642
12,4
-20
2
-”-
606
11,7
1
3
44
508
10,3
1
63
489
15,4
-14
2
461
14,5
Б2
3
379
12,1
1
42,5
627
12,1
-20
2
592
11,4
3
43,5
494
9,97
1
74
283
11,8
БЗ
-12
2
267
11,2
3
240
10,1
Принципиальная схема ГТЗ внешней поверхности ДМ ММС варианта БЗ показа¬
на на рисунке 5.30, где зона 1 соответствует участку ГТЗ от критической точки ЛАЭ
домиделева сечения, зоны 2 и 3 - ГТЗ донной части ДМ.
223

5-2
зона 1
Рисунок 5.30. Принципиальная ГТЗ ДМ ММС варианта БЗ
Эта защита накладывается на внешнюю поверхность ММС и содержит на лобо¬
вой поверхности аппарата три слоя кремнеземной ткани, пропитанной абляционным
материалом СТИРОСИЛ-А, и изоляцию из пленок ЭВТИ, укладываемых под ткань
для уменьшения прогрева несущей конструкции аппарата и оболочки НТУ.
В донной области ДМ ММС варианта БЗ гибкая тепловая защита, состоящая
с внешней стороны, обращенной к тепловому потоку, из одного слоя кремнеземной
ткани, пропитанной абляционным материалом, огибая тор НТУ, образует конус, сое¬
диняющий оболочку НТУ с корпусом. В качестве теплоизоляции под кремнеземной
тканью устанавливается ЭВТИ.
Полная масса тепловой защиты ДМ ММС вариантов серии Б приведена
в таблице 5.16.
Таблица 5.16. Весовая сводка тепловой защиты ДМ ММС вариантов Б1, Б2 и БЗ
вариант
вес тепловой защиты, кг
суммарный вес, кг
лобовой экран
донная область
Б1
1,8
0,7
2,5
Б2
1,7
0,5
2,2
БЗ
2,4
0,3
2,7
Ниже помещены таблицы, отражающие изменение параметров движения ММС
вариантов Б1, Б2 и БЗ в процессе спуска в моменты основных этапов их функци¬
онирования. Эти параметры соответстуют входу в атмосферу Марса на высоте
120 км со скоростью 6080 м/с ДМ ММС массой 15 кг в диапазоне углов входа минус
14...20 градусов.
Параметры приводятся как для номинального угла входа 17 град, так и с учетом
возможной ошибки его реализации, оцениваемой величиной ± 3 град.
В таблице 5.17 приведены параметры движения ДМ при спуске ММС варианта Б1.
224

5-2
Таблица 5.17. Параметры движения ДМ в атмосфере ММС варианта Б1
! лап спуска
время, с
высота, км
скорость,
м/с
траекторный
угол,град
скоростной
напор, Па
число
Маха
вход
ватмосферу
0
120
6080
-17,0
-(14,0-20,0)
0
28,4
макс.
перегрузка
57,2
47,3-73,3
32,1
28,3-35,6
3968
3847-4095
-13,1
-(9,6-17,2)
4657
3394-6077
19,9
19,1-21,0
ввод НТУ,
сброс ЛЭ
с ЗК
159,5
130,3-206,3
7,09
4,81-8,86
182,4
178,2-185,7
-58,43
-(53,4-65,2)
124,8
118,2-136,1
0,8
0,778-0,818
посадка
на Н=2 км
235,3
176,7-302,3
2,0
55,6
52,6-59,3
-89,54
-(85,9-90,0)
18,4
17,4-19,6
0,241
0,228-0,256
посадка
на Н=0 км
272,6
212,0-341,8
0,0
51,23
48,53-54,21
-90,00
-(89,6-90,0)
18,6
17,73-19,61
0,22
0,21-0,23
В таблице 5.18 приведены параметры движения ДМ при спуске ММС варианта Б2.
Таблица 5.18. Параметры движения ДМ в атмосфере ММС варианта Б2
j этап спуска
время, с
высота, км
скорость,
м/с
траекторный
угол, град
скоростной
напор, Па
число Маха
вход
ватмосферу
0
120
6080
-17,0
-(14,0-20,0)
0
28,4
макс.
перегрузка
58,2
48,2-74,7
30,70
27,0-35,0
3930
3901—4083
-13,6
-(9,50-17,2
5381
3889-7001
19,5
19,8-0,9
ввод НТАУ,
сброс ЛЭ
и ЗК
147,2
119,5-191,7
7,73
5,25...9,97
204,1
199,0-210,2
—49,29
-(44,8—55,8)
147,9
136,4-170,9
0,90
0,87-92
посадка
на И= 2 км
235,7
172,6-309,3
2,0
54,0
51,0-57,3
-89,7
-(86,6-90,0)
17,3
16,4... 18,3
0,23
0,22-25
посадка
на Н=0 км
274,2
209,0-350,0
0,0
49,6
46,95-52,55
-90,0
-(89,7-90,0)
17,5
16,6-18,43
0,21
0,20-0,23
В таблице 5.19 приведены параметры движения ДМ при спуске ММС варианта БЗ.
Таблица 5.19. Параметры движения ДМ в атмосфере ММС варианта БЗ
этап спуска
время,
с
высота,
км
скорость,
м/с
траекторный
угол, град
скоростной
напор, Па
число
Маха
вход
ватмосферу
0
120
6080
-17,0
-(14,0-20,0)
0
28,39
макс.
перегрузка
54,5
45,1-69,9
36,03
33,3-40,0
3830
3811...4050
-13,8
-(9,8-17,4)
2720
1927-3506
19,72
19,58-20,7
ввод ДНТУ,
сброс ТЗП
152,9
124,5-196,8
13,03
10,72-14,82
177,0
173,6-180,0
-59,1
-(53,7-65,8)
68,88
65,00-75,73
0,801
0,781-0,818
посадка
на Н= 2 км
276,9
228,5-335,1
2,0
67,8
63,9-72,33
-89,83
-(89,4-90,0)
27,34
25,75-29,19
0,293
0,276-0,313
посадка
на Н=0 км
307,6
257,4-367,6
0,0
62,25
58,84-66,06
-90,0
-(89,9-90,0)
27,50
26,07-29,13
0,267
0,253-0,284
225

5-2
Отметим, анализируя изложенное в этом разделе, что конструкция ММС в вари¬
анте БЗ наиболее приближена к искомому совершенству конструкции малой метео¬
рологической станции для развертывания сети таких исследовательских лабораторий
на поверхности Марса с целью одновременного мониторинга метеоусловий в не¬
скольких районах красной планеты.
Конструкция именно этого варианта ММС и её основных систем была подвергну¬
та экспериментальной отработке на наземных аэродинамических и тепловых уста¬
новках, вибродинамических стендах, проверке функционирования систем разверты¬
вания НТУ в вакуумных камерах и при бросковых испытаниях с борта летательных
аппаратов и др.
По результатам этих испытаний конструкция ММС претерпевала некоторые изме¬
нения, повышавшее её совершенство, и окончательно сформировалась при дальней¬
шем проектировании ММС в рамках проекта FP 7 по подготовке изделия «MetNet»
к ракетным лётным испытаниям в условиях атмосферы Земли (см. главу 6).
226

5-3
ЕН ЭКС ПЕРИ МЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА СИСТЕМ
И ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ МАРСИАНСКОЙ
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ
Малая метеорологическая станция для спуска в атмосфере и посадки на поверх¬
ность Марса контейнера с научной аппаратурой, описанная в разделе 5.2, сконструи¬
рована по технологии спускаемых аппаратов с надувными тормозными устройствами.
Форма этого аппарата, её трансформация в процессе спуска в атмосфере, представ¬
ленные на рисунке 5.31, миниатюрность конструкции, выполненной из материалов,
существенно различающихся по своей жесткости, гибкости, физическим и теплофи-
шческим свойствам, потребовали достаточно большого объёма аэродинамических,
1СП.ЮВЫХ. прочностных, вакуумных, пневматических и др. испытаний.
Для этих испытаний привлекались соответствующие стенды, установки, сред¬
ства отечественной экспериментальной базы для наземной отработки изделий ракет-
но- кос м и ч ес ко й тех н и к и.
Так, аэродинамические испытания ММС с целью определения аэродинамических
характеристик (АДХ) её составных частей при движении с гипер-, сверх-, транс-
и дозвуковыми скоростями, динамического воздействия воздушного потока на кон¬
струкцию ММС проводились на аэродинамических установках ЦНИИмаш, ЦАГИ
им. Н Е. Жуковского, НИИ механики МГУ.
В дозвуковой трубе ЦАГИ Т-101 с открытой рабочей частью исследовалась ди¬
намика раскрытия НТУ ММС перед посадкой, а при бросковых испытаниях с борта
самолёта определялась динамика полёта полномасштабного макета ММС.
В вакуумной камере, в условиях, близких к космическому вакууму, испытывалась
система развертывания НТУ с многослойной гибкой тепловой защитой.
Использование гибкого теплозащитного покрытия наружной поверхности ММС
потребовало проведения испытаний его образцов различной конструкции в потоках
плазмы, генерируемых в высокочастотном плазмотроне (ВЧП) установки У-13 ЦНИ-
Пмаш {Анфимов Н.А. и др., 1994) и в торцевом холловском ускорителе (ТХУ) Инсти¬
тута тепломассообмена им. А.В. Лыкова (Минск, Беларусь) (Юревич Ф.Б., Ермачен-
ш B.C. и др., 1989; Аношко И.А. и др., 2013; 2017).
227

5-3
В Научно-испытательном центре (НИЦ) Центрального института авиамоторо¬
строения (ЦИАМ) (Тураево, Моск. обл.) при продувках полномасштабного макета
ММС потоком высокотемпературного газа проверена работоспособность конструк¬
ции ММС, выполняемой из тканевых материалов, в том числе и ГТЗ, в условиях од¬
новременного воздействия тепловой и аэродинамической нагрузок. Эти испытания
были проведены на газодинамическом стенде Ц-9Н.
На центробежной установке (центрифуге) (Маркачев Н.А. и др., 2013) и вибраци¬
онных стендах НПО им. С.А. Лавочкина конструкция ММС испытывалась на проч¬
ность под действием силовых и вибрационных нагрузок.
Спроектированный специальный стенд использовался для исследования процесса
проникновения поверхностного модуля ММС в грунты разной плотности.
Наконец, для проведения бросковых испытаний использовалась авиация.
В настоящем разделе изложены основные результаты перечисленных испытании
без подробностей описания методик их проведения, которые, как правило, укомплек¬
товываются вместе с документацией и инструкциями по проведению испытании
на соответствующей установке.
Результаты здесь излагаются в последовательности, обратной порядку выполне¬
ния этапов миссии по доставке поверхностного модуля ММС к месту назначения
на Марсе, т.е. не от момента запуска ракетой-носителем автоматической межпланет¬
ной станции на траекторию Земля-Марс до контакта посадочного модуля с грунтом
Марса, а наоборот - от контакта до запуска.
Отметим, что для экспериментальной отработки принята конструкция ММС, яв¬
ляющаяся комбинацией компоновочных схем ММС вариантов Б1 и БЗ, а именно:
в базовой конструкции ММС варианта БЗ дополнительный баллон НТУ выполняется
в форме ДНТУ ММС варианта Б1 с креплением на хвостовой части приборного кон¬
тейнера ПМ. Такая конструкция продемонстрирована на рисунке 5.31 в.
Испытания устройства установки ПМ ММС в вертикальное рабочее положе¬
ние на марсианской поверхности важны для обеспечения успешного завершения
задачи посадки исследовательской лаборатории на поверхность Марса. Невыполне¬
ние этого условия может привести к невозможности установить радиосвязь с орби¬
тальным блоком АМС, выполняющим роль ретранслятора на орбите искусственного
спутника Марса.
Эти испытания (рисунок 5.32) относятся к классу бросковых, и в результате их
проведения должны были подтверждены:
- заданные параметры внедрения макета поверхностного модуля (приборного кон¬
тейнера) в модели грунта Марса двух типов;
- работоспособность системы амортизации ПМ в процессе внедрения в грунт Мар¬
са с допустимой перегрузкой на приборы;
- адекватность математической модели, используемой для описания процессов
демпфирования приборного контейнера и внедрения в грунт.
В испытаниях моделируется:
- вертикальная составляющая скорости V подхода макета к поверхности грунта
в диапазоне от 50 до 70 м/с;
- угол наклона а площадки с грунтовым аналогом от 0 до 30 град;
- горизонтальная составляющая скорости от 0 до 15 м/с (угол атаки 5 в диапазоне
от 0 до 14 градусов).
228

5-3
Рисунок 5.32. Моделирование вертикальной составляющей скорости подхода макета
приборного контейнера ММС к поверхности грунта
Выбираемые средства измерения и регистрации должны обеспечить оценку:
- скорости и угла атаки макета при подходе к поверхности с точностью до 5%,
конечного положения изделия в грунте (глубины проникновения, бокового сме¬
щения, угла останова изделия в грунте), конечного положения ПМ относительно
корпуса;
- составляющих по трем осям перегрузки по времени в двух точках изделия: в кор¬
пусе макета и на приборном контейнере;
- составляющих по трем осям перегрузки по времени на корпусе макета.
Для испытаний были разработаны два макета ПМ.
Первый, динамический макет, (рисунки 5.33а 1 и а2) снабжен штатной системой
амортизации приборного контейнера, и его геометрические и массово-инерционные
характеристики приближены к характеристикам штатного изделия. Масса макета -
10 кг, масса приборного контейнера полезной нагрузки - 4 кг.
Второй, габаритно-массовый макет (рисунок 5.336) разработан для отработки ре¬
жимов испытаний и получения экспериментальных данных для проверки выбранной
методики расчета внедрения в грунт.
Объем испытаний выбирается исходя из необходимости проверки работоспособ¬
ности системы амортизации в двух крайних случаях - внедрение в сыпучий и твер¬
дый грунты при различных скоростях и углах подхода ПМ к поверхности грунта и её
наклона.
Для проведения бросковых испытаний макетов ПМ ММС разработан и изготов¬
лен стенд, представленный на рисунке 5.34.
229

5-3
а1 и a2 динамический макет; б - габаритно-массовый макет.
Рисунок 5.33. Испытываемые макеты поверхностного модуля МС'С
Стенд содержит систему подвески испытываемого макета ПМ и освобождения его
путем открытия электрозамка в начальный момент движения макета, систему разго¬
на, выполненную в виде упругих элементов, а также поддон необходимой глубины
для размещения имитатора грунта.
Аэродинамические характеристики десантного модуля ММС, его разделяющихся
и отделяемых составных частей определяются экспериментально в аэродинамиче¬
ских трубах. От точности их определения зависит, окажется ли поверхностный мо¬
дуль ММС рассматриваемой конструкции в намеченном месте посадки при соблюде¬
нии условий входа в атмосферу Марса. Зги условия - заданная точка прицеливания
к высоте 120 км от нулевой поверхности планеты, проектная скорость и угол входа
в атмосферу на этой высоте при точно установленной массе ДМ - обеспечиваются
соответствующими баллистическими расчетами и точностью их реализации.
Целями основных испытаний моделей ММС и их составных разделяющихся и от¬
деляемых частей в аэродинамических трубах (АДТ) являются:
- определение стационарных и динамических (нестационарных) аэродинамиче¬
ских характеристик модели ММС с развернутым основным надувным тормоз¬
ным устройством;
- определение стационарных АДХ модели посадочного модуля с развернутым
ДНТУ в следе развернутого ОНТУ при моделировании процесса разделения по¬
сле сброса ОНТУ;
230

5-3
в грунт
- определение стационарных и нестационарных АДХ модели связки ПМ с развер¬
нутыми дополнительным НТУ (ДНТУ) и ОНТУ во взведенном состоянии ПМ
(на момент нарушения связи ПМ с ДНТУ и ОНТУ);
- определение стационарных и нестационарных АДХ модели посадочного модуля
с развернутым ДНТУ
Начальный этап аэродинамических испытаний масштабированных жестких мо¬
делей двух видов форм ММС - с развернутым ОНТУ в рабочее положение (рису¬
нок 5.35а) и ПМ с раскрытым ДНТУ (рисунок 5.356) проводился в аэродинамических
трубах НИИ механики МГУ им. М.В. Ломоносова в присутствии представителей
Финляндского метеорологического института-заказчика проекта исследовательской
станции ММС.
231

5-3
Рисунок 5.35. Модели ММС с развернутыми ОНТУ (а) и ДНТУ (б) и их размеры
Модели десантного модуля ММС испытывались в двух аэродинамических трубах:
Л-8 на режимах сверх- и дозвукового обтекания воздушным потоком и А-7 - на режи¬
мах до- и трансзвукового обтекания.
На рисунке 5.36а показано положение модели ММС в форме раскрытого ОНТУ
в сверхзвуковой АДТ А-8, на рисунке 5.366 - в трансзвуковой АДТ А-7.
Каждая модель с помощью донной державки закреплялась в механизме рейтер-
ных аэромеханических весов, позволяющем автоматически изменять угол атаки а
в ходе эксперимента (в потоке газа).
Испытания проведены при числах Маха М=2,5; 1.78; 0,8; 0,6 и 0,4 в диапазоне
углов атаки -2°<а<12°. Наряду с определением аэродинамических нагрузок осущест¬
влялась цветная шлирен-визуализация картин обтекания, дающая представление
о структуре течения около модели. В нескольких экспериментах визуализация осу¬
ществлялась методом масло-сажевых покрытий на поверхности тел, позволяющим
судить о картине растекания газа на поверхности модели.
Объем проведенных испытаний отражен в таблице 5.20.
232

5-3
а	б
Рисунок 5.36. Расположение моделей ММС в аэродинамической трубе А-8 (а) и А-7 (б)
Таблица 5.20. Перечень выполненных испытаний в АДТ А-7 и А-8
число
Маха
модель ММС
с ОНТУ
модель ММС
с ДНТУ
вид испытания
2,5
+
-
весовые испытания
при -2°<а<12°
1,78
+
-
весовые испытания
при -2°<а<12°,
визуализация шлирен-методом
0.8
■ +
-
весовые испытания
при -2°<а<12°,
визуализация шлирен-методом
0.8
-
+
весовые испытания
при-2°<а<12°,
визуализация шлирен-методом
0,6
-
+
весовые испытания
при -2°<а<12°
0,4
-
+
весовые испытания при
-2°<а< 12°
Следует отметить точность определения АДТ в проведенных экспериментах.
При испытаниях в условиях сверхзвукового обтекания моделей характерная размер¬
ная (измеряемая с помощью весов) величина лобового сопротивления составляла
500 Н, подъемной силы - 70 Н (при а=10°), поперечного момента 3,5 Н м. Соответ¬
ствующие величины при дозвуковых режимах обтекании: 150 Н; 28 Н и 1,5 Н м.
Средняя относительная погрешность измерений в условиях данных испытаний
составляла: - по коэффициенту сопротивления Cvu-0,5% при М>1 и 1,5% при М<1
по коэффициенту подъемной силы Си, - 4% при М>1 и 5% при М<1; - по коэффици¬
енту тангажа т. - 8% при М>1 и 15% при М<1. Сравнительно большая пог решность
измерений по коэффициентам С,„ и ш-связана с физическими особенностями обтека¬
ния данного типа моделей, приводящих к очень низким значениям момента тангажа
н нормальной силы.
233

I
5-3
При испытаниях проводилась визуализация картин обтекания моделей шли-
рен-методом. Для этого использовался оптический прибор Теплера ИАБ-451 с при
ставкой для получения цветного изображения.
Регистрация цветных изображений распределения градиентов плотности осу
ществлялась цифровой видеокамерой с записью на компьютер в темпе эксперимента
(формат сохранения видеоряда - MPEG4).
На рисунке 5.37 представлены несколько кадров из видеофильма, снятого в ходе
весового эксперимента с моделью МСС с ОНТУ при М=1,78.
Рисунок 5.37. Картины обтекания модели ММС с ОНТУ при М=|,78 при различных углах
атаки 0 <а<12
234

5-3
На кадрах видны основные структурные элементы течения при обтекании возду¬
хом модели: головная ударная волна, переход состояния в ударном слое перед моде¬
лью от дозвукового течения в центральной части к сверхзвуковому - на периферии.
Вилмы также система волн разрежения, исходящих от участка поверхности макси¬
мальной кривизны в окрестности миделя тела (район максимального разгона и разре¬
жения потока), граница области отрыва, отделяющая основной сверхзвуковой поток
от мало-интенсивного донного течения позади модели.
Течение на поверхности моделей исследовалось также и с помощью маслосаже¬
вою покрытия (метод масляных пленок). Для этого перед экспериментом на поверх¬
ность модели наносились капли специального состава (мелкодисперсный порошок
углерода, масло, керосин).
Результаты визуализации картины течения на поверхности модели ММС с ОНТУ
и ДНТУ с помощью этого метода при сверхзвуковом (М=2,5) и дозвуковом (М=0,8)
обтекании моделей под углом атаки а=6° показаны на рисунке 5.38.
На рисунке 5.38а хорошо видны граница области отрыва, начинающаяся в рай¬
оне миделя модели, а также практически застойная область в донной области при
сверхзвуковых режимах течения (левый рисунок) и смещение критической точки
на лобовой поверхности тела от положения симметрии (правый рисунок); на рисун¬
ке 5.386 - сложная картина с критическими точками, линиями стекания и растекания
на теневой (донной) поверхности тела в дозвуковом режиме.
б
Рисунок 5.38. Визуализация линий тока на поверхности моделей при обтекании
сверхзвуковым (М=2,5 - рисунок а) и дозвуковым (М=0,8 - рисунок б) потоками воздуха
вАДТ
235

5-3
В результате проведенных испытаний получены коэффициенты аэродинамиче¬
ского сопротивления СЛ(„ подъемной силы Сга и поперечного момента (тангажа) т:
для ДМ ММС в форме с развернутым ОНТУ (модель на рисунке 5.35а) и ДНТУ (ри¬
сунок 5.356), сгруппированные в таблицах 5.21 и 5.22 соответственно (Гувериюк С.В.
и др., 2009; Guvernyuk S. V. et a I., 2009).
Таблица 5.21. Аэродинамические коэффициенты ДМ ММС с развернутым ОНТУ
угол
атаки
М=2,5
М=1,78
М=0,8
с„
Си,
/77 -
СХ1,
Си,
Си,
С,,
/77;
0
1,41
-0
—0
1,32
-0
-0
0,96
-0
-0
2
1,41
-0,038
—0,010
1,31
-0,040
-0,015
0,96
-0,044
-0,012
4
1,41
-0,079
-0,010
1,31
-0,079
-0,016
0,97
-0,089
-0,017
6
1,41
-0,118
-0,023
1,30
-0,112
-0,029
0,98
-0,123
-0,026
8
1,41
-0,158
-0,035
1,30
-0,149
-0,045
0,98
-0,156
-0,032
10
1,41
-0,193
-0,038
1,30
-0,181
-0,060
1,00
-0,180
-0,038
12
1,39
-0,232
-0,054
1,30
-0,218
-0,068
0,99
-0,206
-0,041
Таблица 5.22. Аэродинамические коэффициенты ДМ ММС с развернутым ДНТУ
угол
атаки
М=0,8
М=0,65
М=0,43
Си,
С,,,
т:
Си,
Си,
т-_
С,„
Си,
т:
0
1,14
-0
-0
1,05
-0
-0
0,97
-0
-0
2
1,14
-0,029
-0,008
1,04
-0,026
-0,005
0,97
-0,024
-0,012
4
1,13
-0,064
-0,020
1,05
-0,042
-0,008
0,98
-0,048
-0,010
6
1,15
-0,106
-0,025
1,05
-0,078
-0,007
0,99
-0,072
-0,007
8
1,15
-0,145
-0,024
1,07
-0,116
0
0,99
-0,106
-0,006
10
1,16
-0,179
-0,028
1,07
-0,151
0,006
1,01
-0,137
-0,005
12
1,16
-0,218
-0,029
1,08
-0,190
-0,013
1,00
-0,178
-0,076
Анализируя данные таблиц 5.21 и 5.22, можно отметить, что для всех чисел
Маха реализуется статическая устойчивость обоих вариантов формы ММС с ОНТУ
и ДНТУ. Наибольшая устойчивость ММС с ОНТУ возникает при высоких числах
Маха. Статически устойчива ММС и при изменении формы в связи с развертыванием
ДНТУ и сбросом ОНТУ с тепловой защитой. Вместе с тем М=0,65 и 0,43 запас про¬
дольной статической устойчивости невелик, что приводит к необходимости проявлять
осторожность при выборе расположения центра массы ММС при развернутом ДНТУ.
При дальнейшем проектировании малой метеорологической станции, как прави¬
ло, неминуемо сопровождаемом модернизацией её конструкции, потребуется и рас¬
ширение объема аэродинамических испытаний.
Заметим, что от точного соблюдения проектных параметров баллистического
межпланетного перелета АМС и реализации условий входа ММС в атмосферу Марса
зависят тепловые нагрузки, действующие на аппарат при основном аэродинамиче¬
ском торможении его в атмосфере. Если же используемые расчетные методы опреде¬
ления этих нагрузок и прогрева тепловой защиты и несущей конструкции аппарата
236

5-3
дают их реальные значения, то сохранность ММС будет обеспечена до момента по¬
садки на поверхность Марса.
Эффективность тепловой защиты ММС, выбранной на основании расчетов, также
определялась экспериментальным путем на соответствующих тепловых установках
в два этапа.
Как уже отмечалось, особенность гибкой тепловой защиты состоит в её много¬
слойной структуре из различающихся по теплофизическим свойствам и физическим
характеристикам материалов. При этом слои из однотипных материалов, соприка¬
сающиеся, но не скрепленные друг с другом, укладываются в теплозащитный пакет
и теплоизолирующий мат (Финченко B.C. и др., 2008).
При монтаже теплоизолирующий мат, составленный из пленок ЭВТИ, и теплоза¬
щитный пакет, укладываемый на мате, содержащий несколько слоев кремнеземной
ткани, пропитанной абляционным веществом, вместе накладываются на ММС, ох¬
ватывая все внешние элементы её конструкции, и закрепляются на хвостовой части
приборного контейнера станции, как показано на рисунке 5.30. При наддуве оболоч¬
ки ОНТУ тепловая защита ММС оказывается в расправленном состоянии, но её слои
находятся относительно друг друга в свободном состоянии, обусловливая «мягкость»
наружной поверхности десантного модуля ММС.
Поэтому проверка эффективности такой ГТЗ проводится в два этапа.
На первом этапе выбора ГТЗ рассматриваемой ММС определяется состав пакета
и мата для условий тепловой нагрузки со стороны газового потока при спуске в ат¬
мосфере (таблица 5.15). Для этого изготавливаются образцы с различным количе¬
ством пленок ЭВТИ, ткани теплозащитного пакета и количества наносимого на эти
ткани абляционного вещества СТИРОСИЛ-А.
Положительным результатом этого этапа испытаний является такая структура те¬
пловой защиты (количество слоев теплозащитного пакета и пленок ЭВТИ теплоизо¬
лирующего мата), при которой нагрев оболочки НТУ с учетом некоторого запаса не
превышает её допустимой температуры (150°С).
На втором этапе испытывается полномасштабный макет ММС с тепловой защи¬
той, принятой по результатам испытаний первого этапа.
На этом этапе проводятся измерения температуры между основными слоями ГТЗ
вдоль образующей ММС в нескольких направлениях. Здесь главным положительным
результатом проверки эффективности ГТЗ считается также температура оболочки
НТУ и сохранность целостности всех элементов структуры тепловой защиты с до¬
пущением разрушения наружного слоя кремнеземной ткани теплозащитного пакета.
Испытания образцов ГТЗ ММС проводились в ЦНИИмаш на установке У-13 вы¬
сокочастотного плазматрона (ВЧП) (Анфимов Н.А. и др., 1994), и на стенде торцевой
холловский ускоритель (ТХУ) Института тепломассообмена им. А.В. Лыкова в Мин¬
ске (Юревич Ф.Б., Ермаченко B.C. и др., 1989). На ВЧП У-13 могут быть испытаны
плоские образцы прямоугольной формы размером до 170х 150 мм, на ТХУ - круглой
формы диаметром до 100 мм. Размеры зависят от используемой мощности установок.
В этих испытаниях устанавливается режим работы У-13, обеспечивающий вы¬
бранный уровень плотности теплового потока в плазме, воздействующий на образец,
в течение такого промежутка времени, чтобы интегральный тепловой поток был ра¬
вен количеству тепла, воспринятому образцом из соответствующей точки образую¬
щей внешнего контура ММС с расправленной тепловой защитой ОНТУ.
237

5-3
Например, на ускорителе Холла было испытано восемь образцов № 1,2,3,4 выби¬
раемой ГТЗ для рассматриваемой на рисунке 5.30 ММС. Четыре образца представ¬
ляли собой конструкцию теплозащиты в зоне I, прилегающей к критической точке:
остальные № 5,6,7,8 - в зоне 2 , прилегающей к району тора изменяющейся кривизны
лобовой поверхности ММС.
Первая группа образцов подвергалась воздействию теплового потока с/=270 кВтч
в течение т=38 секунд, а вторая - 450 кВт/м: в течение тех же 38 секунд.
Проведено измерение температуры T{X4t\ на внешней поверхности теплоизолирую¬
щего мата из ЭВТИ и под вторым слоем кремнеземной ткани, пропитанной аблиру
ющим веществом СТИРОСИЛ-А, и Т[х.к) на внутренней поверхности пленки ЭВТИ.
прилегающей к облицовочной аримидной ткани теплоизолирующего мата. Темпера¬
тура TUul) и Г,измерялась с помощью хромель-алюмелевых и хромель-копелевы\
термопар соответственно.
Кроме того, измерялась яркостная температура Г, поверхности образца.
Для определения величины уноса массы Ат абляционного вещества образцы взве¬
шивались до и после испытаний. По результатам взвешивания определялся удельным
расход С теплозащитного покрытия образцов.
На рисунке 5.39 показан пример результата испытания на установке ТХУ образ¬
цов ГТЗ ММС рассматриваемой конструкции зон I и 2 схемы тепловой защиты.со¬
ответствующей рисунку 5.30.
На раскладке слоев образцов видно, что у обоих образцов наружный слой крем¬
неземной ткани (I), пропитанный веществом СТИРОСИЛ-А, претерпел тепловое
воздействие с потерей массы этого вещества, на втором слое такой же ткани (21
с меньшей толщиной пропитки следов обжига нет и все остальные слои, вплоть до
оболочки (7) ОНТУ, сохранили свой первоначальный вид.
Численные результаты испытаний значения режимов описываемых испытаний
приведены в таблице 5.23.
образец ГТЗ зоны 1 на рис. 5.30	образец	ГТЗ	зоны	2	на	рис.	5.30
1 и 2 - ткань кремнеземная, пропитанная абляционным материалом;
3 и 5 - материал теплоизолирующего чехла;
4 - пленки ЭВТИ; 6 (левая) - пластина из материала ложемента;
6 (правая) - покрышка ОНТУ (ткань СВМ);
7 - материал оболочки ОНТУ.
Рисунок 5.39. Разложенные слои образцов ГТЗ после испытаний на установке ТХУ
238

5-3
Таблица 5.23. Результаты и режимы испытаний образцов ГТЗ на установке ТХУ (#0 - полная
шальпия потока, V - скорость потока)
| №
<6
Д.,
Г,
т,
А/;?,
G,
Ти
Tlx-cl),
ту,,,
оор.
кВт/м2
МДж/кг
м/с
с
г
кг/(м2с)
°С
°с
°с
1 1
4,11
0,0215
1150
-
-
1 2
270
7,8
1100
4,23
0,0220
950
240*
115
3
4,09
0,0211
1140
460
205
4
38
4,02
0,0209
1140
510
170
! 5
6,96
0,361
1020
-
-
6
450
10,0
1400
7,10
0,0372
1000
414
150
1 7
7,20
0,0378
990
390
220
8
7,08
0,0371
990
390
220
* Ты| - под третьим слоем ЭВТИ
Из таблицы 5.23 следует, что у образца № 4 на внешней поверхности мата ЭВТИ
температура Т(х.а) достигает значения 510°С, но температура внутреннего слоя (6-го)
ЭВТИ не превысила 170°С.
В нескольких образцах наблюдается слипание нескольких верхних пленок ЭВТИ
из-за оплавления прокладочной между пленками ЭВТИ сетки (холст кварцевый во¬
локнистый) ХКВ.
Температура внутренней поверхности мата ЭВТИ теплозащиты зоны, контак¬
тирующей с надувной оболочкой ОНТУ ММС, при испытаниях достигала значе¬
ний 220°С. Это означает, что температура герметичной оболочки НТУ может при¬
ближаться к предельному значению, равному 150°С. Для повышения эффективности
теплозащиты в ее конструкцию следует добавить по одной прокладочной сетке ХКВ
между каждым из шести слоев пленок
В таблице 5.24 приводятся данные испытаний образцов в зоне 2 ГТЗ ММС на уста¬
новке У-13 ВЧП в ЦНИИмаш.
Таблица 5.24. Режимы и результаты испытаний образцов зоны 2 ГТЗ ММС
№ образца
q, кВт/м2
Ни, МДж/кг
т, с
Д/77, Г
о
о
9
450
25,0
38
4,86
268
10
450
25,0
38
4,53
214
Данные таблицы 5.24 демонстрируют, что результаты испытаний на установке
У-13 ВЧП близки к результатам испытаний на установке ТХУ.
Целью испытаний гибкой теплозащитной оболочки ОНТУ в составе полномас¬
штабного макета ММС является проверка ее работоспособности и эффективности
в условиях одновременного воспроизведения аэродинамической нагрузки и темпера¬
турного состояния конструкции.
Выше был представлен пример результатов проверки эффективности (прогрев
и величина уноса массы сублимирующего вещества) ГТЗ ММС рассматриваемой
конструкции. Эти результаты получены при испытаниях мелкомасштабных образ¬
цов ГТЗ в потоках плазмы, воспроизводящих условия тепловой нагрузки, близкие
к полетным. Однако в этих испытаниях в силу малых размеров образца ГТЗ невоз¬
можно воспроизвести величину полной аэродинамической нагрузки, действующей
на ОНТУ с тепловой защитой при спуске ММС в атмосфере.
239

5-3
Поэтому проверка работоспособности и эффективности ГТЗ ОНТУ проводите!
в составе полномасштабного макета ММС в условиях одновременного воспроизведе¬
ния величины аэродинамической нагрузки, температурного состояния и уноса масск
сублимирующего вещества ГТЗ ММС штатной конструкции.
Испытания проведены на газодинамическом стенде, показанном на рисунке 54й
(стрелками показаны: макет ММС, гребенка измерения параметров потока перед ма¬
кетом, трубопровод, сопло и подвижная стенка для закрытия камеры стенда).
Рисунок 5.40. Макет ММС на газодинамическом стенде Ц-9Н (камера открыта)
На этом стенде авиационным газотурбинным двигателем создается дозвуковой
поток высокотемпературного газа - смеси продуктов сгорания керосина с воздухом.
Испытания и выбор параметров режима работы стенда проведены по методике,
изложенной в разделе 3.2 и (Финчепко B.C. и др., 2013).
Объектом испытания является полномасштабный макет ММС со штатной гибком
тепловой защитой ОНТУ, показанный на рисунке 5.41. На макете видны сшивные
швы элементов выкройки из кремнеземной ткани теплозащитного пакета ГТЗ, про¬
питанных абляционным веществом.
Максимальный поперечный размер макета 1039 мм.
Лобовая часть макета представляет собой сферический сегмент радиусом
1010 мм. Хвостовая часть выполнена в виде комбинации двух усеченных конусов
с углами 122° и 56° и сопрягается с лобовой частью торовой поверхности радиусом
145 мм. Хвостовая часть заканчивается торцевым срезом диаметром 232 мм. Общая
длина аппарата 600 мм.
Тепловая защита ОНТУ ММС выполнена в виде двух слоев кремнеземной тка¬
ни, пропитанной веществом СТИРОСИЛ-А. Количество этого вещества, наносимого
на один квадратный метр наружной поверхности ГТЗ на носовой части аппарата со¬
ставляет 1,1 кг, а на периферийной (в области поверхности, где ГТЗ прилегает к тору
оболочки ОНТУ) - 1,5 кг/м2. На первом, нижнем слое теплозащитного пакета СТИ¬
РОСИЛ-А наносится из расчета 0,4 кг/м2.
240

5-3
Рисунок 5.41. Полномасштабный макет ММС со штатной конструкцией ГТЗ на развернутом
н рабочее состояние OI1ТУ
Теплоизолирующий мат содержит шесть слоев пленок ЭВТИ с дублированной
прослойкой сетки ХКВ между ними.
К измеряемым параметрам, определяющим режим работы стенда, относятся:
- температура газового потока;
- давление газового потока;
- давление в рабочей камере стенда;
- давление в герметичной оболочке ОНТУ;
- расход высокотемпературного газа.
Во время испытаний через иллюминаторы в стенках камеры с помощью видеока¬
мер проводилось наблюдение за состоянием изделия в процессе обдува газовым по¬
током. Изображение регистрировалось на видеопленку, а также передавалось на мо¬
ниторы, установленные на стендовом пульте управления. Перед испытанием и после
его завершения проводилось фотографирование макета и характерных участков его
поверхности.
Температура газового потока во время испытания после закрытия камеры стенда
измерялась в трех сечениях - на срезе сопла (Tls,T2s,Tol,To2 и ТоЗ), на оси струи
перед ММС (Trl, Тг2, ТгЗ и Тг4) и на заднем срезе макета ММС (Т1 *,Т2*,ТЗ* и Т4*).
В рабочей камере стенда во время испытаний измерялось также статическое дав¬
ление Ртбк!. В газовом потоке полное и статическое давления измерялись на срезе
сопла (Роср и Рст.ср) и перед макетом ММС (Рог и Рст.г).
На рисунке 5.42 показано положение макета ММС на горизонтальной державке
стенда Ц-9Н и дополнительная тепловая защита донной области макета.
241

5-3
Рисунок 5.42. Макет ММС на державке в рабочей камере газодинамического стенда
В связи с тем, что на стенде реализуется дозвуковая скорость газового потока, по¬
требовалась дополнительная тепловая защита донной части макета, отличная от за¬
щиты штатного ММС, которую демонстрируют два нижних снимка ММС на рисун¬
ке 5.42. Это связано с тем, что при спуске ММС ГТЗ её работает на участке движения
аппарата с гипер- и сверхзвуковыми скоростями, при которых давление в донной об¬
ласти ММС, а следовательно, и тепловые потоки, во много раз ниже этих параметров
при дозвуковом обтекании.
Кроме того, газовый поток на стенде имеет более низкую температуру (около
800°С) по сравнению с температурой в ударном слое при спуске ММС (около 5000СС|
в атмосфере Марса. Следовательно, разрушение материала ГТЗ (абляция вещества
СТИРОСИЛ-А) на стенде происходит при существенно более низком значении пол¬
ной энтальпии газового потока, чем в реальном полете. Из-за этого в испытании не¬
обходимо было достичь такого же значения уноса массы аблирующего вещества, ко¬
торое прог нозируют теоретические расчеты при реальном спуске ММС.
Для контроля температуры на поверхности чехла изолирующего мата ЭВТИ
на макете ММС под двумя слоями кремнеземной ткани, пропитанных аблирующич
веществом, в диаметрально противоположных точках были установлены четыре тер¬
мопары для измерения температур Ти1, Ти2, ТиЗ и Ти4.
Подготовка к испытаниям ММС на стенде Ц-9Н предусматривала выбор следую¬
щих параметров режима работы стенда:
- закона изменения температуры газового потока Трежии, соответствующей расчет¬
ному повышению температуры Г,, лобовой поверхности ММС при спуске;
- расхода газа Q, соответствующего натурному уровню скоростного напора при
спуске ММС в атмосфере;
- времени выдерживания температуры Ти поверхности ММС для достижения уно¬
са массы 5, соответствующего расчетному уносу при спуске.
Перед испытаниями рабочая камера стенда герметично закрывается и откачива¬
ется до давления, равного 96 кПа. Перепад давления в полости гора оболочки ОНТУ
поддерживается на уровне 50...60 кПа.
В начале испытания из сопла в рабочую камеру на макет ММС через подогрева¬
тель подается воздух при температуре 50...60°С. Затем организуется поток продуктов
сгорания керосина в воздухе с расходом £9ipillv=400 л/с и изменяющейся в ходе испыта¬
ний температурой 7’0,|(ilKmM, близкой к ее расчетным значениям 7^,, и 7'|Ч..К||Ч - темпера¬
туре управления режимом работы стенда.
На рисунке 5.43 показано изменение перечисленных параметров во время испы¬
тания макета ММС.
242

5-3
Рисунок 5.43. Циклограмма изменения расхода и температуры газового потока
Скоростной напор и, следовательно, механическая нагрузка на ТЗП на стенде за¬
висят от температуры набегающего на макет ММС газа. Максимальное значение ско¬
ростного напора при испытаниях не превышало 6 кПа. Это значение более чем в два
раза выше полетного скоростного напора, равного 2,79 кПа. Следовательно, на меха¬
ническую нагрузку макет ММС испытан с большим запасом.
На рисунке 5.44 приведено расчетное изменение температуры Г„. лобовой поверх¬
ности в районе критической точки макета ММС при испытаниях и роста толщины
й уносимого абляционного вещества ГТЗ. Участок T.^const с 15-й по 65-ю секунду
соответствует продолжительности уноса материала ГТЗ.
В соответствии с расчетами в стендовых условиях нагрева наружной поверхно¬
сти ТЗП по закону, представленному на рисунке 5.44, унос массы тепловой защиты
в критической точке аппарата должен составить 5=0,73мм. Для этого температура
поверхности Тк должна достичь уровня сублимации материала ТЗП 680°С к 15-й се¬
кунде от начала нагрева, на этом уровне выдержана в течение 50-ти секунд и затем
в течение 10 секунд снижена до 500°С.
Таким образом, испытания гибкой тепловой защиты ОНТУ ММС проведены
в составе полномасштабного макета ММС при режиме работы газодинамического
стенда, воспроизводящего условия, близкие условиям натурного функционирования
ММС при спуске в атмосфере Марса. При этом были соблюдены аэродинамическая
нагрузка на макет, изменение температурного состояния внешней поверхности ОНТУ
со штатной тепловой защитой и реализован унос массы абляционного вещества ГТЗ,
близкие к полетным их значениям.
На рисунке 5.45 показано состояние поверхности тепловой защиты ОНТУ ММС
на лобовой и боковой поверхности аппарата после испытания в потоке высокотемпе¬
ратурного газа.
Анализ состояния поверхности ОНТУ с гибкой тепловой защитой показывает, что
под воздействием потока высокотемпературного газа на поверхности происходила
равномерная абляция вещества, которым пропитана кремнеземная ткань теплозащит¬
ного пакета, и разрушения слоев кремнеземной ткани не обнаруживается.
243

5-3
Рисунок 5.44. Закон изменения температуры и уноса массы материала ГТЗ ОНТУ
Рисунок 5.45. Вид на поверхность ОНТУ ГТЗ макета ММС после испытания
Рисунок 5.46. Вид на боковую и донную части макета ММС после испытаний
244

5-3
Рисунок 5.47. Температуры Ти1, Ти2, ТиЗ и Ти4 на поверхности ЭВТИ ГТЗ ОНТУ
Что же касается донной части макета ММС, то, как это видно на рисунке 5.46,
наблюдается разрушение использованного при испытаниях дополнительного за¬
щитного чехла из кремнеземной ткани, пропитанной также небольшим количеством
абляционного вещества. На этом же рисунке на задней оконечности макета видна без
следов обжига рыжая аримидная ткань штатной защиты донной части ММС.
Надувная оболочка тора ОНТУ макета ММС во время и после испытаний не раз¬
рушилась и сохранила герметичность.
Основным результатом проведенных испытаний является то, что подтверждена
работоспособность выбранной для ММС тепловой защиты под воздействием тепло¬
вой нагрузки, близкой к натурной, и механической нагрузки, превышающей полет¬
ную более чем в два раза.
Подтверждена также эффективность выбранной тепловой защиты ММС, на что
указывает представленное на рисунке 5.47 распределение температур термопары для
измерения температур Ти 1, Ти2, расположенных на образующей макета ММС в верх¬
ней полуплоскости и ТиЗ и Ти4 - в нижней, под двумя слоями кремнеземной ткани те¬
плозащитного пакета. То есть на поверхности мата ЭВТИ температура не превышает
280°С при допустимой температуре 500°С (для сравнения приведен возможный ход
синей линией с максимальным значением допустимой для ЭВТИ температурой Тт[и).
Важными этапами функционирования при спуске на поверхность Марса ММС яв¬
ляются процессы развертывания оболочек ОНТУ с тепловой защитой в космических
условиях и ДНТУ в атмосфере Марса.
Безотказное развертывание ОНТУ и ДНТУ ММС служит гарантией успешной по¬
садки поверхностного модуля ММС на поверхность Марса.
Экспериментальная отработка и проверка динамики развертывания основного
тормозного устройства ММС в космосе и дополнительного НТУ в условиях обтека¬
ния дозвуковым потоком газа проводились в вакуумной камере и в аэродинамической
трубе соответственно.
245

5-3
Рисунок 5.48. Стадии процесса раскрытия ОНТУ ММС с тепловой защитой в вакуумной
камере
Оболочка основного тормозного устройства с гибкой тепловой защитой ММС
во время запуска АМС ракетой-носителем и на трассе перелета Земля-Марс находит¬
ся в сложенном по отработанному порядку укладки состоянии. Разворачивается НТУ
за несколько десятков секунд до входа ММС в атмосферу, т.е. при внешнем давлении,
практически равном нулю. Заданное время заполнения объема герметичной оболоч¬
ки до рабочего давления и раскрытия ОПТУ обеспечивается системой наполнения
и обусловливается гидравлическим сопротивлением её магистралей и расходом га»
из источника высокого давления при переменном перепаде давления между давлени¬
ем в полости оболочки и в выходном сечении магистрали.
Проверка этого процесса проводилась в вакуумной камере ВК-48 НПОЛ. Различ¬
ные стадии раскрытия ОНТУ в камере можно рассмотреть на рисунке 5.48, иллю¬
стрирующем кадры видеосъемки.
Анализ результатов этих испытаний позволил, исследуя процесс при различных
вариантах укладки ОНТУ в компактный объем при выбранной конструкции систе¬
мы подачи газа в полость тора ОНТУ ММС, минимизировать время развертывания
ОНТУ станции. Это время составляет 150±5 секунд.
Исследование процесса развертывания ДНТУ в присутствии ОНТУ и устойчиво¬
сти формы ДНТУ при различных давлениях газа в полости его тора проводились при
испытаниях полномасштабного макета ММС в аэродинамической трубе T-I0I ЦАГИ.
246

5-3
Целями этих испытаний являлись:
• исследование динамики развертывания ДНТУ при наполнении полости его тора
воздухом;
• определение минимального значения давления в оболочке тора ДНТУ, обеспечи¬
вающего устойчивость формы ДНТУ при скоростных напорах во время спуска
в атмосфере Марса и Земли;
- исследование запаса прочности ткани, соединяющей тор ДНТУ с посадочным
модулем в присутствии ОНТУ при неоднократном его развертывании под дей¬
ствием реальной аэродинамической нагрузки;
- определение аэродинамических коэффициентов ПМ с ДНТУ при скоростях, со¬
ответствующих скоростям посадки ММС на земную поверхность.
Поскольку ко времени проведения этих испытаний уже обсуждался вопрос о про¬
ведении ракетных испытаний ММС в земных условиях, то попутно готовилась ин¬
формация о её аэродинамике при спуске в атмосфере Земли.
В качестве объекта испытаний использовался полномасштабный макет ММС:
герметичная оболочка тора ДНТУ, гибкая связь ДНТУ с ОНТУ, теплозащита ОНТУ,
крепление теплозащиты и гибкой связи с корпусом ПМ были выполнены такими же,
как на летном макете ММС.
Стенд Т-101 представляет собой аэродинамическую установку замкнутого
ища с открытой рабочей частью. Поток воздуха в трубе создается с помощью двух
вентиляторов.
Выходное и входное отверстия трубы имеют сечение в виде эллипса с размерами
осей 24><14 м. Плоскости выходного и входного отверстий аэродинамической трубы
разнесены между собой на некоторое расстояние, образуя открытую рабочую часть.
Рисунок 5.49. Установка ММС перед выходным сечением АДТ Т-101
247

5-3
Исследуемый объект вместе с державкой, трубой длиной 5 метров, размещался
в открытой рабочей части аэродинамической трубы, как показано на рисунке 5.49.
и устанавливался на шарнирах трех вертикальных опор, имеющих обтекаемую фор¬
му. Шарниры опор соединены с тягами механических весов АДТ.
Детали крепежа державки к ферменной конструкции спроектированы и изготов¬
лены специально для ММС с ДНТУ с учетом максимальных нагрузок, действующих
на макет при испытаниях.
Труба державки оканчивается фланцем с отверстиями под болты для соединения
с ответным фланцем макета ММС.
На оболочке ДНТУ был установлен штуцер для подсоединения к автономной си¬
стеме наполнения оболочки, состоящей из баллона высокого давления (/*=25-103 кПа).
электрического клапана и пневматической магистрали. Давление в баллоне выбрано
таким, чтобы был обеспечен наддув тора ДНТУ за время, близкое ко времени наддува
ДНТУ при окружающем давлении 10...20 кПа, что соответствует высотам 12... 16км
в атмосфере Земли (Финченко B.C., Богданов В.П. и др., 2001).
Наддув оболочки ДНТУ производился путем подачи воздуха из баллона высокого
давления при подаче сигнала на электрический клапан. Давление, под которым пода¬
ется воздух в оболочку, контролируется по датчику давления. Баллон высокого дав¬
ления и магистрали наддува крепятся на осевой державке. Таким образом снимается
весовая нагрузка с ДНТУ от этих элементов.
Испытания макета ММС на проверку динамики развертывания ДНТУ проводился
для разных углов атаки. Во время испытаний макета ММС при определении стаци¬
онарных аэродинамических характеристик для каждого закрепления макета по углу
атаки а регистрировались:
- продольная составляющая F, аэродинамической силы;
- нормальная составляющая /Д аэродинамической силы;
- аэродинамический момент т: относительно оси, проходящей через некоторую
условно выбранную точку с известными координатами;
- текущее давление в оболочке тора ДНТУ Рднту=/(/).
Положение ДНТУ в потоке регистрировалось с помощью стационарной
видеосъемки.
Аэродинамические характеристики СЛ, С,, т: определялись с учетом известных
координат центра масс (носка) макета ММС, площади миделева сечения макета и па¬
раметров набегающего потока.
Текущие значения деформационных параметров ДНТУ и его элементов, а также
положение ДНТУ относительно ОНТУ определялись при покадровой обработке ма¬
териалов видеозаписи.
Испытания динамики развертывания ДНТУ проведены при скоростях набегаю¬
щего потока в диапазоне 20...24 м/с. Этим скоростям соответствует скоростной на¬
пор, равный 204...294 Па, что соответствует аэродинамической нагрузке при вводе
ДНТУ при спуске в атмосфере Земли и в три раза превышает нагрузки на этом этапе
спуска ММС варианта БЗ в атмосфере Марса (таблица 5.19).
На рисунке 5.50 представлен ряд кадров видеосъемки раскрытия ДНТУ ММС
через равные промежутки времени, равные 5 с. Однако следует отметить, что темп
наддува тора ДНТУ в условиях эксперимента был намного ниже натурного. Поэтому
ткань, соединяющая тор с корпусом ММС, за время раскрытия подверглась нагруз-
248

5-3
Рисунок 5.50. Видоизменение конфигурации десантного модуля ММС в процессе раскрытия
ЛИТУ в аэродинамической трубе Т-101
мм во много раз выше по времени и характеру воздействия (порывистость процесса),
чем при спуске в атмосфере Марса.
Коэффициент аэродинамического сопротивления связки ОНТУ с ДНТУ при ре¬
ализованных в испытаниях скоростях воздушного потока изменялся в диапазоне
С,=0,97±0,03.
Во время испытаний ММС в Т-101 при скорости потока около 25 м/с также опре¬
делялось, какое давление должно был ь в полости тора ДНТУ, при котором наступит
и будет сохраняться стабильная устойчивость формы ДНТУ.
Искомый результат достигался путем повышения давления в оболочке ДНТУ, ко-
юрое осуществлялось по ступенчатой схеме:
- подача открытием крана источника сжатого воздуха в тор после останова работы
вентиляторов АДТ до определенного давления;
- запуск вентиляторов трубы и осмотр состояния тора в потоке. Если наблюдается
его деформация, работа трубы прекращается и снова повышается давление в торе
на некоторую величину и т.д.
При достижении перепада между давлением в торе и в окружающей среде
900 Па, что отвечает четырехкратному превышению скоростного напора трубного
потока, наблюдается устойчивая форма тора ДНТУ, иллюстрируемая последним ка¬
дром на рисунке 5.50.
249

5-3
Рисунок 5.51. Подготовленный для бросковых испытаний макет ММС
Рисунок 5.52. Макет посадочного модуля с ДНТУ после сброса с самолета и посадки
на земную поверхность и проектанты ММС: специалист по динамике спуска В. Дубовик
(2-й слева), конструктор Ю. Романенко, руководитель проекта А. Поляков, начальник
отделения динамики спуска СА в атмосфере А. Защиринский (3-й справа)
и А. Кудрявцев (крайний справа)-специалист по бросковым испытаниям
250

5-3
Рисунок 5.53. Установка макетов ММС на вибродинамических стендах
Для исследования динамики раскрытия ДНТУ ММС, срабатывания системы рас¬
стыковки посадочного модуля и тора ОНТУ с тепловой зашитой и процесса отделе¬
ния и расхождения траекторий спуска IIM и ОНТУ использовались сбросы станции
с борта летательного аппарата - низкоскоростного самолета.
Важным условием, отличающим исследования динамики развертывания ДНТУ
в лонном следе за ОНТУ, в аэродинамической трубе, является наличие возмущения
начального положения ММС в потоке после сброса с борта самолета.
На рисунке 5.51 показан загруженный в самолет макет ММС, сопровождаемый
специалистами НИЦ им. Т.Н. Бабакина по организации бросковых испытаний косми¬
ческих спускаемых в атмосферах планет аппаратов А.Кудрявцевым и В. Дубовиком,
на рисунке 5.52 запечатлен момент завершения испытаний.
Рисунок 5.54. Установка макета ММС для испытаний на центрифуге СУ-267
251

5-3
Соответствие нормам прочности малой метеорологической станции проверялось
при испытаниях на динамических стендах НПО Лавочкина (рисунок 5.53), воспро¬
изводящих вибрационные нагрузки, сопровождающих запуск и выведение АМС
с ММС на борту на траекторию межпланетного перелета.
Опыт проведения прочностных испытаний СА «Пенетратор» миссии «Марс-96".
СА серии «Демонстратор» выявил возможность появления вследствие вибрационно¬
го воздействия потертостей слоев тепловой защиты ОНТУ ММС и нарушение целост¬
ности герметичной оболочки НТУ. Для устранения возможности появления дефектов
у используемых тканевых материалов следует обращать внимание на правильность
укладки НТУ в компактный объём, избегая контакта этих материалов с жесткими эле¬
ментами конструкции ММС.
Проверка воздействия статических нагрузок на конструкцию ММС проводи¬
лась при испытаниях макетов станции на центробежной центрифуге СУ-267 грузо¬
подъемностью 1500 кг для испытания объектов габаритами 1,5x1,5x1,2 с н а грузкой
до $450 ед. (Маркачев Н.А. и др., 2012), представленной на рисунке 5.54.
При проектировании ММС рассматривались вопросы, касающиеся оценки доста¬
точности испытаний для обеспечения надежного их функционирования при выпол¬
нении поставленных перед ММС задач. Были намечены пути расширения объемов
испытаний при аэротермодинамической отработке совершенствуемых конструкции
ММС, прочностных испытаний, повышения технологических процессов изготовле¬
ния макетов и ММС в целом.
252

РЕЗУЛЬТАТЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ,
НАЗЕМНОЙ ОТРАБОТКИ
И ИЗГОТОВЛЕНИЯ МАКЕТОВ
СПУСКАЕМОЙ НА ПОВЕРХНОСТЬ
МАРСА МАЛОЙ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОЙ
СТАНЦИИ «МЕТ-NET» С НАДУВНЫМИ
ЭЛЕМЕНТАМИ КОНСТРУКЦИИ
[^КОНСТРУКЦИЯ, УСЛОВИЯ
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ, ПРОЧНОСТЬ
И ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА
ММС «МЕТ-NET» ПРОЕКТА
«MARS NET LANDER MISSION»
ДЛЯ ПОСАДКИ НА ПОВЕРХНОСТЬ МАРСА
6.1.1	Конструкция и основные параметры ММС «Met-Net»
В предыдущей главе 5 было рассмотрено несколько вариантов малой метеороло¬
гической станции (ММС) с целью их сопоставления и выбора наиболее совершенной
по конструкции и функциональным качествам. Проектирование этих ММС выполня¬
лось в соответствии с контрактом № 03-08/2001 от 24.08.2001 с Финляндским метео¬
рологическим институтом (ФМИ) на выполнение работ по проекту «Mars Net Lander
Mission».
В результате сравнения конструкций ММС серии вариантов А и Б для дальнейше¬
го проектирования этой станции была выбрана конструкция и схема спуска в атмос¬
фере Марса, близкие к варианту БЗ.
В 2002 году ФГУП НИЦ им. Г.Н. Бабакина продолжило разработку более подроб¬
ной конструкции ММС, теперь уже называемой спускаемый аппарат (СА) «Met-Net»,
сопровождаемую более тщательным расчетным обоснованием и экспериментальным
подтверждением её параметров и характеристик.
Далее представляются результаты работ на этапе выполнения конструкторской
документации СА «Met-Net» и создания её макета для полета и посадки на Марс
и (или) к ЛКИ в условиях спуска в земной атмосфере с запуском на суборбиталь-
ную траекторию с использованием PH типа «Волна» разработки ГРЦ «КБ им. акад.
В.П. Макеева».
В соответствии с техническим заданием к Контракту на данном этапе были раз¬
работаны сборочные чертежи систем ММС. Определен детальный состав сборочных
позиций с учетом технологии их производства, а также их технические характеристи¬
ки (размеры, масса и материал).
Ниже на фотографии - основные организаторы и специалисты по реализации про¬
екта «Mars Net Lander Mission».
253

6-1
Слева направо (сидят): В. Линкин - руководитель научного эксперимента (ИКИ),
B. Воронцов - зам. генерального конструктора (НИЦ Бабакина), А.-М. Хари (ФМИ);
(стоят): А. Липатов - конструктор приборного оборудования ММС, О. Агафонов-экономно
(оба - ИКИ), В. Финченко - специалист по аэротермодинамикс и тепловым режимам КА.
C. Сутугин - конструктор, А. Поляков - руководитель проекта, В. Рогове кая - приборист
(стоит крайняя справа) (все - сотрудники НИЦ Бабакина).
В целях минимизации массы С'А «Met-Net» были модифицированы система на¬
полнения оболочек НТУ газом и устройство амортизации приборною контейнера:
разработаны два варианта системы наполнения с использованием ресивера высокого
давления и пиротехнического газогенератора для выбора наиболее технологичного:
уточнены массовые характеристики систем ММС в соответствии с чертежной доку
ментацией и с результатами расчетов прочности основных элементов «Met-Net».
Подробное описание конструкции ММС «Met-Net», методик прочностных расче¬
тов и вся чертежная документация изложены в Приложении: (Расчет па прочность
2002).
ММС «Met-Net» при эксплуатации может находиться в транспортном положе¬
нии, которое показано на рисунке 6.1, когда оболочки основного и дополнитель¬
ного надувных тормозных устройств уложены в компактный объем размерами
=(0,5x0,5*0,56) м.
Перед входом в атмосферу ММС «Met-Net» приобретает форму, соответствую¬
щую чертежу на рисунке 6.2. В таком виде, с развернутым в рабочее состояние ОНТУ.
«Met-Net» проходит при спуске участок основного торможения с высокими силовон
и тепловой нагрузками.
254

6-1
255

6-1
При достижении дозвуковой скорости спуска, соответствующей М~0,8, ММС «Met-
Net», сбрасывая ОНТУ с тепловой защитой и системой его наполнения, принимает
форму посадочного модуля (устройства) с развернутым в рабочее положение ДНТУ
и выдвинутой конической частью приборного контейнера, как показано на рисунке 6.3.
Указанные три состояния станции обеспечивают минимальные габариты при
размещении ее на орбитальном аппарате, эффективную аэродинамическую форму
на участке аэродинамического торможения в атмосфере и заданную скорость при по¬
садке (Финчеико B.C., Пичхадзе К.М. и др., 2015; Finchenko V., et al., 2016).
Системы и агрегаты ММС «Met-Net» конструктивно скомпонованы в две сбо¬
рочные единицы: чертеж устройства аэродинамического торможения (рисунок 6.4)
и посадочного (поверхностного) модуля (ПМ) с комплексом полезной нагрузки
(рисунок 6.3).
Обе сборки связаны между собой системой притягивания и электрической свя¬
зью 1 (см. рисунок 6.1); перед раскрытием ДНТУ эти связи режутся пироножом 2
и происходит отделение тормозящегося ДНТУ от более массивного ОНТУ (Ефи¬
мов В.В., Королева Т.В., 2000).
В состав ОНТУ входят: жесткая часть лобового аэродинамического экрана
(ЛАЭ) 1, надувная оболочка в форме тора 2, гибкая тепловая защита (ГТЗ) 3, система
наполнения 4 тора 2 и пиротехническое устройство 5, обозначенные на рисунке 6.4.
Жесткая часть ЛАЭ, представленная на рисунке 6.5, предназначена для размеще¬
ния в ней посадочного модуля ММС «Met-Net», а также для восприятия аэродинами¬
ческой нагрузки, возникающей при входе в атмосферу, и является основным силовым
элементом конструкции, к которому при помощи 12 строп крепится ОНТУ.
256

6-1
Рисунок 6.4. Устройство аэродинамического торможения при спуске на ОНТУ
ЗЭ60-0000-ЭНМ
ММС-0000-05СБ
Жесткая часть
аэродинамического экрана
Сборочный чертеж
Иоссо НосштоЬ
Рисунок 6.5. Жесткая часть лобового аэродинамического экрана
Г (1:2)
В-В (1:2) О
ММС-0000-04СБ
Устройство
аэродинамического
торможения
Сборочный чертеж
| Лис/поО 1
ЗЭМ-0000-ЭИН
С (1:2)
Д (1:2)
257

6-1
Жесткая часть также предназначена для выстраивания геометрической формы
ЛАЭ и состоит из сферического сегмента 1, цилиндрического корпуса 2 и конуса 3.
Сферический сегмент из сплава АМгб выполнен радиусом 1 м и диаметром 0,46 м.
Сегмент 1 выполнен из оболочки толщиной 1,5 мм, на которой закреплен ресивер вы¬
сокого давления системы наполнения ОНТУ в виде тора из трубы диаметром 36 мм.
выполняющей одновременно роль силового шпангоута. На оболочке сегмента имеет¬
ся 12 прорезей для крепления силовых лент ОНТУ.
Цилиндрический корпус 2 изготовлен из листа магниевого сплава МА2-1 толщи¬
ной 0,6 мм с внутренним диаметром 229 мм, в верхней части которого при помощи
сварки закреплен конус 3 диаметром 382 мм.
Конус 3 имеет два шпангоута, одним из которых он крепится к цилиндрическому
корпусу 2, а к другому крепится стропами ОНТУ и осуществляется шнуровка его
после укладки.
На конусе 3 установлены два кронштейна 4, при помощи которых осуществляется
установка системы притягивания поверхностного модуля внутри цилиндрического
корпуса аэродинамического экрана.
В центре сферического сегмента 1 установлен ловитель 5 для упора выдвижного
конуса внедряемой части поверхностного модуля.
Материалы для изготовления жесткой части ЛАЭ выбраны с учетом эпюры на¬
грузки на ММС «Met-Net», обеспечения теплового режима, технологичности изго¬
товления и минимального.веса.
Рисунок 6.6. Оболочка основного тормозного устройства ММС «Met-Net»
258

6-1
Основное НТУ (рисунок 6.6) состоит из оболочки 1 в форме тора, мембраны и лент
силовых элементов 2, гибкого рукава и арматуры системы наполнения 3 и установ¬
лено на уровне жесткой части ЛАЭ. При наполнении газом до давления 0,6 кг/см2
ОНТУ принимает форму, близкую к форме тора диаметром 250 мм и наружным диа¬
метром 1,0 м.
Оболочка (камера из материала ТПМ-8) ОНТУ склеена из двенадцати цилиндри¬
ческих участков с косым срезом торцев, соединением их друг с другом с образовани¬
ем формы, близкой к форме тора. Камера помещена в покрышку, сшитую из матери¬
ала СВМ, имеющую прочность шва 40 кг/м.
По внутреннему периметру тора имеется технологический стык, по кромкам кото¬
рого пришита петельная лента 4, позволяющая замкнуть поверхность тора после уста¬
новки камеры в покрышку, к которой пришита мембрана и ленты силовых элементов.
Внутренний периметр мембраны закрепляется на внешнем периметре жесткой
части лобового аэродинамического экрана.
Наторовой поверхности камеры установлен штуцер 3, к которому крепится рукав
ниевмомагистрали. Второй конец рукава присоединен к системе наполнения, смонти¬
рованной на жесткой части ЛАЭ.
Гибкие силовые элементы ОНТУ выполнены из ленты СВМ, пришитые к по¬
крышке камеры - всего 24 ленты. При установке основного НТУ на жесткую часть
ЛАЭ 12 лент крепятся на трубе 4 системы наполнения, а другие 12 - к верхнему
шпангоуту конуса 3 корпуса жесткой части ЛАЭ. Соединение с системой наполнения
производится мягким резиновым рукавом.
Рисунок 6.7. Форма расправленной на оболочке ОНТУ гибкой тепловой защиты
259

6-1
Основное НТУ со смонтированным на нем гибким теплозащитным покрытием
укладывается вокруг цилиндрической части корпуса аэродинамического экрана, как
показано на рисунке 6.1. Укладка фиксируется лентами 3 и затягивается на верхнем
шпангоуте шнуром, который заводится в пиронож 4. При срабатывании пироножа
шнур, стягивающий укладку, разрезается и после подачи газа в оболочку ОНТУ она
вместе с гибкой теплозащитой расправляется и с жестким сферическим сегментом
принимает форму лобового аэродинамического экрана.
Гибкая тепловая защита ММС «Met-Net», расправленная форма которой представ¬
лена на рисунке 6.7, содержит наложенные друг на друга на лобовой поверхности
ММС и части тора в области закругления донной кромки аппарата, наружный те¬
плозащитный пакет 1, теплоизолирующий мат 2 (Финченко B.C. и др., 2008) и мат3
в донной части аппарата (Акатьев О.Б. и др., 2002).
Наружный слой ГТЗ (теплозащитный пакет) представляет собой сборную кон¬
струкцию из 12 лепестков и одного центрального элемента (полюса), пропитанных
абляционным веществом СТИРОСИЛ-А.
Теплоизолирующий мат собран из пленок ЭВТИ, помещенных в чехол из термо¬
стойкой ткани.
Донный мат ЭВТИ состоит из наружной оболочки, выполненной из аримидной
ткани, из пленок ЭВТИ и внутренней оболочки из ткани.
Система наполнения предназначена для наполнения газом оболочки ОНТУ после
развертывания ее в рабочее состояние до входа в атмосферу Марса.
Для наполнения ОНТУ проработаны два варианта системы наполнения: с ис¬
пользованием ресивера высокого давления и с использованием пиротехнического
газогенератора.
Система наполнения с использованием ресивера высокого давления (рисунок 6.8)
предназначена для хранения газа на этапе перелета и наполнения оболочки ОНТУ пе¬
ред входом в атмосферу и состоит из ресивера 1, заправочного клапана 2 и пускового
пироклапана 3.
Ресивер выполнен в виде тора из трубы 36><2 из алюминиевого сплава АМгбМ
и установлен при помощи сварки на сферическом сегменте жесткой части ЛАЭ.
На ресивере расположены заправочный клапан и пусковой пироклапан. Для установ¬
ки клапана на ресивер применяются биметаллические переходники. Через заправоч¬
ный клапан ресивер заправляется азотом до давления 7 МПа.
Объем оболочки ОНТУ - 0,1157 м\ максимально допустимый перепад давления
азота в ОНТУ и в окружающей среде - 0,6 кг/см2.
Система наполнения с использованием газогенератора выполняется с учетом ряда
технических требований: обязательная унификация системы для ОНТУ и ДНТУ; вы¬
сота генератора не более 80 мм, диаметр - 30 мм; время наполнения НТУ не должно
превышать 5 секунд; температура азота на выходе из пиротехнической системы на¬
полнения - не более 80°С.
Конструктивно газогенератор состоит из титанового корпуса, в котором размеще¬
ны воспламенительный состав, канальная шашка, фильтр-охладитель, сопловой блок
и пиропатрон.
Посадочный модуль предназначен для торможения перед посадкой, посадки
и амортизации контейнера полезной нагрузки ММС «Met-Net» и состоит из системы
торможения 1 перед посадкой, системы посадки и амортизации 2, контейнера полез¬
ной нагрузки 3 (см. рисунок 6.3).
260

6-1
SD80-0000-DHH
ММС-0000-08СБ
Дата
Система наполнения ОНТУ
Сборочный чертеж
Лит. Maccd МйситоБ
0,752	04
Фоомдт А4
Рисунок 6.8. Система наполнения азотом оболочки ОНТУ ММС «Met-Net»
Система торможения перед посадкой должна уменьшить скорость движения
ММС «Met-Net» в атмосфере от величины, соответствующей вводу ДНТУ до скоро¬
сти подлета к поверхности Марса на высоте Н=2 км, на которой рассчитано надежное
срабатывание системы амортизации.
Система содержит ДНТУ, систему его наполнения и пиротехническое устройство.
Дополнительное НТУ, представленное на рисунке 6.9, закреплено на конусе
системы посадки и амортизации, служащем для его укладки. ДНТУ присоединено
к кронштейнам, выполненным на наружном корпусе системы посадки и амортиза¬
ции. При наполнении газом до давления выше окружающего на 0,2 кгс/см2 ДНТУ
принимает форму конуса с тором у основания размером малого диаметра 200 мм,
большого - 1,8 м.
ДНТУ состоит из торовой оболочки 1, конуса 2 и системы наполнения с использо¬
ванием пиротехнического газогенератора.
261

6-1
Рисунок 6.9. Сборочный чертеж ДНТУ ММС «Met-Net»
Оболочка состоит из герметичной камеры (материал ТПМ-8) и изготовленной
из капрона покрышки. Камера и покрышка, как и оболочка ОНТУ, состоят из 12 ци¬
линдрических участков, образующих форму, близкую к форме тора.
По наружному периметру тора имеется технологический стык, по кромкам ко¬
торого пришита петельная лента 3, позволяющая замкнуть поверхность тора после
установки камеры в покрышку.
К покрышке пришит усеченный конус 2, изготовленный из капроновой ткани.
К меньшему основанию конуса пришиты шесть силовых лент, которыми ДНТУ при¬
соединяется к кронштейнам, расположенным на наружном корпусе системы посадки
и амортизации.
На наружной поверхности камеры для проведения технологических операций
установлен штуцер 4 и смонтирован фланец, на который устанавливается газогенера¬
тор системы наполнения (рисунок 6.3, место Б).
Оболочка ДНТУ со смонтированным на нем газогенератором укладывается во¬
круг цилиндрической части наружного корпуса в конусе, расположенном в его верх¬
ней части (см. рисунок 6.1, место А).
Укладка фиксируется лентами, к которым закреплена тепловая защита. Ленты за¬
тягиваются шнуром на верхнем шпангоуте корпуса. Шнур заведен в пиронож, при
срабатывании пироножа шнур разрезается и после срабатывания газогенератора тор
ДНТУ наполняется.
Система наполнения дополнительного НТУ, предназначенная для наполнения
оболочки ДНТУ в атмосфере Марса с использованием ресивера высокого давления,
аналогична по конструкции системе наполнения ОНТУ (см. рисунок 6.8), но выпол¬
нена в меньших размерах.
262

6-1
9Э60-0000-ЭНН
А-А (1:1) О
*«<ч«
НИС-0000-11СБ
Система посадки
и амортизации
Сборочный чертеж
Рисунок 6.10. Система посадки, вертикализации и амортизации ММС «Met-Net»
Объем оболочки ДНТУ - 0,1579 м\ максимально допустимый перепад давления
азота в оболочке ДНТУ и в окружающей среде - 0,2 кг/см2.
Для разрезания шнура, стягивающего ленты укладки дополнительного НТУ, при¬
меняется пиронож (поз. 5 на рисунке 6.1).
Система посадки, вертикализации и амортизации ММС «Met-Net» предна¬
значена для снижения перегрузок на служебную и научную аппаратуру до величины
не более 500 единиц и установки ПМ в вертикальное положение после внедрения
в грунт. В транспортном положении система установлена в цилиндрическом корпусе
жесткой части ЛАЭ и скреплена с ним системой притягивания.
Система посадки и амортизации, представленная на рисунке 6.10, состоит из на¬
ружного корпуса 1, выдвижного конуса 2, пружины 3, внутреннего корпуса 4, систе¬
мы амортизации 5, конуса для укладки дополнительного НТУ 6, силового кольца 7,
стопорного кольца 8 и крышки 9.
Наружный корпус 1 выполнен в виде тонкостенной трубы из сплава АМгб,
на нижнем торце которого имеется шпангоут. В этом шпангоуте по осям Y, Z вы¬
полнены прямоугольные пазы, которые обеспечивают при сборке ориентированную
установку системы посадки и амортизации в цилиндрическом корпусе жесткой части
ЛАЭ (см. рисунок 6.5).
В шпангоуте на нижнем торце корпуса 1 имеется также проточка прямоугольного
сечения, предназначенная для попадания в нее стопорного кольца 8, фиксирующего
выдвижной конус 2.
В верхней части наружного корпуса 1 закреплен конус 6, в который производится
укладка оболочки ДНТУ.
263

6-1
На верхнем торце наружного корпуса I имеется шпангоут, на котором выполнены
12 резьбовых отверстий для крепления силового кольца 7 и два отверстия для уста¬
новки пироножей. Под этим шпангоутом проложены связи, фиксирующие укладку
ДНТУ и связи системы притягивания внешнего корпуса к цилиндрическому корпусу
жесткой части аэродинамического экрана.
Выдвижной конус 2 изготовлен из сплава АМгб и состоит из двух деталей - кону¬
са и наконечника, соединенных резьбовым соединением.
Конус представляет тонкостенную конструкцию. На наружной стороне цилин¬
дрической части конуса изготовлены два шпангоута, в которых выполнены проточки
прямоугольного сечения. В одной проточке установлено стопорное кольцо 8, предна¬
значенное для фиксации конуса в наружном корпусе при выдвижении его в рабочее
положение. В другой проточке установлено кольцо из фторопласта 11.
В конической части имеется шесть отверстий для установки труб системы амор¬
тизации. Наконечник конуса изготовлен из сплава АМгб.
Пружина 3 предназначена для перемещения конуса внутри наружнего корпуса 1
и обеспечения его фиксации стопорным кольцом 8 в выдвинутом положении. Пру¬
жина изготовлена навивкой из проволоки и заложена в телескопическую гильзу для
обеспечения её устойчивости.
Внутренний корпус 4 изготовлен из сплава АМгб в виде тонкостенного цилиндра,
на торцах которого имеется фланцы. Нижним фланцем конус через теплоизоляцион¬
ную прокладку 12, изготовленную из стеклотекстолита, крепится шестью болтами
к приборному контейнеру полезной нагрузки 13. На внешнем периметре фланца вы¬
точен цилиндрический пояс 14, которым конус скользит по внутренней поверхности
наружного корпуса 1. Во фланце имеются шесть отверстий диаметром 10 мм, через
которые продеты трубки системы амортизации.
На верхнем фланце корпуса изготовлены шесть отверстий диаметром 14 мм. Они
расположены на одной оси с отверстиями, которые находятся на нижнем фланце.
Симметрично оси каждого отверстия установлены два кронштейна, которые своими
цилиндрическими поверхностями образуют проходное сечение, предназначенное для
протягивания через него трубки системы амортизации.
Система амортизации состоит из шести трубок диаметром 10х 1,5 из сплава
АМгЗМ, равномерно расположенных по периметру и установленных на силовом
кольце 7, которое по внешнему периметру закреплено на шпангоуте наружного
корпуса 1.
Каждая трубка имеет предварительно деформированный участок, который уста¬
навливается между двух кронштейнов 15, закрепленных на верхнем фланце внутрен¬
него корпуса 4.
К торцу трубки со стороны деформированного участка приварена втулка 16
с уступом, при помощи которого она устанавливается на силовом кольце 7. Трубка
пропущена через отверстия в нижнем фланце внутреннего корпуса и в конической
части конуса.
При нарастании перегрузки в момент посадки разрушаются тарированные шпиль¬
ки, удерживающие приборный контейнер 13 на верхнем шпангоуте наружного кор¬
пуса, и приборный контейнер начинает перемещаться, деформируя сечение трубок.
Таким образом, происходит поглощение кинетической энергии и ограничивается зна¬
чение допустимых перегрузок.
264

6-1
1-лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ);
2- корпус ЛАЭ;
3-система наполнения ОНТУ;
4 оболочка ОИТУ;
5 - корпус посадочного устройства;
6 конус выдвижной;
7 - привод конуса выдвижного;
8 оболочка ДНТУ;
9 - амортизатор;
10 - крышка ММС;
11-контейнер комплекса служебной и научной аппаратуры (КС'НА)
Рисунок 6.11. Общий вид ММС «Met-Net» проекта «Mars Net Lander Mission» в транспортной
конфигурации
Конус 6 для укладки ДНТУ изготовлен из листа сплава АМгб, и при посадке
в мягкий грунт он выполняет роль опорной поверхности, предотвращая дальнейшее
проникновение в грунт. По наружному периметру этого конуса крепятся силовые
ленты ДНТУ.
Стопорное кольцо 8, в корпусе 4, предназначено для его фиксации в наружном
корпусе I после выдвижения и изготовлено из сплава 65Г.
Крышка ПМ изготовлена из сплава АМгб, устанавливается на силовом кольце 7,
закрепленном на торце верхнего шпангоута наружного корпуса!, и на ней нанесен
теплозащитный слой толщиной 4 мм.
На рисунке 6.11 представлен общий вид ММС «Met-Net» в транспортной конфи¬
гурации с обозначением основных её систем и элементов конструкции.
В таблице 6.1 приведена подробная массовая сводка ММС «Met-Net» с указанием
однотипных элементов, составляющих конструкцию станции.
265

6-1
Таблица 6.1. Массовая сводка ММС «Met-Net»
наименование
кол.
масса, кг
экран аэродинамический
1
8,358
конструкция
-
1,723
- экран лобовой
1
0,597
- корпус с конусом
1
1,126
- система наполнения ОНТУ
1
1,005
- фал связи ПУ с ЛАЭ
1
0,040 !
- пиронож разрифовки ГТЗ и ОНТУ
1
0,060
-ОНТУ
1
1,050
- оболочка
1
0,335
- покрышка с силовыми элементами
1
0,450
- конус
1
0,100
- шланг
1
0,100
- детали
-
0,065
оболочка теплозащитная
1
4,300
- теплозащитный пакет
-
3,800
- теплоизолирующий мат
1
0,500
газ системы наполнения ОНТУ
-
0,080
бортовая кабельная сеть ЛАЭ
-
0,100
сумка для укладки ОНТУ
1
0,070
устройство посадочное
-
13,808
конструкция
-
6,820
- корпус
1
2,437
- конус выдвижной
1
1,887
- конус для укладки ДНТУ
1
0,290
- корпус внутренний
1
0,674
- кольцо силовое
1
0,519
- кронштейн
12
0,223
- амортизатор
6
0,225
- крышка
1
0,239
- привод
1
0,191
- прокладка теплоизоляционная
1
0,032
- пр. элементы конструкции и крепления
-
0,103
ДНТУ
1
1,600
- конус (капрон)
-
0,240
- покрышка (I I секций - капрон + 1 секция СВМ)
-
0,580
- оболочка (ТПМ-8) с фланцами
-
0,720
- прочее (заглушка, гайка, прокладки, уплотнения)
-
0,060
газогенератор пиротехнический
1
0,450
пиронож разрифовки ДНТУ
1
0,060
пиронож отделения аэродинамического экрана
1
0,060
бортовая кабельная сеть
-
0,300
ТЗП крышки
-
0,243
ГТЗ донной части
-
0,275
КСНА
1
4,000
ИТОГО
-
22,236
266

6-1
Сгруппируем основные параметры ММС «Met-Net», используемые в расчетно-те¬
оретических исследованиях процессов, сопровождающих станцию на различных эта¬
пах её функционирования, в таблице 6.2. Этими этапами являются транспортировка,
выведение ММС на траекторию межпланетного перелета, этапы трансформации её
при спуске в атмосфере. К исследуемым процессам относятся вибрационное и си¬
ловое влияние на прочность конструкции станции, тепловое воздействие газового
потока при спуске в атмосфере Марса на её температурное состояние.
Данные таблицы 6.2 используются в расчетах траекторных параметров спуска
в атмосфере, величин тепловых нагрузок, прогрева конструкции и параметров необ¬
ходимой тепловой защиты, расчета динамики спуска, ударных нагрузок при внедре¬
нии в грунт Марса.
Таблица 6.2. Основные параметры конструкции ММС «Met-Net»
параметр ММС «Met-Net»
единица
изменения
величина
параметра
масса полная станции снаряженной
кг
22,24
масса станции при входе в атмосферу
21,37
масса после отделения от ЛАЭ и ОНТУ
13,81
масса полезной нагрузки контейнера КСНА
4,0
габариты станции в транспортном положении
(ширина х высота)
м
0,50x0,56
габариты станции с развернутой оболочкой ОНТУ
-1,0x0,56
габариты станции с развернутым тором ДНТУ
-1,80x1,39
объем заполняемой газом оболочки ОНТУ
л
115,7
объем заполняемой газом оболочки ДНТУ
157,9
перепад давления в оболочке ОНТУ
кПа
600
перепад давления в оболочке ДНТУ
200
допустимая ударная нагрузка на КСНА
един.
до 500
малый диаметр тора ОНТУ
см
25
малый диаметр тора ДНТУ
20
Таблица 6.3. Инерционные характеристики ММС «Met-Net» на этапах полета
этапы полета
Х1т, м
м
Znм, м
/,-, КГ'М2
/,., КГ'М2
/-, КГ'М2
после отделения от орбитального
аппарата(вход в атм.)
0,323*
0
0,0016
0,429
0,901
0,884
характеристики,
после обгорания ГТЗ
0,320*
0,001
0,001
0,936
1,119
1,104
ввод ДНТУ
0,349*
0,001
0,017
2,254
2,345
1,980
внедряемая часть взведена после
отделения от ЛАЭ
0,675**
0
0,029
1,447
1,791
1,440
координата Х„ч отсчитывается от передней точки ЛАЭ;
координата Х„„ отсчитывается от носка внедряемой части.
В таблице 6.3 приводятся рассчитанные координаты центра масс станции и мо¬
менты инерции, используемые при расчетах динамики спуска ММС «Met-Net» в ат¬
мосфере Марса.
Далее представляются основные результаты расчетно-теоретического исследова¬
ния описанной конструкции ММС «Met-Net» с точки зрения сохранения целостно¬
сти станции под воздействием внешних силовых и тепловых нагрузок на всех этапах
эксплуатации.
267

6-1
6.1.2	Условия функционирования ММС «Met-Net»
на этапах эксплуатации
К основным условиям функционирования ММС «Met-Net» следует отнести си¬
ловые нагрузки при наземной эксплуатации (транспортные), при выведении раке¬
той-носителем в космос, силовые и тепловые нагрузки со стороны газового потока
при движении станции с раскрытым ОНТУ. Затем учитываются силовые нагрузки
на ДНТУ при аэродинамическом торможении, а также ударные нагрузки при внедре¬
нии посадочного устройства в грунт.
Транспортировка и запуск в космос ММС «Met-Net» производится в упакованном
виде (см. рисунок 6.1). Масса ММС в транспортном положении составляет 22,24 кг.
положение центра масс: A"ltM=0,371 м, TllNI=ZllM=0, моменты инерции Jv=0,229, J, =0,761.
Jz =0,806 кг-м2.
В таблице 6.4 приведены расчетные нагрузки при наземной эксплуатации ММС
«Met-Net».
Таблица 6.4. Расчетные случаи нагрузок при наземной эксплуатации
вид транспорта
И у’
п:'
/ стат/дин
характер действия
такелажные
работы
1,5 полинии подъема
в конусе полураствора 15°
1,5
автомобильный
. ±2
1±2
±1,25
1,5/2
одновременно
авиапосадка
-1,5
4
±1
1,3
раздельно
железнодорожный
±3
1 ± 1,25
±1
1,5/2
одновременно
транспортировка
в составе космической
головной части
±0,5
1 ±0,5
±0,3
1,5/2
одновременно
транспортировка
в составе PH
±0,3
1 ±0,5
±0,1
1,5/2
одновременно
Перегрузки заданы в правой системе координат, связанной с транспортным сред¬
ством: .г - по движению; v - вверх; z - вправо.
Инерционные силы, соответствующие положительным перегрузкам, направлены
в сторону отрицательных координатных осей.
Квазистатические нагрузки зависят от используемой для запуска PH. Для случая
запуска ММС «Met-Net» PH «Союз-СТ» эти нагрузки в центре тяжести станции даны
в таблице 6.5. Все составляющие нагрузки могут действовать одновременно для каж¬
дого случая нагружения.
Поперечные нагрузки могут действовать в любом направлении в плоскости YOZ.
Нагрузки для остальных этапов межпланетного перелета перекрываются приве¬
денными случаями полета PH.
268

6-1
Таблица 6.5. Квазистатические нагрузки от PH «Союз-СТ» в центре тяжести ММС
нагрузка на сжатие
нагрузки от PH
продольные перегрузки
поперечные перегрузки
статич.
динам.
суммар.
стати ч.
динам.
суммар.
старт
-I
±0,5
-1,5
0,2
± 1,1
1,3
макс.скор.напор.
-2,2
±0,4
-2,6
0,4
±0,6
1,0
макс.прод.перегр.
^1,3
±0,55
^4,85
0,1
±0,65
0,75
разд. ступен. I/ll
-4,1
±0,0
-4,1
0,2
±0,8
нагрузка на отрыв
разд. ступен. 1I/II1
0,0
±0,95
0,95
0,0
±0,55
0,55
макс. /7Л 111
-1,2
± 1,5
0,3
0,2
±0,55
0,7
Условия функционирования ММС «Met-Net» при спуске в атмосфере Марса обу¬
словливаются массой и формой станции, скоростью и углом входа в атмосферу на вы¬
соте 120 км, составом атмосферы и изменением её параметров по высоте.
В качестве исходных данных при расчетах траекторных параметров спуска ММС
в атмосфере, тепловых нагрузок, эпюр давления на лобовую поверхность ОНТУ фор¬
мы, показанной на рисунке 6.7, и ДНТУ в конфигурации и размерах, приведенных
на рисунке 6.12, приняты: скорость входа - 6080 м/с; угол входа - минус 17±3 град;
масса ММС при входе в атмосферу - 21,37 кг.
Вычисления атмосферных параметров проводились с помощью программы
MARS-GRAM 2001, выполненной на алгоритмическом языке FORTRAN и основан¬
ной на «Общей модели циркуляции атмосферы» (Эймский университет) и «Общей
модели циркуляции термосферы» (Аризонский университет).
Рисунок 6.12. Форма и размеры посадочного модуля ММС «Met-Net»
269

6-1
В таблице 6.6 приведены нагрузки на конструкции ММС на разных этапах спуска
и посадки на поверхность Марса.
Таблица 6.6. Нагрузки на ММС при движении в атмосфере Марса
этапы спуска
высота,
км
скорость,
м /с
скоростной
напор, Па
перегрузка
вход в атмосферу
120
6080
0
-
максимальная перегрузка
31,3-39,2
3811^4075
2176-4301
-(17,0-28,8)
ввод ДНТУ и сброс ЛАЭ
9,12-14,05
173,4-181,5
70,1-89,9
-2,0
посадка на Н= 2 км
2,0
48,5-57,6
14,8-18,5
приб. конт. -459
корпус - 1838
Прочность конструкции ММС «Met-Net» с развернутым ОНТУ и посадочного мо¬
дуля с расправленным ДНТУ после сброса элементов конструкции ОНТУ с тепловой
защитой рассчитывается с учетом данных о распределения давления на их наветрен¬
ной (лобовой)поверхности.
На рисунке 6.13 приведено распределение давления по поверхности ЛАЭ ОНТУ
для режима максимальной перегрузки (см. таблицу 6.6) при нулевом угле атаки а
и а=10°, где вдоль оси абсцисс отложено относительное расстояние от оси до точки ло¬
бового экрана, отнесенное к радиусу внешней поверхности тора ОНТУ, равному 0,5 м.
Рисунок 6.13. Распределение давления на лобовой поверхности ОНТУ
Рисунок 6.14. Распределение давления по поверхности ДНТУ
270

6-1
На рисунке 6.14 приведено распределение давления на поверхности конуса и тора
ДНТУ в момент его полного наддува (L - расстояние в метрах от условного центра
ДНТУ).
Характер движения посадочного модуля ММС «Met-Net» и перегрузки на элемен¬
ты его конструкции при внедрении в грунт определяются скоростью подхода, углом
наклона его оси к поверхности грунта и его породы.
При расчетах осевых перегрузок ПМ при внедрении в грунты различной породы
вертикальная скорость принималась равной 60 м/с, горизонтальная - изменяющейся
в диапазоне 0... 15 м/с.
Рассматривались грунты - сыпучий, средней плотности и скальный.
Корпус аппарата массой 5,02 кг (без ДНТУ) рассматривался как абсолютно жест¬
кое тело, внутри которого на амортизаторе продольной составляющей ударной на¬
грузки подвешен контейнер служебной и научной аппаратуры массой 4 кг.
Сила в амортизаторе посадочного модуля ММС «Met-Net» в соответствии с его
конструкцией не превышает 16 кН.
В результате математического моделирования получено:
1. Максимальные значения осевых перегрузок при внедрении в скальный грунт
на корпусе аппарата составляют 1838 ед. при глубине внедрения 0,236 м. Максималь¬
ное значение хода амортизации приборного контейнера составит 0,27 м.
Значение усилия на корпусе по ходу внедрения в грунт приведено в таблице 6.7.
2. Максимальные значения осевых перегрузок реализуются при внедрении в грунт
средней плотности на приборном контейнере и составляют пх =459 при цбок=197 ед.
3. Максимальные значения боковых перегрузок реализуются при внедрении в сы¬
пучий грунт на приборном контейнере и составляют п=444 и пСюк-231 ед.
В таблице 6.7 приведены зависимости от времени /, хода поверхностного модуля
в амортизаторе Ах, глубины погружения в грунт X и роста усилия Рх в конструкции
внедряемого конуса.
Таблица 6.7. Параметры внедрения конуса поверхностного модуля в грунт
/, сек
Дл% м
X, мм
Рх, кН
0
0,4
0
0
0,0005
0,37
23
7,65
0,001
0,34
60
29,39
0,00155
0,309
91
63,47
0,0017
0,301
99
77,7
0,0019
0,29
110
90,6
0,0021
0,281
119
101,4
0,0023
0,27
130
108,65
0,0026
0,26
140
114,6
0,00285
0,25
149
112,7
0,0032
0,24
159
104,1
0,0037
0,23
170
84,6
0,00435
0,22
180
58,8
0,00565
0,21
190
28,6
0,00865
0,2
200
16,5
0,015
0,13
236
0
271

6-1
Во время аэродинамического торможения ММС «Met-Net» на лобовую поверх¬
ность ОНТУ воздействует поток газа высокой скорости и энтальпии торможения, вы¬
зывая нагрев поверхности лобовой и донной частей десантного модуля и прогрев их
конструкции.
Тепловая нагрузка на лобовую поверхность при этих условиях следующая:
- наибольшая плотность теплового потока в лобовой критической точке ЛАЭ
290 кВт/м2, в области закругления, соединяющего лобовую и донную части СА.
где реализуется развитый турбулентный режим течения, 450 кВт/м2, и 35 кВт/м:-
в донной критической точке;
- наибольшее количество тепла, приходящегося на лобовую часть ТЗП в течение
55 секунд спуска, Q= 11,3 МДж/м2.
В соответствии с указанными тепловыми нагрузками выбирается конструкция,
материалы и параметры тепловой защиты десантного модуля (ДМ) ММС «Met-Net».
6.1.3	Конструкция и параметры тепловой защиты
внешней поверхности ММС «Met-Net»
Внешняя поверхность ММС «Met-Net» сформирована двумя типами теплозащит¬
ного укрытия: гибкой тепловой защитой (ГТЗ) и жёстким теплозащитным покрытием
(ТЗП).
Гибкая тепловая защита охватывает, как показано на рисунке 6.15, всю лобовую,
боковую и заднюю (донную) поверхности десантного модуля ММС до точек кре¬
пления её по окружности к приборному контейнеру в донной (задней) части ДМ.
Жёсткое покрытие формируется послойным напылением абляционного материала
на фланец и крышку посадочного модуля ММС.
4	III
1 - лобовая поверхность ГТЗ; II - боковая поверхность ГТЗ до соединения с фланцем
крышки посадочного модуля (ПМ); III - область жесткого теплозащитного покрытия (ТЗП)
абляционным материалом; 1 - передняя критическая точка лобовой поверхности ОНТУ;
2 - точка начала скруглении кромки донного среза ММС «Met-Net»; 3 - точка начала донной
части ГТЗ; 4 - донная критическая точка.
Рисунок 6.15. Схема укрытия тепловой защитой внешней поверхности ММС «Met-Net»
272

6-1
Гибкая тепловая защита надувных тормозных устройств спускаемых аппаратов
состоит из размещаемого на оболочке НТУ теплоизолирующего мата и расположен¬
ного на нём наружного теплозащитного пакета (Финчеико B.C. и др., 2008).
Такая конструкция ГТЗ СА, входящих в атмосферы Земли и Марса, к настояще¬
му времени экспериментально отработана для сохранения герметичных оболочек
НТУ, имеющих температуру разрушения около 150°С, от воздействия теплового по¬
тока плотностью до 600 кВт/м2 и количеством падающего на поверхность НТУ ко¬
личества тепла от заторможенного перед лобовой поверхностью СА газа атмосферы
до 90 МДж/м2.
Теплозащитный пакет гибкого ТЗП содержит слои ткани, выдерживающей темпе¬
ратуру около 1200°С и пропитанной аблирующим веществом.
Теплоизолирующий мат содержит нужное число плёнок ЭВТИ, исключающих на¬
грев оболочки НТУ выше 150°С. Мат обшивается с двух сторон тканью, выдержива¬
ющей температуру 600°С.
В результате проведенных расчетов с использованием программно-вычислитель¬
ного комплекса (ПВК), разработанного на ранних стадиях проектирования СА с НТУ
(Иванков А.А., 1994), и более совершенного ПВК на базе новых научных достижений
(Борисов В. М. и др., 2004; Иванков А.А., 2005; 2009), разработана конструкция и опре¬
делены параметры ГТЗ для ММС «Met-Net» в условия тепловых нагрузок, приведен¬
ных в разделе 6.1.2.
Как показано на рисунке 6.15, вся поверхность ГТЗ ММС «Met-Net» разбивается
на два участка - ГТЗ передней лобовой поверхности ММС (I) и боковой поверхно¬
сти ММС (11), на которой ГТЗ соприкасается с поверхностью герметичной оболочки
(тора) ОНТУ.
Конструкция ГТЗ на этих двух участках имеет различный вид. Границей этих зон
следует считать точку пересечения вертикальной осью малого тора герметичной обо¬
лочки задней (донной) части сечения внешнего обвода ДМ. Эти зоны расположены
симметрично по обе стороны от продольной оси аппарата.
В зоне I лобовой поверхности ДМ ММС с полностью заполненной газом герме¬
тичной оболочкой (раскрытое положение ОНТУ) ГТЗ имеет следующую конструк¬
цию и параметры (свойства материалов ГТЗ описаны в разделе 1.3 главы 1):
- на корпусной части (на жестком сегменте ЛАЭ) со свободой перемещения в нор¬
мальном и касательном относительно неё и оболочки ОНТУ направлениях,
вплоть до закрепления на корпусе приборного контейнера МСС, уложен теплои¬
золирующий мат, состоящий из восьми слоёв ЭВТИ-И (ОСТ92-1380-83, удельная
масса плёнки 25 г/м2, прокладки ХКВ с удельной массой 7 г/м2), облицованных
с внутренней и внешней сторон аримидной тканью (обр.5359-87, ТУ6 ВНИИХВ
№ 346-94, удельная масса 95±5 г/м2, толщина 0,14±0,02 мм).
- на внешней стороне теплоизолирующего мата также со свободой перемещения от¬
носительно поверхности аримидной ткани установлен первый (внутренний) слой
кремнезёмной ткани КТ-11-Э/0,2 (ТУ6-11-224-74, удельная масса 180±20 г/м2, тол¬
щина 0,23±0,03 мм), равномерно на всю толщину пропитанной кремнийоргани-
ческим.полимером стирольный силикон - СТИРОСИЛ-А (ТУ38.103.453-79, плот¬
ность - 1,1±0,1 кг/м3) с расходом около 0,4 кг/м2 до исчезновения просвечиваемых
на свету пятен на ткани;
- на указанный выше слой также со свободой перемещения в нормальном и каса¬
тельном направлениях уложен второй слой кремнезёмной ткани КТ-11 -Э/0,2, так¬
273

6-1
же равномерно на всю толщину пропитанной полимером СТИРОСИЛ-А с пол¬
ным расходом около 1,5 кг/м2 до исчезновения просвечиваемых на свету пятен
(расход около 0,4 кг/м2) и образования на ее наружной по отношению к корпусу
СА поверхности равномерного по толщине около 1,1 мм слоя аблирующего при
температуре около 700°С вещества СТИРОСИЛ-А.
В зоне II, т.е. в донной части ДМ ММС, ГТЗ имеет следующую конструкцию
и параметры:
- та же, что и в лобовой зоне 1 конструкция теплоизолирующего мата, однако ари-
мидная ткань обр. 5359-87 на наружной поверхности облицовывающего мат кон¬
верта, начиная от границы зон I и II, с равномерной плотностью до исчезновения
просвечиваемых на свету пятен пропитана полимером СТИРОСИЛ-А, с расхо¬
дом около 0,4 кг/м2.
Место соединения (пришивки) концов кремнеземной ткани на границе зон I и II
к теплоизолирующему мату после операции соединения дополнительно покрыто ве¬
ществом СТИРОСИЛ-А, исходя из визуального контроля равномерности скрытия от¬
верстий соединения (пришивки).
На открытые металлические поверхности приборного контейнера (на фланец
и донную крышку) ДМ MCC «Met-Net» (зона III) путём напыления в соответствии
с принятой на предприятии технологией послойно наносится сублимирующий мате¬
риал ТТП-БС(л) толщиной 8 мм (Акатьев О.Б. и др., 2002).
При этом в случае проведения ракетных ЛКИ в земной атмосфере излучающий
элемент антенны предусматриваемой системы радиосвязи с наземными измеритель¬
ными пунктами должен быть утоплен в слое ТЗП крышки на глубину не менее 6 мм.
6.1.4	Прочностные характеристики систем и элементов
конструкции ММС «Met-Net»
Не вдаваясь в подробности расчетных методов, использованных для определения
критериев прочности элементов конструкции ММС «Met-Net» и соответствующих
коэффициентов запасов её, опишем подходы, используемые при оценке прочности,
и основные результаты расчетов.
Расчетам на прочность подвергались основные элементы конструкции ОНТУ.
ДНТУ и посадочного модуля (устройства).
Внешний вид ОНТУ с основными элементами, скрепляющими их между собой
силовыми связями, и необходимыми для расчета геометрическими параметрами по¬
казан на рисунке 6.16. ОНТУ состоит из надувной оболочки в форме тора I, связанной
с жесткой частью ЛАЭ мягкой конической оболочкой 2 и системой 12-ти внутренних
лент 3 и 12-ти наружных лент 4. Коническая оболочка и ленты подходят к оболочке 1
по касательной и связаны с ней. Все перечисленные элементы выполнены из высоко¬
модульного материала (ткани СВМ) с характеристиками: предел прочности ств=50 кг/
см; модуль упругости £=1000 кг/см.
Основным расчетным случаем для ОНТУ является воздействие на него аэроди¬
намического давления, эпюра которого приведена на рисунке 6.13. В расчете данная
эпюра заменена двумя участками с постоянными значениями давлений:
- от точки 1 до центра кругового сечения тора £|=0,0804 кг/см2;
- от центра сечения до края ОНТУ £:=0,0765 кг/см2.
274

6-1
Рисунок 6.16. Составные элементы ОНТУ и соединяющие их связи
Рисунок 6.17. Исходное и деформированное состояние ОНТУ под действием
аэродинамической нагрузки
275

6-1
Данные значения давлений являются максимальными для соответствующего
участка и, кроме того, взяты из эпюры для несимметричного обтекания, поэтому яв¬
ляются консервативными.
Коэффициент безопасности при расчете надувных конструкций в нашем случае
принимается равным/=1,5.
В расчете принят ряд предположений и допущений:
- тор ОНТУ считается правильным телом вращения с круговым сечением, т.е. осо¬
бенности раскроя оболочки (12 цилиндров) не учитываются;
- сечение тора остается круглым и не изменяет своего радиуса при аэродинамиче¬
ской нагрузке;
- коническая мембрана (ГТЗ между сегментом жесткой части ЛАЭ и тором) дефор¬
мируется по дуге окружности с образованием продольных складок, что отражает
физически наблюдаемую картину;
- ленты внутренние и наружные условно заменены оболочками с приведенным мо¬
дулем упругости £=750 кг/см2.
На рисунке 6.17 показано исходное и деформированное состояние ОНТУ. В де¬
формированном состоянии тор имеет линейное смещение по радиусу по продоль¬
ной оси £ и угол закручивания ф. Исходная образующая конической оболочки АЕ.
деформируясь по действием аэродинамического давления, преобразуется в двойную
дугу AF+FK. На дуге FK, заданной углом у, коническая оболочка облегает поверх¬
ность тора. Свободная дуга AF в точке начала контакта F касательная к поверхности
тора. Таким образом, четыре параметра 2,, С,, ф и у полностью определяют деформиро¬
ванное состояние ОНТУ.
В расчетной методике, помимо приведенных на рисунке 6.17, вводится ряд других
обозначений, записывается деформационное соотношение для конической мембраны,
устанавливаются геометрические соотношения между элементами ОНТУ и опреде¬
ляется напряжение в конической мембране между жестким сегментом ЛАЭ и тором:
AM
сг = £	.
2зт(ф+у+8)
Затем выводится деформационное соотношение для внутренних связей. Анало¬
гично для внешних связей записываются уравнения равновесия оболочки тора в про¬
екции на продольную ось.
Полученная таким образом система 12-ти уравнений относительно неизвестных
ф, у, 5, AM, AR, JV, о„„ о0 о,-, и рА полностью определяет напряженно-деформи¬
рованное состояние ОНТУ. Поскольку данная система нелинейна, она решается чис¬
ленно с помощью программного пакета Matcad8. В качестве исходных данных для
расчета принимались значения:
£=18,5 см; 5=19,'7см; £=24,7см; £,= 12,5 см; р,=37,5 см; р<=41,2 см, р,,=24,9 см;
р„=43,3; а=0,333; v|/= 1,396; у=0,523; £,= 1000 кг/см; £А= 1 ООО кг/см; £<=750 кг/см;
£,=750 кг/см; £,=0,121 кг/см2; £2=0,115 кг/см2.
Расчеты показывают, что для приведенных исходных данных, а также при ва¬
рьировании характеристик жесткости конструкции и параметров нагрузки на ОНТУ
в достаточно широких пределах напряжения во внешних связях оказываются сжима¬
ющими, что невозможно в силу их гибкости.
Растягивающие напряжения небольшой величины в этих связях появляются лишь
при очень малых значениях внешнего давления £>. Поэтому в дальнейших расчетах,
276

6-1
чтобы не перестраивать систему уравнений, модуль упругости материала внешних
связей полагался равным малой величине (.£/=1). С учето этого замечания получается
следующий вектор решения:
о=2,013; о,=0; р/=38,05.
Величины действующих напряжений в конической мембране и во внутренних
связях существенно меньше предела прочности материала ткани. Однако представ¬
ляет интерес такая нагрузка оболочки тора системой напряжений с,„, о(. и внешним
давлением Р2, которая вызывает в ней сжатие и закрутку.
Такая нагрузка найдена расчетами, и она вызывает сжимающие напряжения в торе
равное а,|=2,61 кг/см. А крутящий момент, равный 26,12 кг-м, вызывает дополнитель¬
ное сжатие в нижней зоне оболочки ОНТУ напряжением о,2=1,99 кг/см.
Во избежание местной потери устойчивости оболочки тора ОНТУ, растягиваю¬
щие напряжения от внутреннего давления должны превышать суммарные сжимаю¬
щие. Отсюда потребное для этого давление в торе определено равным р=0,14 кг/см2.
Расчетное значение внутреннего давления в оболочке 0,9 кг/см2.
Таким образом, местная устойчивость оболочки обеспечена.
Аналогичным методом рассчитываются устойчивость формы ДНТУ и прочность
его конуса, соединяющего тор ДНТУ с корпусом посадочного модуля под действием
внешней аэродинамической нагрузки при выбранном внутреннем давлении в поло¬
сти тора.
Расчетная схема нагрузки и деформации конфигурации ДНТУ показана
на рисунке 6.18.
R = 800 мм
Rt=100mm
0380 м
А
Рисунок 6.18. Расчетная схема нагрузки на ДНТУ и геометрия его деформации
277

6-1
Дополнительное надувное тормозное устройство, согласно рисунку 6.I2.
состоит из надувной оболочки в виде тора и гибкой оболочки, образующая которой
под нагрузкой является дугой окружности, касательной в точке А к горизонтальной
плоскости. Таким образом, гибкая сегментальная оболочка растяжением восприни¬
мает основную часть аэродинамической нагрузки и является, по существу, фрагмен¬
том тора. Такая форма выбрана в связи с тем, что в оболочке тора с круговым сече¬
нием при нагрузке ее внутренним давлением не возникает сжимающих напряжении.
Предел прочности материала тора ДНТУ составляет ой=50 кг/см, модуль упруго¬
сти £=1000 кг/см. Сегментальная оболочка изготовлена из капроновой ткани с харак¬
теристиками: ой=7 кг/см, относительное удлинение 8=21%.
В целях упрощения принимается, что аэродинамическое давление, действую¬
щее при спуске в атмосфере согласно эпюре на рисунке 6.14, является постоянным
по всей поверхности ДНТУ и равным р—0,0012 кг/см2. С учетом принимаемого коэф¬
фициента безопасности f=\,5 давление это составит/?п=0,0018 кг/см2.
Тогда растяжение сегмента в верхней точке на схеме рисунка 6.18 будет равно
о./= рр-£,.=0,0018-82=0,15 кг/см, а сжимающие напряжения в полости оболочки тора
аТр=0,191 кг/см, тогда как растягивающие напряжения в торе от внутреннего избы¬
точного давления 0,1 кг/см2 о|с =0,1 • 10= 1 кг/см, т.е. местная устойчивость формы тора
обеспечена.
Общая устойчивость тора, играющего в схеме нагрузки роль шпангоута радиуса
£=80 см, определяется по формуле
3 EJ ЗЮООл-Ю3 10 ,
ст. = —— =	  =	18 кг/см,
kp £ 80
т.е. общая устойчивость также обеспечивается с большим запасом.
Максимальное меридиональное растяжение сегментальной оболочки имеет место
на её внутреннем контуре. Его можно оценить по формуле для оболочки в форме тора
2^. + sin(t>
а =	pRc,
2А. + 2sin<j)
где X=R/R(=1, ф=60°.
Тогда стм=0,624 кг/см, что существенно меньше предела прочности капроновой
ткани, материала конуса ДНТУ.
Далее прочностным расчетам подвергаются элементы ММС «Met-Net» жесткой
конструкции.
Жесткая часть ЛАЭ представляет собой сферический сегмент радиусом
1000 мм, подкрепленный по периметру кольцевой трубой диаметром 36 мм, служа¬
щей одновременно емкостью для газа наддува НТУ (см. рисунок 6.5). В центральной
части на диаметре 230 мм к нему пристыкован цилиндрический корпус, не восприни¬
мающий аэродинамическую нагрузку и имеющий чисто конструктивное назначение.
Аэродинамическая нагрузка воспринимается в четырех местах бабышками, располо¬
женными под 90° изнутри цилиндрического корпуса.
Нагрузка, действующая на сегментальный экран диаметром 460 мм, склады¬
вается из внешнего аэродинамического давления, принятого в запас равномерным
по поверхности экрана и равным 0,08 кг/см2, и погонной нагрузкой ом-5,58 кг/см
и а,.-2,18 кг/см, распределенной по его внешнему контуру. В расчете принималась
во внимание только вертикальная составляющая данной нагрузки, эксплуатацион¬
ное значение которой составило оЛ=3,64 кг/см. Коэффициент безопасности принят
равным 1,3.
278

6-1
Рисунок 6.19. Конечно-элементная модель сегмента жесткой части ЛАЭ
Расчет устойчивости формы сегмента ведется методом конечных элементов
(МКЭ).
На рисунке 6.I9 показана конечно-элементная модель конструкции сегмен-
ia ЛАЭ ММС «Met-Net», построенная с использованием программного комплекса
COSMOS-M. В модели использованы только оболочечные четырехузловые элементы
SHELL4.
Сегмент оперт на четыре точки, соответствующие местам установки бобышек.
Цилиндрическая оболочка в модели отсутствует. Материал конструкции - алюмини¬
евый сплав АМгб с механическими характеристиками: ст„=3200 кг/см2, Е= 7- КТ кг/см:.
В результате статического расчета максимальные напряжения, которые имеют ме¬
сто в зоне опорных точек, составили I960 кг/см2, что существенно меньше предела
прочности материала оболочки.
Расчет на устойчивость показал, что параметр критической нагрузки составля¬
ет 4.3. Учитывая тот факт, что теоретическое значение критической нагрузки для
оболочек, нагруженных внешним давлением, может быть примерно вдвое меньше
экспериментального, запас по устойчивости формы жесткой части ЛАЭ составит не
менее двух.
Силовую конструкцию поверхностного модуля (см. рисунки 6.3 и 6.10) обра¬
зует набор тонкостенных оболочек вращения, подкрепленных поперечным силовым
набором - торцевыми фланцами и промежуточными кольцевыми поясами. Основны¬
ми элементами конструкции являются:
- конус внедряемый с ввернутым в него наконечником;
- корпус внутренний с закрепленным на нем модулем аппаратуры и кронштейнами
системы амортизации;
- конус для размещения дополнительного надувного тормозного устройства;
- система амортизации, состоящая из шести разрезаемых тонкостенных труб-амор¬
тизаторов, с которыми через шесть кронштейнов соединяется внутренний корпус;
- переходное силовое кольцо, к которому крепятся трубы-амортизаторы;
- наружный корпус, с которым стыкуется конус внедряемый - через упругое сто¬
порное кольцо, внутренний корпус с модулем - через систему амортизации и пе¬
реходное силовое кольцо, конус ДНТУ.
279

6-1
Передача инерционных нагрузок осуществляется:
- от модуля аппаратуры на внутренний корпус - через шесть болтов фланцевои
стыка;
- от внутреннего корпуса на наружный - через систему амортизации и силов»
кольцо;
- от наружного корпуса на внедряемый конус - через стопорное кольцо.
Инерционные нагрузки от ДНТУ передаются на промежуточный пояс наружноп
корпуса через шестиболтовой фланцевый стык.
Материал корпусных элементов конструкции - алюминиевый сплав АМгб с фи
зико-механическими характеристиками: плотность р=2,64 г/см’; модуль упругости
£=70 ГПа; предел текучести о0,2=160 МПа; предел прочности ов=320 МПа.
В качестве расчетного для конуса ДНТУ выбран случай действия инерционны*
нагрузок при входе аппарата в атмосферу с величиной расчетной осевой перегрузки:
/7ЛР=30 ед.
При этом в расчете масса ДНТУ принята равной 1,3 кг.
Для остальных элементов силовой конструкции - наружного и внутреннего кор¬
пусов, внедряемого конуса - в качестве расчетного выбран случай действия осевы*
инерционных сил при внедрении в соответствии с диаграммой «глубина внедрения-
равнодействующая инерционная сила».
Расчет прочности элементов конструкции ПМ ММС «Met-Net» выполнен мето¬
дом конечных элементов в перемещениях с использованием программного комплекса
ANSYS версии 5.6.2.
Конечно-элементному анализу подвергнуты наружный и внутренний корпуса,
внедряемый конус с наконечником и конус ДНТУ. Анализ прочности и оптимизация
параметров элементов системы амортизации будут проведены на этапах проработки
изделия, предназначенного для выполнения задачи конкретной миссии (выбора пла¬
неты назначения).
Каждый из рассматриваемых элементов представляется в форме конечно-элемент¬
ных (FEM) моделей узлов и принятых в расчете условий нагрузки и закрепления.
Модели выполнены с использованием 20-узловых элементов сплошного тела
SOLID95 с тремя поступательными степенями свободы в узле и 8-узловых элементов
тонкой упругой оболочки SHELL93 с шестью степенями (три поступательные и три
вращательные) свободы в узле (элементы второго порядка). При моделировании ис¬
пользована осевая симметрия конструкции и нагрузок.
В качестве граничных рассматривались условия силового и кинематического вза¬
имодействия узлов конструкции, а нагрузка представлена инерционно-массовыми
(через плотность материала и инерционное ускорение) и распределенными силами
и избыточным давлением (модель взаимодействия с грунтом).
Для внедряемого конуса ПМ на основании анализа результатов численного мо¬
делирования нагрузки в момент внедрения следует, что расчетными являются случаи:
1) Действие максимальной осевой силы Рхтах =114,6 кН. Происходит внедрение
на глубину 140 мм, при котором в конструкции действуют максимальные напряже¬
ния - случай 1;
2) Действие осевой силы Рх = \ 12,7 кН - внедрение на глубину 149 мм, при кото¬
ром возможна потеря устойчивости конуса по низшей форме.
На рисунке 6.20 представлена диаграмма эквивалентных (по Мизесу) напряже¬
ний, действующих в конусе, для случая 1.
280

6-1
, МПа
щт 38.6
за 57 8
77,1
™ 96.4
* , 115.7
‘ 135.0
^ 154,3
■■ 1733
Рисунок 6.20. Диаграмма эквивалентных (по Мизесу) напряжений, действующих во
внедряемом конусе
Величина расчетного максимума: оЖ|1|ШЧ=173,5'МПа.
Расчетный коэффициент запаса прочности внедряемого конуса составляет
П=Оц/<т,к№И1ах =320/173,5= 1,8- Величина расчетного коэффициента запаса по устойчиво¬
сти rjyci lc,,p=FACT=2,47. Фактический коэффициент запаса по устойчивости с учетом
геометрической нелинейности - решение нелинейной задачи с учетом больших от¬
клонений составляет rj>cl=2,l. Прочность конуса внедряемого обеспечена.
Расчетным для внутреннего корпуса является случай действия осевой инер¬
ционной силы Р= 20 кН, прикладываемой к нему со стороны фланца крепления моду¬
ля аппаратуры в момент торможения последнего на трубах-амортизаторах. Величина
действующей силы рассчитана из условия массы модуля Мм=4 кг.
Величина расчетного максимума эквивалентных (по Мизесу) напряжений, дей¬
ствующих во внутреннем корпусе при данной нагрузке, составляето*в|Ш1Х=257,2 МПа.
Расчет выполнен в запас прочности, поскольку не учитывает контактного взаимо¬
действия фланцев корпуса и модуля и подкрепляющего воздействия на фланец корпу¬
са кронштейнов системы амортизации.
Расчетный коэффициент запаса прочности внутреннего корпуса г| =Оц/а,к„ тх=
=320/257,2=1,24. Прочность корпуса внутреннего обеспечена.
Расчетным для наружного корпуса является случай действия инерционных сил
со стороны прикрепленных к нему узлов в момент внедрения. Величина максималь¬
ной равнодействующей осевой силы:
Р=Р 1Пах- ^- ■ Мт = 114,7 - 1^- • 1,65 = 93,71 кН,
inw Л/v кн	9,05
пе/\|П„=114,6 кН - максимальная наг рузка при внедрении;
Л/= 9,05 кг-суммарная масса внедряемой части пенетратора;
Л/кц=1,65 кг - расчетная масса внедряемого конуса.
281

6-1
Величина расчетного максимума: а)квтах= 127,7 МПа. Расчетный коэффициент за¬
паса прочности: г|=ац/аЖН1ШХ=320/127,7=2,50.
Величина расчетного коэффициента запаса по устойчивости составляет г^-мсг
=FACT=12,9.
Коэффициент ослабления по устойчивости с учетом качества изготовления и на¬
чальных несовершенств для сжатой цилиндрической оболочки:
If 100-8)
3_ 1 .
If 100-0,2^
\{ R )
0,605-7Г У
оо
o'
где 5=2 мм - толщина оболочки корпуса, Л=108 мм - радиус оболочки по срединной
поверхности. Фактический запас устойчивости: г|уст=12,9-0,66=8,5. Прочность корпу¬
са наружного обеспечена.
Расчетным для конуса ДНТУ является случай действия инерционных нагрузок
со стороны ДНТУ в момент входа аппарата в атмосферу.
Величина расчетного максимума: о)КВ1ШХ=52,9 МПа. Расчетный коэффициент запа¬
са прочности: г|=О|5/ажвтах=320/52,9=6,0.
Прочность конуса ДНТУ обеспечена.
282

6-2
НЕОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ДОПОЛНИТЕЛЬНОЙ
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОТРАБОТКИ СИСТЕМ
ММС «MET-NET»
В предыдущей главе 5 были представлены аэродинамические характеристики
| \ДХ) рассмотренных вариантов ММС, полученные при испытаниях жестких моде¬
лей в аэродинамических трубах (АДТ) в диапазоне чисел Маха 0,43<М<2,5.
Одной из особенностей конструкции СА с НТУ является их гибкость в обеспече¬
ние укладки НТУ в компактный объём. И если отработка аэродинамики СА с основ¬
ным НТУ может быть проведена в предположении жёсткости этой конструкции, что
в какой-то мере оправдано выбором определённого давления в полости герметичной
оболочки НТУ. то исследование АДХ модели СА с ДНТУ в АДТ должно проводиться
на моделях нежесткой конструкции.
V
Рисунок 6.21. Модели ДМ ММС «Mei-Nel» с имитаторами гибких элементов НТУ
пя испытаний в АДТ У-3 (ЦНИИмаш)
Поэтому исследования аэродинамики ММС «Met-Net» проводились с моде¬
лированием гибких элементов НТУ, рисунок 6.21. Такие модели были испытаны
на трансзвуковых установках, в частности в АДТ У-3 ЦНИИмаш. Именно в этом ди¬
апазоне скоростей предусматривается ввод (раскрытие) дополнительного тормозного
члройства ДМ ММС «Met-Net».
Результаты этих испытаний не показали существенных отличий величин аэроди¬
намических коэффициентов от результатов предварительных их исследований на ста¬
лии проектирования вариантов ММС, близких по форме к форме ММС «Mel-Net»
I(jitwrnyiik S.V. et al., 2009; Гувершок С.В. и др., 2009) . Эти отличия укладываются
«диапазон точности определения АДХ в аэродинамических трубах Войко АС. и др.,
I978; Стекениус К.А. и др.. 1982).
Важным этапом спуска MCC «Met-Net» в атмосфере является момент раскрытия
его ДНТУ и разделение в этот момент частей аппарата. Здесь необходимо исследо¬
вать динамику раскрытия ДНТУ и определить изменение его АДХ в следе отделяе¬
мого ОНТУ с тепловой защитой.
Исследования процесса раскрытия ДНТУ ММС «Met-Net» в дозвуковой АДТ
с открытой рабочей частью Т-lOl ЦАГИ (рисунок 5.49) проводились при скоростном
напоре 204...294 Па и скорости потока воздуха 20...24 м/с.
В результате этих испытаний установлена качественная картина динамики раскры¬
та ДНТУ, проверена прочность конуса (из материала капрон) ДНТУ при длительном
и многократном силовом воздействии нестационарного потока воздуха и определено
283

6-2
минимальное значение перепада давления в торе ДНТУ, при котором его форма теря¬
ет устойчивость (около 13 кПа) при реализованных скоростных напорах.
При исследовании разделения ОНТУ и ДНТУ ММС «Met-Net» в АДТ У-3 воспро¬
изводилась скорость их обтекания в диапазоне чисел Маха 0,2<М<1,8, расширенном
по отношению к номинальному значению М~0,8.
В таблице 6.8 приведен объем дополнительных испытаний в аэродинамических
трубах ЦНИИмаш, необходимый и достаточный для расчетных исследований про¬
цессов спуска ММС «Met-Net» в атмосферах Марса и Земли и дальнейшей экспери¬
ментальной отработки её систем.
Таблица 6.8. Объем испытаний, проведенных в АДТ ЦНИИмаш
тип испытаний
определяемые
характеристики
режимы испытаний
число маха, М
угол атаки, а
бросковые в АДТ
С, Су, тУ+т'1
0,15; 0,23; 0.5; 0,7; 0,9
бросковые в АДТ
Сх, С,, /?7_-, тУ+та
0,6; 0,9
весовые
Сх, С,,
донное давление Рл
2,5; 4,0
6,0; 8,0
О о
о о
± i
ос о
о о
весовые
(разделение)
Сх, Су, /77-,
донное давление Р,
0,6; 0,8; 0;9
(Хоиту—0°
а<)иту=15°
динамические
тУ+та
0,8; 1,0; 1,2; 1,5; 3,0; 4,0; 6,0
динамические
Го- , а
т.'+т
0,8
Испытания моделей ММС «Met-Net» в аэродинамических трубах ЦНИИмаш были
направлены на определение стационарных и нестационарных (динамических) АДХ
моделей с развёрнутым ОНТУ, модели посадочного устройства (ПУ) с развёрнутым
его ДНТУ, модели связки ПУ с развёрнутыми ДНТУ и ОНТУ (на момент нарушения
их связи) и ПУ с ДНТУ в следе ОНТУ при моделировании процесса разделения.
В результате испытаний определены коэффициенты осевой Сх и нормальной С
сил, момента тангажа т:о относительно передней (носовой) точки модели и коэффи¬
циента демпфирования тУ при различных числах Маха и углах атаки а.
Коэффициенты Сх, С,., т:о, тУ ДМ ММС «Met-Net» с наполненным ОНТУ для ре¬
жима сплошного обтекания представлены в таблице 6.9. Они получены с использова¬
нием следующих геометрических параметров ММС «Met-Net» с наполненным ОНТУ:
характерная длина (диаметр ОНТУ) D=l,014 м, характерная площадь 5=0,846 м:.
Коэффициенты осевой Сх и нормальной С, составляющих аэродинамической
силы получены отнесением их значений к скоростному напору и площади миделяS.
Коэффициенты момента т:о получены отнесением размерных моментов к скорос¬
тному напору q, площади миделя S, соответствующей длине D и определены относи¬
тельно поперечной оси аппарата, проходящей через его переднюю (носовую) точку
Коэффициенты демпфирующего момента тУ получены отнесением размерных мо¬
ментов к скоростному напору, безразмерной угловой скорости со D/V, площади миде¬
левого сечения S и соответствующей длине D.
284

6-2
Таблица 6.9. Аэродинамические характеристики ДМ «Met-Net» с наполненным ОНТУ
ЧИСЛО
Маха
угол атаки а, град
параметр
0
5
10
15
20
25
30
35
40
0,7
0,98
0,982
0,982
0,982
0,973
0,946
0,909
0,872
0,807
С
1,2
1,242
1,238
1,235
1,23
1,219
1,194
1,135
1,068
0,99
2
1,37
1,364
1,35
1,310
1,26
1,203
1,138
1,063
0,979
4
1,36
1,352
1,326
1,283
1,232
1,162
1,082
0,99
0,897
0,7
0
0,021
0,046
0,082
0,125
0,171
0,225
0,28
0,338
с
1,2
0
0,008
0,013
0,02
0,032
0,071
0,118
0,18
0,23
2
0
0,019
0,06
0,097
0,134
0,164
0,189
0,207
0,234
4
0
0,024
0,048
0,069
0,088
0,102
0,112
0,114
0,112
0,7
0
-0,023
-0,047
-0,076
-0,108
-0,136
-0,17
-0,205
-0,240
Ш:о
1,2
0
-0,0.1
-0,018
-0,025
-0,033
-0,048
-0,071
-0.095
-0,113
2
0
-0,014
-0,043
-0,066
-0,084
-0,095
-0,098
-0,095
-0,094
4
0
-0,024
-0,048
-0,069
-0,088
-0,102
-0,112
-0,114
-0,112
0,8
0,2
-
0
-
-0,02
-
0,1
-
0,2
(ii.
1,27
0,08
-
0,10
-
-0,05
-
0
-
-0,05
Ш/
1,66
-0,02
-
-0,01
-
-0,05
-
-0,02
-
-0,10
>2,00
-0,10
-
-0,10
-
-0,10
-
-0,10
-
-0,10
Значения аэродинамических характеристик ДМ «Met-Net» с развернутым в рабо¬
чее положение ДНТУ приведены в таблице 6.10.
При определении размерных сил и моментов ММС «Met-Net» с наполненным
ДНТУ в качестве характерных размеров необходимо принимать диаметр ДНТУ
п площадь его миделевого сечения.
Здесь коэффициенты момента т:о также получены отнесением размерных момен¬
тов к скоростному напору q, площади миделя S, соответствующей диаметру, и опре¬
делены относительно поперечной оси аппарата, проходящей через его переднюю
(носовую) точку.
Таблица 6.10. Аэродинамические характеристики ДМ «Met-Net» с наполненным ДНТУ
параметр
число Маха
угол атаки а, град
0
10
20
30
40
0,20
0,91
0,99
1,02
1,015
1,01
С
0,43
0,97
1,02
1,035
1,025
1,02
0,65
1,05
1,08
1,085
1,08
1,075
0,80
1,14
1,17
1,17
1,16
1,15
0,20
0
0,018
0,026
0,028
0,027
Су
0,43
0
0,034
0,043
0,045
0,043
0,65
0
0,039
0,048
0,050
0,048
0,80
0
0,025
0,033
0,035
0,035
0,10
0
-0,009
-0,21
-0,34
-0,45
т-_„
0,50
0
-0,114
-0,25
-0,39
-0,48
0,80
0
-0,12
-0,225
-0,30
-0,355
—
0,80
0,075
-0,085
-0,012
-0,050
0,025
т_~
<0,60
-0,110
-0,087
-0,060
-0,030
0,027
285

6-2
В соответствии с конструкцией ММС «Met-Net» при спуске в атмосфере Марса
предусмотрено отделение элементов конструкции ОНТУ с тепловой защитой отст-
скаемого на поверхность планеты посадочного модуля, /тормозящегося с помощью
раскрываемого ДНТУ при достижении дозвуковой скорости (см. таблицу 6.6). В про-
цессе расхождения этих частей станции ПМ с ДНТУ некоторое время будет находить¬
ся в донном следе удаляющейся от них конструкции ОНТУ.
Для расчета динамики расхождения этих объектов необходимо знание коэффици¬
ента лобового сопротивления ПМ с ДНТУ в газовом потоке (донном следе), форми¬
рующемся за ОНТУ.
Такие испытания в диапазоне чисел Маха 0,6<М<0,9 были проведены в ЦН11Н-
маш на стенде У-3, расположение моделей ОНТУ и ПМ с ДНТУ в рабочей камере
которого показано на рисунке 6.22. На горизонтальной державке слева закреплена
модель ММС в форме ОН ГУ, справа - модель I1M с развернутым ДНТУ, установлен¬
ная на весах. Поток на модели набегает слева. Модель 011ТУ установлена на держав¬
ке с возможностью поворачиваться на угол а до 15 градусов.
Во время испытания изменялась величина относительного удаления х центра масс
модели ПМ с ДНТУ от центра масс модели ОНТУ, измеряемая отношением истин¬
ного расстояния к диаметру ОНТУ при неизменных значениях остальных линейных
и угловых координат моделей ОНТУ и ДНТУ. Начальное соосное расположение мо¬
делей ОНТУ и ПМ с ДНТУ, а также их угловое взаиморасположение было установ¬
лено во время наладки и градуировки механизмов задания линейных перемещений
Рисунок 6.22. Установленные в АДТ модели в форме ОНТУ (слева) и ПМ с ДНТУ
286

6-2
В таблице 6.11 приводятся значения коэффициента сопротивления Сха ПМ с ДНТУ
в следе за моделью ОНТУ при трех значениях числа Маха при угле атаки ОНТУ в га¬
зовом потоке равном нулю.
Таблица 6.11. Коэффициент сопротивления Сх„ ПМ с ДНТУ в следе ОНТУ при а=0°
Л'
сха
М=0,607
М=0,802
М=0,899
0,93
0,75
0,77
0,80
1,65
0,64
0,68
0,69
! 2,37
0,71
0,65
0,66
3,10
0,79
0,76
0,74
3,82
0,82
0,82
0,83
4,54
0,85
0,86
0,88
5,26
0,86
0,88
0,91
5,98
0,88
0,91
0,93
6,71
0,90
0,92
0,95
7,43
0,91
0,94
0,97
8,15
0,92
0,96
0,98
8,87
0,93
• 0,97
1,00
9,59
0,93
0,98
1,02
10,31
0,94
0,99
1,03
11,04
0,94
1,00
1,04
11,76
0,95
1,00
1,04
12,48
0.95
1,01
1,05
Анализ данных таблицы 6.11 показывает, что при соосном размещении ОНТУ
и ДНТУ коэффициент аэродинамического сопротивления СХ(, посадочного модуля
с раскрытым ДНТУ по мере удаления от ОНТУ немонотонно изменяется с увеличе¬
нием х. Сначала оно понижается, достигает минимума при х~2, а затем постепенно
возрастает.
Понижение сопротивления ДНТУ сопряжено с нахождением центральной части
ПМ с ДНТУ в зоне обратного течения газа в циркуляционной зоне следа за ОНТУ. По¬
сле выхода ПМ за горло следа (конец зоны циркуляции газа) Сха ПМ с ДНТУ продол¬
жает расти, рисунок 6.23.
При этом видно, что зона циркуляционного течения за донным срезом ОНТУ уд¬
линяется и коэффициент лобового сопротивления ПМ с ДНТУ с ростом числа Маха
возрастает.
В таблицах 6.12 и 6.13 представлены стационарные аэродинамические характери¬
стики ПМ с ДНТУ в следе за ДНТУ при разных положениях модели ОНТУ в набе¬
гающем потоке воздуха (разные углы атаки а). В таблицах приводятся два различаю¬
щихся относительных расстояния между ОНТУ и ПМ с ДНТУ: х- расстояние между
центрами тяжести ОНТУ и ПМ с ДНТУ их' - расстояние от донного среза ОНТУ
до носка ПМ.
287

6-2
с„
X, м
Рисунок 6.23. Зависимость аэродинамического сопротивления посадочного модуля ММС
«Met-Net» с развернутым в рабочее положение ДНТУ в следе за ОНТУ от удаления от его
донного среза
Таблица 6.12. Аэродинамические характеристики ДНТУ в процессе отделения от ОНТУ при
а=0°, М=0,802
Л"
х'
Си,
Си,
т:,
0,93
0,05
0,7732
0,00389
-0,02433
1,65
0,77
0,6804
0,00338
-0,02092
2,37
1,49
0,6542
0,00195
-0,01210
3,10
2,21
0,7580
0,00130
-0,00769
3,82
2,94
0,8226
0,00087
-0,00499
4,54
3,66
0,8621
0,00048
-0,00284
5,26
4,38
0,8846
0,00034
-0,00201
5,98
5,10
0,9125
0,00024
-0,00135
6,71
5,82
0,9247
7Е-005
-0,00041
7,43
6,54
0,9444
2Е-005
-0,00011
8,15
7,27
0,9591
-8Е-005
0,00037
8,87
7,99
0,9620
-5Е-005
0,00020
9,59
8,71
0,9763
-0.00016
0,00079
10,31
9,43
0,9881
-0.00012
0,00063
11,04
10,15
1,0004
-9Е-005
0,00051
11,76
10,88
0,9945
-0,00029
0,00148
12,48
11,6
1,0064
-0,00033
0,00172
288

6-2
Таблица 6.13. Аэродинамические характеристики ДНТУ в процессе отделения от ОНТУ при
а=15°, М-,=0,802
Л'2
У2
Cv
с.
11121
0,93
0,05
0,7624
0,0046
0,0300
1,65
0,77
0,6469
0,0048
0,0275
2,37
1,49
0,6773
0,0036
-0,0225
3,1
2,21
0,7463
0,0037
-0,0235
3,82
2,94
0,8115
0,0043
-0,0284
4,54
3,66
0,8560
0,0069
-0,0432
5,26
4,38
0,8797
0,0069
-0,0427
5,98
5,10
0,8982
0,0074
-0,0438
6,71
5,82
0,9214
0,0077
-0,0452
I 7,43
6,54
0,9358
0,0068
-0,0400
8,15
7,27
0,9498
0,0069
-0,0407
8,87
7,99
0,9616
0,0065
-0,0381
9,59
8,71
0,9728
0,0062
-0,0358
10,31
9,43
0,9835
0,0052
-0,0305
11,04
10,15
0,9980
0,0046
-0,0271
11,76
10,88
0,9949
0,0038
-0,0230
12,48
11,60
1,0062
0.0035
-0,0211
Из сравнения данных таблиц 6.12 и 6.13 следует, что поворот ОНТУ на угол атаки
а=15° практически не отражается на величине коэффициента осевой силы СЛ ПМ
с ДНТУ, но приводит к появлению небольшой положительной нормальной силы
(С,£0), действующей на ПМ с ДНТУ, и обусловленного этим момента тангажа М-,
с отрицательным знаком коэффициента т:1. Это указывает на то, что поворот ОНТУ
на положительный угол атаки а будет сопровождаться отклонением ДНТУ
Таким образом, следует подчеркнуть, что коэффициент сопротивления ПУ с ДНТУ
в следе от ОНТУ в -1,8 раза меньше коэффициента сопротивления ПУ с ДНТУ
за пределами следа, т.е. на расстоянии больше 12 калибров (диаметров ОНТУ). Это
необходимо учитывать при расчетах динамики расхождения ОНТУ и ПМ с ДНТУ
после их разделения.
При движении в разреженной атмосфере Марса на переходном и свободномоле¬
кулярном режимах обтекания аппарата аэродинамические характеристики ДМ ММС
«MetNet» рассчитаны с использованием методик и вычислительных комплексов работ
(Финченко B.C., Шматов С.И., 2005; Шматов С.И., 2012; Finchenko V.S., Shmatov S.I.,
2013; Шматов С.И. и др., 2014).
В таблицах 6.14, 6.15 и 6.16 соответственно представлены результаты расчетов
коэффициентов осевой Cv, нормальной С, составляющих аэродинамической силы
и момента тангажа т: для ДМ «MetNet» с раскрытым ОНТУ в зависимости от угла
атаки (а) и числа Кнудсена (Кп).
Безразмерные значения аэродинамических коэффициентов и момента ДМ
«MetNet» с наполненным ОНТУ получены делением сил и момента на характерный
размер (диаметр ОНТУ) £>=1,014 м и площадь 5=0,846 м2.
Коэффициент т. момента тангажа приведен относительно носка аппарата.
Отклонение характеристик СЛ, С,, и т- от их номинальных значений при переход¬
ном режиме и при сплошном обтекании составляет ±15%.
289

6-2
Таблица 6.14. Зависимость коэффициента С, осевой составляющей аэродинамической силы
ММС «MetNet» с ОНТУ от угла атаки для различных чисел Кп
а,град
число Кнудсена Кп
0
0,1
0,3
1
2
оо
0
1,380
1,460
1,710
2,020
2,090
2,120
10
1,350
1,420
1,660
1,960
2,030
2,060
20
1,250
1,310
1,530
1,790
1,860
1,880
30
1,100
1,1.50
1,320
1,540
1,590
1,610
40
0,915
0,954
1,080
1,250
1,290
1,300
50
0,704
0,733
0,830
0,952
0,981
0,992
60
0,486
0,506
0,576
0,663
0,684
0,692
70
0,281
0,295
0,342
0,401
0,415
0,420
80
0,100
0,109
0,140
0,178
0,188
0,191
90
-0,066
-0,060
-0,039
-0,014
-0,08
-0,006
Таблица 6.15. Зависимость коэффициента С, нормальной составляющей аэродинамической
силы ММС «MetNet» с ОНТУ от угла атаки для различных чисел Кп
а,град
число Кнудсена Кп
0
0,1
0,3
1
2
00
0
0,000
0,000
0,000
0,000
0,000
0,000
10
0,088
0,114
0,201
0,310
0,337
0,346
20
0,165
0,214
0,378
0,583
0,633
0,651
30
0,223
• 0,288
0,510
0,787
0,855
0,879
40
0,258
0,335
0,596
0,923
1,000
1,030
50
0,280
0,362
0,642
0,992
1,080
1,110
60
0,300
0,381
0,656
1,000
1,090
1,120
70
0,317
0,393
0,648
0,968
1,050
1,080
80
0,331
0,400
0,635
0,930
1,000
1,030
90
0,350
0,415
0,636
0,913
0,981
1,010
Таблица 6.16. Зависимость коэффициента т: тангажа ММС «MetNet» с ОНТУ от угла атаки
для различных чисел Кп
а, град
число Кнудсена Кп
0
0,1
0,3
1
2
00
0
0,000
0,000
0,000
0,000
0,000
0,000
10
-0,051
-0,053
-0,061
-0,071
-0,074
-0,074
20
-0,096
-0,100
-0,115
-0,134
-0,138
-0,140
30
-0,129
-0,135
-0,155
-0,180
-0,187
-0,189
40
-0,148
-0,155
-0,180
-0,211
-0,219
-0,222
50
-0,152
-0,161
-0,190
-0,226
-0,235
-0,238
60
-0,147
-0,157
-0,191
-0,234
-0,244
-0,248
70
-0,132
-0,144
-0,185
-0,237
-0,250
-0,255
80
-0,106
-0,121
-0,171
-0,234
-0,249
-0,254
90
-0,077
-0,094
-0,152
-0,224
-0,242
-0,248
290

6-2
Во время спуска аппаратов в атмосферах наблюдаются особенности колебатель¬
ного движения, обусловленные спецификой конфигурации аппарата, положением
центра масс аппарата, изменением скорости в диапазоне от гиперзвуковых значений
при входе в атмосферу до малых дозвуковых на участке траектории перед посадкой
и реальными значениями числа Рейнольдса.
Статическая устойчивость ДМ ММС «Met-Net» обеспечивается его закруткой пе¬
ред входом в атмосферу относительно продольной оси с некоторой угловой скоростью,
обычно достаточной для обеспечения устойчивости, в диапазоне соЛ=30...60 град/с.
В случае неустановившегося движения аппарата на него действует демпфиру¬
ющий момент, препятствующий либо способствующий вращению летящего тела,
обусловленный угловой скоростью его вращения coz и запаздыванием скоса потока.
Как правило, в полете имеют место оба эти фактора, поэтому полный момент демп¬
фирования равен их сумме и коэффициент демпфирования определяется выражени¬
ем w“=w“+mf, где т“ - производная продольного момента по безразмерной скоро¬
сти изменения угла атаки; mf - производная продольного момента демпфирования,
(0-L _ aL
а= v , а - производная угла атаки по времени Г; V* - скорость набегаю-
00 00
щего потока.
Коэффициент демпфирующего момента т?: препятствует вращению летящего ап¬
парата относительно поперечной оси, если его значение отрицательно (т?<0), и при¬
водит к увеличению амплитуды его колебаний, если его значение имеет положитель¬
ный знак (mf:>0).
Экспериментальные данные таблицы 6.9 указывают на то, что при скоростях спу¬
ска ДМ ММС «Met-Net», соответствующих числу Маха М>1,5, коэффициент т?<О,
т.е. при возникновении колебаний они затухают. На дозвуковых и трансзвуковых ско¬
ростях движения при малых углах атаки предварительно полученные значения этого
коэффициента, принимают и положительные значения. Динамическая устойчивость
ОНТУ должна быть обеспечена именно на этом участке траектории, когда происхо¬
дит ввод в поток ДНТУ.
Поэтому проведено тщательное экспериментального определение коэффициен¬
тов продольного демпфирующего момента при числах Маха в диапазоне изменения
от 0,85... 1,53 и в диапазоне углов атаки а =0... 10°.
Нестационарные аэродинамические характеристики определялись на трансзвуко¬
вой аэродинамической трубе У-ЗМ ЦНИИмаш методом свободных колебаний. Ис¬
пытывалась масштабная модель, геометрически подобная ММС «MetNet» с ОНТУ,
чертеж которой приведен на рисунке 6.24.
Моделирование колебательного движения модели в потоке аэродинамической
трубы осуществлялось с использованием механизма свободных колебаний (МСК),
который оснащен адаптером для крепления модели, установленным на шарнире
с прецизионным подшипником, позволяющим ему совершать свободные угловые пе¬
ремещения под воздействием аэродинамических сил и моментов.
Во время испытаний модель, установленная на державке МСК, вводится в поток
АДТ под углом атаки а=А„ и под действием аэродинамической нагрузки, играющей
роль линейной восстанавливающей силы, совершает колебания относительно шарни¬
ра с уменьшающейся по времени в случае демпфирования либо с возрастающей при
антидемпфировании амплитудой.
291

6-2
зяюогютгЩ
Dm пил. Н не поишь
1 ' Рплггты для с про)».
2. Мфкиройолъ V и клеиът К /с Зирке.
—-
-
И2105М7.000СБ
я).
'to* &в**да
Сб. черт.
/113.6)
Рисунок 6.24. Модель ММС «Met-Net» для проведения динамических испытаний
Динамические испытания моделей ММС «Met-Net» проводились в среднемас¬
штабной АДТ У-ЗМ, реализующей изменение числа Маха в диапазоне М=0,2-1.3:
1,5; 2.0; 2.5; 3.0 и чисел Рейнольдса, вычисленных по параметрам набегающе¬
го потока и характерному размеру D= 1 м, Re*. ь, = 106—108 при скоростном напоре
<7=0,001...0,2 МПа.
Условия испытаний и параметры потока в АДТ У-ЗМ приведены в таблице 6.17.
Таблица 6.17. Параметры динамических испытаний модели ММС «Met-Net»
м
0,85
0,95
1,1
1,2
1,25
1,3
1,53
Re«/.-10'5
1,23-1,28
1,17
1,7-1,8
1,8
2,3
3,7
3,0
qx, кПа
3,63
5,2
5,6
6,2
8,5
14
12
Лобовая часть корпуса модели ММС «Met-Net» для испытаний изготовлена с по¬
мощью технологии PolyJet - быстрого прототипирования по данным математической
ЗО-модели, основанной на светоотвержден и и жидкой смолы, а хвостовая часть кор¬
пуса - из меди марки М |.
Конструкция модели обеспечивает совпадение относительной координаты центра
масс натурного ДМ «Met-Net» и центра вращения модели на державке МСК, величи¬
на которой составляет 26,,.т =0,53.
Общий вид модели ММС «Met-Net», установленной на механизме свободных ко¬
лебаний в рабочей части аэродинамической трубы, представлен на рисунке 6.25.
Результаты экспериментального определения параметров динамической устойчи¬
вости модели ДМ «MetNet» представлены в таблице 6.18 и на рисунках 6.26 и 6.27
292

6-2
Рисунок 6.25. Вид модели ММС «Met-Net», установленной в рабочей части АДТ
в виде графиков зависимостей угла атаки от времени при колебаниях модели (Успей-
шш М.В.и др., 2015).
В таблице 6.18 в зависимости от числа Маха М приведены аэродинамические
коэффициенты продольного демпфирующего момента т"’: для случаев демпфирова¬
ния колебаний модели; коэффициента антидемпфирования при нулевой амплитуде
колебаний як’; для случаев возбуждения автоколебаний и амплитуды А() этих автоко¬
лебаний; коэффициенты продольного демпфирующего момента, соответствующие
амплитуде колебаний А= 10°. Кроме того, приведены: число Рейнольдса Ren, рассчи¬
танное по диаметру модели D, частота колебаний модели/и амплитуда начального
отклонения модели А„ при введении её в поток. В таблице 6.18 для чисел Маха 0,85
н 1,1 приведены также расчетные значения .
Таблица 6.18. Результаты испытаний модели ДМ «MelNet» на динамическую устойчивость
м
Re/,
/ Ги
А „, град
т":
Л<>, град
<0.
т.'
(расчетн.)
0,85
1,25.105
9,5
0
-
0,32
0.85
1,25.105
9,5
5
-0,09
-0,133
0,85
1,25.105
9,5
10
-0,1
9
-0,07
0,85
1,25.105
9,5
1
-
0,32
0,85
1,25.105
9,5
6
-0,07
-0,133
0,95
1,33.105
10,0
0
-
0,95
1,33.105
10,0
5
-0,077
0,95
1,33.105
10,0
10
-0,12
10
0,95
1,33.105
10,0
1
-
0,95
1,33.105
10,0
6
-0,073
1.I0
1,7.105
14,2
0
0,25
10.5
0,32
I,I0
1,7.105
14,2
5
0,01
-0,13
I.I0
1,7.105
14,2
10
9
1,20
1,8.105
14,0
0
0,2
1,20
1,8.105
14,0
5
0,177
1,20
1,8.105
14,0
10
9
1,25
2,3.105
14,0
0
0,186
11,5
1,25
2,3.105
14,0
5
0,195
11,5
293

6-2
м
Rew
,/;гц
А», град
СО.
т
А0, град
тУ
(расчетн.)
1,25
2,3.105
14,0
10
9
1,28
3,8.105
20,2
0
0,156
9,5
1,28
3,8.105
20,2
5
0,144
9,5
1,28
3,8.105
20,2
10
9
1,53
3,0.105
17,2
0
0,15
11
1,53
3,0.105
17,2
5
0,26
11
1,53
3,0.105
17,2
10
10,5
На графиках рисунков 6.26 и 6.27 представлены выделенные в результате обра¬
ботки амплитуды колебаний и аппроксимации амплитуд колебаний, полученные в со¬
ответствии с обработкой методом наименьших квадратов при сглаживании биений,
зафиксированных посредством МСК амплитуд.
Как видно из таблицы 6.18 и графиков, в трансзвуковом диапазоне скоростей при
числах Маха М=0,8...1,5 имеет место самовозбуждение колебаний и возрастание ам¬
плитуды колебаний до величины А()=24°...25°.
М=0,85;Л„=10°
М=0,85; Аи =5°
М=0,95; Ан=5°
М=0,95;Л„=10°
Рисунок 6.26. Графики зависимостей угла атаки модели ДМ «MetNet» от времени при
дозвуковых скоростях
294

6-2
М=1,3;ЛН=5°	М=1,53;Д„=50
Рисунок 6.27. Графики зависимостей угла атаки модели ДМ «MetNet» от времени при малых
сверхзвуковых скоростях
Как видно из таблицы 6.19 и графиков на рисунке 6.25, в диапазоне чисел Маха
М=0,85...0,95 и углов атаки А„ =5°... 10° наблюдается демпфирование колебаний. При
этом аэродинамический - коэффициент момента демпфирования изменяется в преде¬
лах/и5^ -(0,07... 0,12).
В диапазоне же чисел Маха М= 1,1... 1,53 и углов атаки 0° 10° имеет место само¬
возбуждение колебаний, подтверждаемое графиками на рисунке 6.27, и возрастание
амплитуды колебаний до величины А0=9°... 11,5°.
Коэффициент антидемпфирования при этом изменяется в пределах т“' =
=+(0,01...0,26).
В этом же диапазоне скоростей ожидаемое самовозбуждение автоколебаний мо¬
дели при освобождении с угла атаки Лн=0° не зарегистрировано. Это обстоятельство
связано, по-видимому, с недостаточным уровнем возмущающего момента для прео¬
доления сухого трения в подшипниках МСК. Как следует из расчетов демпфирую¬
щего момента ДМ «MetNet», коэффициент антидемпфирования при ^„=0° для чисел
М*= 0,85...0.95 находится в диапазоне т“'=0,8-0,6.
Приведенные результаты экспериментального определения динамической устой¬
чивости модели ДМ «Met-Net» иллюстрировались также оптической визуализацией
колебательного движения модели относительно центра масс в потоке воздуха АДТ.
295

6-2
Рисунок 6.28. Итоговый доклад Финченко В. о динамической устойчивости ДМ ММС «Met¬
Net» А.-Мати Харри - заказчику от ФМИ (Хельсинки)
Рисунок 6.29. Связка ПМ с ДНТУ с ОНТУ на стенде отработки системы её разделения
296

6-2
Рисунок 6.30. Коллеги из Финляндского метеорологического института с основными частями
ММС «Met-Net» (справа: Бу Федестрём и А.-М. Харри)
На основе описанных результатов расчетного и экспериментальною исследова¬
ния динамических характеристик ДМ ММС «Met-Net» можно сделать вывод о дина¬
мической устойчивости спускаемого в атмосфере Марса аппарата на подходе к мо¬
менту времени ввода НТУ посадочного модуля в рабочее состояние, намечаемом при
числе Маха М=0,8.
Рисунок 6.31. Макет приборного контейнера, интегрированный в систему амортизации и её
основные составляющие
297

6-2
Рисунок 6.32. Устройство для отработки системы амортизации ММС «Met-Net»
а
б
Рисунок 6.33. Иллюстрация динамических испытаний системы амортизации приборного
контейнера посадочного модуля ММС «Met-Net»
298

6-2
Для наземной отработки систем ММС «Met-Net» изготавливались соответствую¬
щие им полномасштабные макеты.
Отметим полномасштабный весовой макет ММС «Met-Net» в комплектации по¬
садочного модуля с надутым газом ДНТУ в связке с ОНТУ с тепловой защитой. На
рисунке 6.29 показан вид этой связки на стенде отработки системы отделения ОНТУ
с тепловой защитой.
На рисунке 6.30 показаны макеты основных частей ММС «Met-Net».
Также для проверки совместимости металлических элементов конструкции поса¬
дочного (поверхностного) модуля ММС «Met-Net» были изготовлены макеты прибор¬
ного контейнера и составляющие системы амортизации, показанные на рисунке 6.31.
Проверка работоспособности элемента амортизации при статической нагрузке
проводилась на силовом устройстве для протяжки трубки системы амортизации че¬
рез сдвоенные лапки, установленные на фланце системы. Рисунок 6.32 иллюстрирует
конструкцию силового устройства и трубку системы амортизации, деформирован¬
ную после протяжки через лапки системы амортизации.
В результате статических испытаний были верифицированы заложенные в кон¬
струкцию усилия обжатия, соответствующие требованиям к амортизации приборного
контейнера при ударных нагрузках о грунт на поверхности Марса.
Динамические испытания на обжатие элементов системы амортизации были
проведены метанием массогабаритного макета с использованием пушки в преграду,
созданную из грунтов различной плотности.
На рисунке 6.33а показаны метательная установка, заряженная массогабаритным
макетом, и макет в полете перед преградой, а на рисунке 6.336 - положение макета
в грунтах разной плотности.
Кроме описанных выше испытаний конструкции и систем ММС «Met-Net», так¬
же были проведены вибродинамические испытания систем развертывания оболочек
ОНТУ и ДНТУ, в том числе и в вакуумных камерах.
Таким образом, в результате проведенной наземной экспериментальной отработ¬
ке был определен весь комплекс аэродинамических параметров для расчета тепло¬
вых нагрузок на ДМ ММС «Met-Net» и параметров движения аппарата в атмосфере
и подтверждена работоспособность его конструкции и систем.
299

6-3
ЯИКОНСТРУКЦИЯ. ТЕПЛОВОЙ РЕЖИМ И ПРОЧНОСТЬ
ПРИБОРНОГО КОНТЕЙНЕРА ММС «MET-NET»
6.3.1	Конструкция приборного контейнера ММС «Met-Net»
Приборный контейнер (ПК) ММС «Met-Net» предназначен для размещения науч¬
ного оборудования для выполнения целевой задачи метеорологической станции; эле¬
ментов системы электропитания; аппаратуры управления пиротехническими сред¬
ствами; радиотехнической системы для передачи научной информации.
В транспортном положении ПК закреплен относительно корпуса ДМ при помощи
разрывных шпилек. В процессе внедрения поверхностного модуля в грунт происхо¬
дит разрушение шпилек, и контейнер движется вниз, деформируя амортизационные
трубки. Максимальный ход амортизации 300 мм.
Положения приборного контейнера в транспортном положении и после посадки
СА представлены на рисунке 6.34.
а - в транспортном положении,
б - после посадки (метеорологическая штанга выдвинута в рабочее состояние).
Рисунок 6.34. Положения приборного контейнера в посадочном модуле MVIC «Met-Net»
Состав научной аппаратуры ММС «Met-Net»:
а) внутри приборного контейнера:
- плата радиосистемы для передачи научной и телеметрической информации;
- датчик давления MetBaro;
- датчик угловой скорости (ДУС)/акселсрометр;
б) на метеорологической штанге:
- панорамная камера PanCam;
- антенна для передачи научной информации;
- солнечный датчик MetSIS и оптическая система связи OWLS;
- датчик влажности MetHumi;
- датчики температуры (2 шт.).
Состав служебной аппаратуры:
- плата контроллера управления и электропитания;
- аккумуляторные батареи.
Слева на рисунке 6.35 представлен ПК с теплоизоляционным кожухом I и крон¬
штейном 2 для установки в посадочный модуль, справа ПК без кронштейна.
300

6-3
1 кожух теплоизоляционный; 2 - кронштейн для установки в посадочный модуль;
3-кронштейны метеорологической штанги установочные; 4 -крышка теплоизоляционная.
Рисунок 6.35. Внешний вид приборною контейнера ММС «Met-Net» в собранном состоянии
Кроме теплоизоляционного кожуха в обеспечении теплового режима участву¬
ет теплоизоляционная крышка 3. Крышка выполняется из пенополиуретана и на¬
клеивается на элементы конструкции ПК. Теплоизоляционный кожух выполняется
шстеклотекстолита и устанавливается на стойках.
Общий вид приборного контейнера спускаемого аппарата ММС в транспортной
конфигурации приведен на рисунках 6.36 и 6.37.
Общий вид приборного контейнера после посадки на поверхность Марса и раз¬
вертывания метеорологической штанги и антенны для передачи научной информации
показан на рисунке 6.38.
Основным конструктивным элементом приборного контейнера является рама,
представленная на рисунке 6.39. Рама выполнена сборной и состоит из шпангоута,
стоек контроллера и трансивера, боковых стенок и упора. Такая схема позволяет кон¬
тейнеру воспринимать как продольную, так и боковую нагрузку, возникающую при
внедрении наконечника поверхностного модуля ММС «Met-Net» в грунт.
Основным силовым элементом конструкции рамы ПК является шпангоут, на ко¬
торый производится установка стоек для крепления плат трансивера и контроллера,
а также метеорологической штанги. Установка ПК в ММС осуществляется с помо¬
щью шпангоута и кронштейна. Первоначально предполагалось выполнение шпанго¬
ута из алюминиевого сплава, однако после проведения прочностного расчета, а также
ця улучшения теплового режима ПК было принято решение изготовить шпангоут
из титанового сплава.
301

6-3
I - MetSIS; 2 - PanCam; 3 - MetTemp; 4 - антенна; 5 - OWLS; 6 - MetHumi; 3 - MetTemp;
7 - шпангоут ПК; 8 - MetBaro; 9 - плата контроллера; 10 - распорка;
II аккумуляторные батареи; 12 - корпуса АБ; 13 - упор; 14 - плата трансивера.
Рисунок 6.36. Общий вид ПК в транспортном положении бет кожуха и кронштейна
со стороны прибора MetBaro
15 - плата термодатников; 16 - стенка боковая; 17 - механизм развертывания;
18 - площадка MetBaro; 19 - ДУС/аксслеромстр; 20 - метеорологическая штанга.
Рисунок 6.37. Общий вид ПК в транспортном положении без кожуха и кронштейна
со стороны платы термодатчиков и платы трансивера
302

6-3
Рисунок 6.38. Приборный контейнер	Рисунок 6.39. Рама приборного контейнера
с выдвинутой метеорологической штангой	ММС «Met-Net»
и развернутой антенной для передачи научной
информации на ретранслятор
стойка
контроллера
стойка
трансивера
303

6-3
механизм
развертывания
штанги
Рисунок 6.40. Развертываемая метеорологическая штанга ММС «Met-Net» в транспортном
положении
Рисунок 6.41. Конструктивная схема метеорологической штанги ММС «Met-Net»
фланец для установки
на метеоштангу
Рисунок 6.42. Общий вид панорамной камеры - PanCam ММС «Met-Net»
304

6-3
На раму ПК устанавливается развертываемая метеорологическая штанга.
В состав штанги входит механизм для развертывания ее из транспортного в рабо¬
чее положение. Штанга в рабочем положении представлена на рисунке 6.40.
Штанга выполнена телескопической и состоит из одного неподвижного звена
и пяти подвижных звеньев, изготовленных из углепластика и снабженных алюмини¬
евыми фланцами. Фланцы предназначены для фиксации штанги в развернутом поло¬
жении и для установки научных приборов.
Конструктивная схема штанги представлена на рисунке 6.41.
В транспортном положении метеорологическая штанга упирается в заднюю
крышку ДМ ММС «Met-Net». Ее развертывание начинается после посадки аппарата,
когда, под действием на ПК при внедрении в грунт перегрузки, разрываются удержи¬
вающие крышку тарированные шпильки и крышка отбрасывается.
При внедрении в грунт на метеорологическую штангу, как и на прочие элемен¬
ты конструкции ПК, действуют и продольная, и поперечная перегрузки. Нагрузку
от верхнего звена штанги с установленными элементами комплекса служебной и науч¬
ной аппаратуры воспринимают установочные кронштейны 3. Эти кронш тейны входят
в состав кронштейна 2 для установки ПК в посадочный модуль. Нагрузку от осталь¬
ных звеньев воспринимает упор 13 через законцовки звеньев (см. рисунки 6.35 и 6.36).
На штанге устанавливается панорамная камера, рисунок 6.42, корпус которой
имеет фланец для установки на кольцевом фланце метеорологической штанг и.
На тот же фланец метеорологической штанги независимо от панорамной камеры 2
устанавливается площадка 21 датчика солнечной радиации MetSIS 1 (рисунок 6.43а),
расположение которого согласовано с системой оптической связи OWLS, установ¬
ленной ниже (рисунок 6.436). Расстояние между окнами связи MetSIS и OWLS со¬
ставляет 515 мм.
На площадке датчика солнечной радиации MetSIS устанавливается один из двух
датчиков температуры (верхний), представленный на рисунке 6.43а. Расстояние
от центра штанги до него составляет 77 мм.
а: 1 - датчик солнечной радиации MetSIS; 2 - панорамная камера PanCam;
3-верхний температурный датчик MetTemp; 21 - площадка под прибор MetSIS;
6: система оптической связи OWLS ММС «Met-Net».
Рисунок 6.43. Положение датчиков и приборов на метеорологической штанге ММС
305

6-3
а
а - крепление спиральных излучателей антенны;
6 - подвеска датчика влажности MetHumi на метеорологической штанге.
Рисунок 6.44. Антенна и размещение датчика влажности MetHumi на штанге ПК ПМ
8 - датчик давления MetBaro;
11 - батарея аккумуляторная;
12 - корпус батареи аккумуляторной.
18 - площадка датчикаМе1Ваго.
Рисунок 6.45. Детальный вид батареи аккумуляторной и датчика давления MetBaro
306

6-3
Нижний датчик температуры 3 установлен на метеорологической штанге, и рас¬
стояние до него от центра штанги составляет 72 мм.
Также на площадке датчика MetSIS расположены места крепления верхних кон¬
цов спиральных излучателей антенны для передачи научной информации (рису¬
нок 6.44а). На рисунке 6.446 показан узел подвески на штанге датчика влажности
MetHumi.
Детальное изображение аккумуляторных батарей 11 показано на рисунке 6.45. Ка¬
ждая из батарей устанавливается независимо, в отдельном корпусе 12. Корпус уста¬
навливается на стойках контроллера и трансивера с внутренней стороны.
Датчик давления MetBaro 8 устанавливается на площадку MetBaro 18, которая
воспринимает боковую нагрузку, действующую на ПК. Установка MetBaro на этот
силовой элемент конструкции позволяет избежать деформирования прибора при вне¬
дрении посадочного модуля в грунт.
В таблице 6.19 представлена массовая сводка приборного контейнера, полученная
по результатам создания твердотельной модели ПК.
Таблица 6.19. Массовая сводка приборного контейнера ММС «Met-Net»
№
название элемента
масса, кг
примечания
I
рама приборного контейнера
1,017
сборная
l.l
шпангоут контейнера
0,188
1.2
стойка контроллера
0,135
1.3
стойка трансивера
'0,135
I.4
стенка боковая
0,050
1.5
упор
0,070
1.6
корпус аккумуляторной батареи (1,2)
0,090
1.7
площадка датчика давления MetBaro
0,030
1.8
распорка
0,023
1.9
кожух теплоизоляционный
0,101
стеклотекстолит
р= 1500 кг/м’
1.10
крышка кожуха
0,068
l.ll
теплоизоляционная крышка
0,007
1. 12
крепеж
0,120
2
приборы внутри контейнера
0,882
2.1
плата контроллера
0,200
включает в себя контроллер
и электронику
2.2
плата трансивера
0,200
2.3
аккумуляторная батарея (1,2)
0,300
2.4
датчик давления MetBaro
0,130
2.5
плата датчика температуры MetTemp
0,020
2.6
ДУС-акселерометр (1,2)
0,032
307

6-3
№
название элемента
масса, кг
примечания
масса приборного контейнера
без метеорологической штанги
1,899
3
метеорологическая штанга
0,983
1
3.1
конструкция
0,564
3.1.1
механизм развертывания
0,121
без тросиков и элементов
крепления
3.1.2
углепластиковые трубки
0,088
3.1.3
кольца стыковочные
0,098
3.1.4
фланцы
0,107
3.1.5
кронштейн датчика MetHumi
0,002
3.1.6
кронштейн MetTemp(l,2)
0,012
3.1.7
площадка датчика MetSIS
0,049
без футорок
3.1.8
втулка коническая
0,037
фиксация штанги внутри ПК
3.1.9
крепеж
0,050
3.2
приборы на метеорологической
штанге
0,285
3.2.1
солнечный датчик MetSIS
0,114
3.2.2
оптическая система связи OWLS
0,011
3.2.3
датчик влажности MetHumi
0,025
3.2.4
датчики температуры MetTemp (1,2)
0,030
3.2.5
панорамная камера PanCam
0,105
3.3
антенна для передачи научной
информации
0,134
3.3.1
нижнее кольцо
0,033
АМгб
3.3.2
излучатель (1,2,3,4)
0,056
бронза
3.3.3
кольцо среднее
0,009
3.3.4
кольцо прижимное
0,015
3.3.5
изоляторы
0,003
3.3.6
крепеж
0,018
4
прочие элементы
0,331
4.1
силовые кронштейны
0,031
устанавливаются на интер¬
фейсную деталь
4.2
кабели приборного контейнера
0,300
10% от общей массы ПК
масса приборного контейнера
3,213
После внедрения в грунт Марса метеорологическая станция «Met-Net» начинает
функционировать в сложных температурных и метеоусловиях атмосферы и грунта
планеты. Для обеспечения работы ММС в этих условиях предусмотрены конструк¬
тивные мероприятия по обеспечению требуемого температурного состояния прибор¬
ного контейнера станции и её конструкции в целом.
308

6-3
6.3.2	Тепловой режим и прочность приборного контейнера
ММС «Met-Net»
Расчет теплового режима посадочного (поверхностного) модуля ММС «Met-Net»,
заглубленного в грунт при функционировании на поверхности Марса, как показано
на рисунке 6.46, проводится в условиях теплообмена по разработанной тепловой
модели, соответствующей конструкции ММС. Анализ результатов расчета позво¬
лил сформулировать теплотехнические требования к конструкции ММС «Met-Net»
и выработать рекомендации по исполнению элементов конструкции с точки зрения
обеспечения теплового режима.
В расчетах рассматриваются следующие основные элементы ПМ:
- силовой корпус, условно разделяемый на проникающую в грунт Марса часть
и наружную;
- приборный контейнер, закрепленный внутри силового корпуса через систему
амортизации;
- выносная телескопическая штанга с телекамерой;
- элементы ДНТУ, расположенные по периметру надземной части силового кор¬
пуса ПМ.
MetSIS
Рисунок 6.46. Схема расположения поверхностного модуля на марсианском грунте
309

6-3
Время, с
а
Время, с
б
Время, с
в
а - температура атмосферы;
б - температура поверхности грунта;
в - солнечное излучение
Рисунок 6.47. Суточное изменение температуры атмосферы, поверхности и солнечного
излучения на Марсе
310

6-3
Особенностью теплового режима ПМ ММС «Met-Net» после посадки на поверх¬
ность Марса является значительное колебание внешних тепловых потоков, действую¬
щих на элементы ее конструкции. Это связано с суточными изменениями температу¬
ры атмосферы у поверхности Марса, изменениями температуры самой поверхности
и изменением потока солнечной радиации.
На рисунке 6.47 представлено изменение этих величин в течение суток, приня¬
тых для расчета теплового режима ПМ. Кроме того, распределение температур в слое
грунта Марса изменяется по глубине от среднесуточного до среднегодового значения.
Помимо указанных выше факторов, внешние элементы конструкции Г1М находятся
пол воздействием ветровой нагрузки, обусловленной движением атмосферного слоя
та счет суточных колебаний температур.
Задачей СОТР ПМ ММС «Met-Net» является минимизация нерегулируемого те¬
плообмена с внешней средой и компенсация неустранимых стоков тепла в окружаю¬
щее пространство.
При функционировании ПМ на поверхности Марса система обеспечения тепло¬
вого режима должна поддерживать температурное состояние элементов конструкции
в следующих заданных допустимых диапазонах:
- плата контроллера с установленными элементами - от минус 40°С до плюс 50°С;
- плата трансивера с установленными элементами - от минус 40°С до плюс 50°С;
- корпус аккумуляторной батареи - от минус 20°С до плюс 40°С.
В программе твердотельного моделирования SolidWorks 2009 для проведения рас¬
чета создавалась геометрическая модель, включающая поверхностный модуль в рас¬
крытом состоянии с участком грунта на месте его заглубления. Эта модель и отдельно
ПМ изображены на рисунке 6.48.
В расчетах учитывается, что приборный контейнер в ПМ крепится через теплои¬
золяционную прокладку к системе амортизации и закрывается сверху текстолитовым
кожухом. Внутри приборного контейнера на силовых стойках установлены платы
контроллера и трансивера, а также размещены аккумуляторные батареи.
Рисунок 6.48. Расчетная геометрическая модель и отдельный вид ПМ
311

6-3
Рисунок 6.49.
»6ечайка
атмосферный га?
платы
Зоны расположения атмосферного газа в конструкции ПМ
IKW
Рисунок 6.50. Сетка конечных элементов
312

6-3
Для имитации влияния теплопроводности атмосферного газа в первоначальную
конструкцию ПМ МСС были добавлены элементы его прослойки между платами
приборного отсека и кожухом, а также между самим кожухом, закрывающим прибор¬
ный отсек, и внешней обечайкой аппарата. Расположение этих частей модели показа¬
но на рисунке 6.49.
Описанная геометрическая модель ПМ ММС была экспортирована в программу
конечно-элементного анализа ANSYS, где была составлена тепловая модель, включа¬
ющая следующие части:
- геометрический файл;
- материалы каждой детали;
- контакты между поверхностями различных деталей;
- сетку из конечных элементов (рисунок 6.50);
- граничные условия для решения задачи теплопроводности.
В расчетах учтена передача тепла теплопроводностью, излучением и в результате
конвекции и использованы теплофизические свойства материалов, составляющих ко¬
нечные элементы модели, представленных в таблице 6.20.
Таблица 6.20. Теплофизические свойства материалов конструкции ПМ ММС «Met-Net»,
атмосферы и грунта Марса
материал
теплопроводность,
Вт/м К
плотность,
кг/м'
теплоемкость,
Дж/кг-К
алюминиевый
сплав АМг-6
105
2640
900
титановый сплав
11
4500
503
стеклотекстолит
0,3
1800
900
углепластик
0,8
1450
1000
резина
0,2
1200
2300
пенополиуретан
0,04
40
1470
атмосфера
0,012
0.018
750
грунт
0,07
1500
800
При проведении расчетов были приняты следующие исходные данные и гранич¬
ные условия:
1. Суточное изменение величины полного солнечного потока у поверхности Мар¬
са, температуры поверхности и атмосферы в приповерхностном слое соответствует
графикам рисунка 6.47. Температура неба: ночью минус 110°С, днем - минус 100°С.
Степень черноты поверхности s=0,9. Коэффициент теплоотдачи между внешними
элементами конструкции и атмосферой принимался равным 1 Вт/(м2-К).
2. Начальная температура всей конструкции ММС в момент посадки плюс 40°С.
Первая расчетная точка - через 1500 секунд после посадки.
3. Температура на нижней поверхности геометрической модели расчетной обла¬
сти грунта (цилиндр диаметром 7 и высотой 3 метра) принималась равной среднего¬
довой температуре грунта Марса минус 49°С, на боковой поверхности - среднесуточ¬
ной температуре минус 53,4°С.
313

6-3
Теплообмен излучением внутри приборного контейнера учитывался:
- между платами контроллера и трансивера с поверхностью кожуха приборного
контейнера;
- между платами контроллера и трансивера с правой и левой стойкой соответственно:
- между кожухом и поверхностью силового корпуса;
- между стойками и корпусами аккумуляторных батарей (АБ) внутри приборного
контейнера;
- между шпангоутом рамы ПК и стойками.
Допущения, принятые при расчетах:
- тепловыделение элементов и приборов ММС «Met-Net» постоянное;
- солнечный поток направлен по нормали к поверхности конструкции ПК и не ме¬
няется в течение солнечного дня;
- влияние на тепловой режим надувного тормозного устройства не учитывалось:
- продолжительность марсианских суток принята равной 24 часа.
На основе предварительных оценок теплового режима ПМ ММС был сформули¬
рован ряд требований к исполнению конструкции:
- выполнить шпангоут приборного контейнера из титанового сплава и крепить его
к обечайке системы амортизации через стеклотекстолитовую прокладку толщи¬
ной 4 мм;
- закрыть шпангоут сверху теплоизоляционной пластиной толщиной 20 мм из пе¬
нополиуретана. На пластину установить покрытие со степенью черноты е<0.1
(алюминиевая фольга);
- выполнить из титанового сплава элементы крепления основания к системе амор¬
тизации и силовых'стоек к основанию, а также плат к стойкам;
- установить вокруг плат трансивера и контроллера и АБ стеклотекстолитовый ко¬
жух, с внешней и внутренней стороны которого наносится покрытие с £<0,1;
- осуществить нижний контакт ПК с приводом посадочного устройства, выполнен¬
ного из углепластика;
- нижнюю часть телескопической штанги крепления телекамеры выполнить
из углепластика;
- выполнить покрытие наружной части силового корпуса материалом, имеющим
степень черноты s<0,1;
- устанавливать АБ в кожух из алюминиевого сплава, который закрепляется через
текстолитовую прокладку толщиной 2 мм на соответствующих стойках ПК. Свер¬
ху на контейнерах АБ устанавливать электронагреватели мощностью по 0,5 Вт
каждый. На внешней поверхности кожухов АБ устанавливать теплоизоляцию
толщиной 5 мм с внешним покрытием с £<0,1;
- нанести на внешнюю поверхность цилиндрической обечайки системы амортиза¬
ции химическое покрытие с £<0,1.
С помощью расчетов исследовано температурное состояние ПМ ММС «Met-Net»
в трех вариантах теплоизоляции ПК и тепловыделения в платах трансивера и кон¬
троллера и в АБ.
В первом расчетном случае принято, что между внутренними поверхностями ПК
реализуется теплообмен за счет свободной конвекции, между фланцем кронштейна
для установки ПК и шпангоутом установлена теплоизоляционная стеклотекстолито¬
вая прокладка толщиной 4 мм. При этом тепловыделение на плате трансивера состав¬
ляет 1,5 Вт, на плате контроллера - 0,5 Вт и в каждой из двух АБ - по 0,5 Вт.
314

6-3
Во втором расчетном случае принято, что конвекция между внутренними поверх¬
ностями ПК.отсутствует, толщина теплоизоляционной стеклотекстолитовой проклад¬
ки составляет 5 мм, а тепловыделение в платах и АБ такое же, как в случае 1.
В третьем расчетном случае в отличие от случая 2 увеличены тепловыделения
на плате трансивера до 2,0 Вт, на плате контроллера до 1,0 Вт при том же тепловыде¬
лении по 0,5 Вт в каждой из батарей.
Температурное состояние силового корпуса посадочного модуля ММС «Met-Net»,
кожуха ПК, платы трансивера, платы контроллера и аккумуляторных батарей опреде¬
лялось для ночных и дневных условий функционирования ММС.
С целью подробной иллюстрации результатов расчета ниже показаны диаграммы
распределения температуры на указанных объектах исследования на примере расчет¬
ного случая 1 для ночного времени суток.
На рисунках 6.51-6.54 приведены результаты расчета температуры четырёх объ¬
ектов поверхностного модуля ММС «Met-Net», соответствующие расчетному слу¬
чаю 1 в условиях марсианской ночи.
В таблицах 6.21.. .6.23 для сравнения приводятся температурные состояния в ноч¬
ное и дневное время суток силового корпуса ПМ ММС «Met-Net», находящейся
на поверхности Марса, и элементов её приборного контейнера для расчетных случа¬
ев 1,2 и 3 соответственно.
Таблица 6.21. Температура элементов ПМ ММС «Met-Net» в расчетном случае I
элемент ПМ
температура, °С
марсианская ночь
марсианский день
max
min
max
min
корпус ПМ
-68,49
-92, 45
34,48
-21,65
кожух ПК
-38,05
-73,87
-16,10
-23,55
платы
-27,61
-50,28
-8,74
-21,39
АБ
-28,15
-28,51
-7,47
-7,82
Таблица 6.22. Температура элементов ПМ ММС «Met-Net» в расчетном случае 2
элемент ПМ
температура, °С
марсианская ночь
марсианский день
max
min
max
min
корпус ПМ
-65,85
-95,57
35,96
22,87
кожух ПК
-35,30
-70,85
-16,89
-24,37
платы
-24,70
-44,78
-9,40
-22,14
АБ
-23,80
-24,17
-7,29
-7,65
Таблица 6.23. Температура элементов ПМ ММС «Met-Net» в расчетном случае 3
элемент ПМ
температура, °С
марсианская ночь
марсианский день
max
min
max
min
корпус ПМ
-62,01
-92,74
26,23
-23,90
кожух ПК
-28,02
-66,46
-13,08
-24,22
платы
-15,67
-39,53
-2,91
-19,71
АБ
-18,75
-19,13
-5,44
-5,83
315

6-3
С: Transient Ther mal (ANSYSI
Temperature 9
Type: Temperature
Unit: *C
Time: 1.0 U6e *005
27.0 L 201? 8:58
68.491 Max
•70.203
-7L914
-73.625
-75.336
•77.048
-78.759
-80.47
-82.182
•83.893
-85.604
-87.316
-89.027
-90.738
-92.449 Min
Рисунок 6.51. Случай I. Ночь. Температурное состояние силового корпуса ПМ
С: Transient Thermal (ANSYS)
Temperature 5
Type: Temperature
Unit #C
Time: l.lJ46e»Q05
Рисунок 6.52. Случай l. Ночь. Температурное состояние кожуха ПК
316

6-3
CTremient thermd IANSYS)
br.5crjti.Tt 7
Type: Tcmptrtture
WfC
Tew: L13«e.0Q5
IML2012M0
Рисунок 6.53. Случай I. Ночь. Температурное состояние плат контроллера и трансивера
С: Tranii«nt Тher mil IANSYS)
Temperature 4
Type: Temperature
Unit "C
Time: l.D46e«00S
27.01.2012 8:54
Рисунок 6.54. Случай I. Ночь. Температурное состояние аккумуляторных батарей
317

6-3
— аккумуляторные
батареи
— плата трансивера
— плата контроллера
— кожух ПК
— кожух ПК
— наружная часть
корпуса
— заглубляемая
часть корпуса
0	20000 40000 60000 80000 100000120000140000160000180000 200000
время, с
Рисунок 6.55. Изменение температуры элементов ПК и силового корпуса в случае 1
— аккумуляторные
батареи
— плата трансивера
— плата контроллера
— кожух ПК
— кожух ПК
— наружная часть
корпуса
— заглубляемая
часть корпуса
0	20000 40000 60000 80000 100000120000140000160000180000200000
время, с
Рисунок 6.56. Изменение температуры элементов ПК и силового корпуса в случае 2
время, с
Рисунок 6.57. Изменение температуры элементов ПК и силового корпуса в случае 3
318

t Г| irwtnl Ih*i nil IANSVSI
i "nf^nture 16
' .tf 1>r-«xratuie
mi: L322>.005
« 62 W12 1*5»
0M456
-14.53
11.442
-24.354
-25.245
-24 172
-39.ua
44
•5a
В-62
-63
-67.26 Min
m
Рисунок 6.58. Поле температур на силовом корпусе и в окружающем грунте в расчетном
случае 3 марсианской ночью (а) и днем (б)
319

6-3
и
го
CL
>.
I-
го
Q_
CU
СГ
5
ш
О 20000 40000 60000 80000 100000120000 140000160000 180000200000
время, с
Рисунок 6.59. Двухсуточное изменение температуры элементов приборного контейнера
и силового корпуса ПМ ММС «Met-Net»
На рисунках 6.55-6.57 показано изменение температуры элементов ПМ ММС
«Met-Net» за первые двое суток после посадки ММС на поверхность Марса в расчет¬
ных случаях 1, 2 и 3 соответственно.
На рисунке 6.58 показано распределение температур на силовом корпусе и в окру¬
жающем грунте, полученное в расчетном случае 3 в момент марсианской ночи (а!
и дня (б).
Наконец, на рисунке 6.59 приведено изменение температуры элементов ПМ ММС
«Met-Net» за первые двое суток после посадки ММС на поверхность Марса в расчет¬
ных случаях 1, 2 и 3 соответственно.
В таблице 6.24 приведены средние значения температур основных элементов вну¬
три приборного контейнера в трех расчетных случаях.
Таблица 6.24. Средние значения температур для трёх расчетных случаев
элемент конструкции
температура (ночь/день),
5С
случай I
случай 2
случай 3
плата трансивера
-38,9/-19,5
—35,9/—18,0
-26,8/-13,2
плата контроллера
-27,6/-9,0
-24,7/-9,3
—15,6/—2,9
аккумуляторная батарея I
-28,1/-7,5
—23,8/—7,3
-19,1/-5,8
аккумуляторная батарея 2
—28,5/—7,9
-24,2/-7,8
—18,7/—5,4
Анализ результатов расчета теплового режима ПМ ММС «Met-Net» для различ¬
ных условий функционирования показал, что для уменьшения диапазона изменения
температур аккумуляторных батарей и сдвига его в область повышенных температур
при дальнейшем проектировании этой станции необходимо выполнить следующие
мероприятия по модификации системы обеспечения теплового режима:
- увеличить толщину теплоизоляции контейнера до 7 мм и толщину шайбы из тек¬
столита до 3 мм;
40
обечайка
заглубленная
часть корпуса
конус
1 ПГ\
320

6-3
• установить на внешней поверхности стеклотекстолитового кожуха А Б слой те¬
плоизоляции из пенополиуретана;
- увеличить толщину теплоизоляционной стеклотекстолитовой прокладки между
шпангоутом и фланцем кронштейна для установки ПК;
• увеличить мощность электронагревателей на корпусах АБ;
• в месте крепления стоек с платами к шпангоуту ПК установить прокладку из ти¬
тана или текстолита;
- увеличить толщину теплоизоляции до 25 мм па внешней поверхности шпан-
• над приборным контейнером установить мембрану-шатер, раскрывающуюся при
выдвижении метеорологической штанг и.
На основании проведенного анализа результатов теплового режима ММС при
функционировании на поверхности Марса можно сделать вывод, что требования
по температурному состоянию всех элементов конструкции и наиболее критичных
in них. которыми являются аккумуляторные батареи, могут быть выполнены и улуч¬
шены при реализации вышеуказанных мероприятий.
На стадии проработки подробной конструкции приборного контейнера поверх¬
ностного модуля ММС «Met-Net» были проведены расчетные исследования его
прочности.
Исходными данными для расчета на прочность ПК являлись: твёрдотельная модель
приборного контейнера (CATIA), технические требования к комплексу размещаемой
в нем служебной и научной аппаратуры и циклограмма работы этого комплекса в пе¬
риод после отделения от орбитального аппарата и до посадки на поверхность Марса.
На основе предоставленной трехмерной модели ПК в среде конечно-элементно¬
го моделирования Ansys Workbench была создана его конечно-элементная модель
(КЭМ), показанная на рисунке 6.60.
гоута ПК;
Рисунок 6.60. Общин вид конечно-элементной модели ПК ПМ ММС «Met-Net»
321

6-3
Рисунок 6.61. Первый расчетный случай нагрузок на стенки отсека ПК
MIL
IHBHNI !вЫН
it
lit щ
I
j f
ш шт^
Hli gi
■имммГ ймкн
Itl
«■
V
Рисунок 6.62. Второй расчетный случай нагрузок на стенки отсека ПК
При создании КЭМ использованы объёмные элементы тетраэдральной и гексаэ*
дральной топологии с квадратичной функцией формы Solid 185. Для моделирования
болтовых соединений использованы уравнения совместности деформаций совместно
с абсолютно жёсткими элементами МРС184. Для моделирования масс приборов, вхо¬
дящих в состав ПК, использовались массовые элементы MASS21.
322

6-3
Рисунок 6.63.
0.050	1.150
Рисунок 6.64. Картина распределения эквивалентных напряжений но Мизесу (первый
расчетный случай)
Картина деформаций стенок отсека полезной нагрузки в первом расчетном случае
323

6-3
«its	vms
Рисунок 6.65. Картина распределения эквивалентных напряжений по Митесу в главном
шпангоуте ПК (первый расчетный случай)
КЭМ включает 412832 элементов и содержит 781424 узлов.
В таблице 6.25 приведены физические характеристики материалов, использован¬
ных в конструкции приборного контейнера поверхностного модуля ММС «Met-Nel».
Таблица 6.25. Свойства материалов основных элементов конструкции ПК
материал
плотность,
кг/м'
модуль
упругости Е,
rlla
коэфф.
Пуассона, v
предел
текучести
о,1 ГПа
предел
прочности
ов, rlla
ЛМгб
2640
70
0.3
0,16
0.32
ВТ-6
4450
115
0,36
-
I
Исходя из условий механического воздействия, в качестве расчётного случая был
выбран момент посадки с перегрузкой 500g, действующей в течение 20 мс в продоль¬
ном и боковом направлении одновременно. Для оценки прочности данные перегрузки
считались квазистатическими.
Для первого расчётного случая (рисунок 6.61) было принято, что на стенки отсека
полезной нагрузки действуют :
- перегрузка в направлении оси отсека - 500g;
- боковая перегрузка в направлении, параллельном стенкам отсека полезной на¬
грузки, 500g.
Для второго расчётного случая (рисунок 6.62) было принято, что на стенки отсека
полезной нагрузки действуют: перегрузка в направлении оси полёта - 500g и такая
же боковая перегрузка в направлении, перпендикулярном стенкам отсека полезной
нагрузки.
324

6-3
Vr
a
AIM
Рисунок 6.66. Картина распределения деформаций (а) и эквивалентных напряжений (б)
(второй расчетный случай)
Для первого расчетного случая на рисунках 6.63-6.65 приведены результаты рас¬
чета распределения деформаций и эквивалентных напряжений в кронштейне для
установки ПК в посадочный модуль и в стенках отсека полезной нагрузки, а также
в главном шпангоуте ПК.
325

6-3
Рисунок 6.67. Картина распределения эквивалентных напряжений в главном шпангоуте ПК
(второй расчетный случи)
На рисунке 6.65 видно, что значения напряжений в местах болтовых соединений
(1,58тПа) и стенках главного шпангоута ПК значительно превышают предельно до¬
пустимые для АМгб (0,32 гПа).
Аналогичная картина деформаций и эквивалентных напряжений в кронштейне
для установки ПК в посадочный модуль и в стенках отсека полезной нагрузки на¬
блюдается и во втором расчетном случае нагрузки ПК, рисунок 6.66. Картина распре¬
деления эквивалентных напряжений (по Мизесу) в главном шпангоуте ПК в этом же
расчетном случае приведена на рисунке 6.67.
Выше указано, что главный шпангоут Г1К, выполненный из АМгб, в области бол¬
товых отверстий не удовлетворяет требований к его прочности. Поэтому был про¬
веден расчёт для этой детали, выполненной из сплава на основе титана ВТ-6, ею
свойства приведены в таблице 6.25.
Полученное распределение напряжений показывает, что вариант исполнения
главного шпангоута ПК из титана отвечает требованиям прочности. Коэффициент
запаса прочности для него составляет г|=1,4.
Таким образом, расчёт на прочность силовых элементов приборного контейнера
показал, что в целом его детали отвечают требованиям прочности. Исключение со¬
ставляют главный шпангоут приборного контейнера и боковые стенки приборного
контейнера. Для обеспечения прочности главного шпангоута рекомендуется изготав¬
ливать его из ВТ-6. Для обеспечения прочности элементов крепления боковых стенок
рекомендуется изменить конфигурацию их элементов крепления.
Кроме того, для снижения общего уровня напряжений рекомендуется изменить
схему крепления боковых стенок, увеличив насколько возможно расстояние между
их отверстиями. Это позволит увеличить базу для передачи изгибающего момента со
стенки приборного отсека на главный шпангоут.
326

6-4
ЩОЦЕНКА ВОЗМОЖНОСТИ ПРОВЕДЕНИЯ ЛЕТНО¬
КОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИИ ММС «MET-NET»
ПРИ СПУСКЕ В АТМОСФЕРЕ ЗЕМЛИ
В процессе проектирования ММС «Met-Net», основываясь на опыте организации
ракетных испытаний СА с НТУ серии «Демонстратор», рассматривалась возмож¬
ность проведения проверки работоспособности конструкции и всех систем этой стан¬
ции при спуске в атмосфере Земли.
Успешный результат испытаний подтвердил бы в этом случае готовность станции
«Met-Net» к отправке на поверхность Марса.
Напомним, что идея создания малогабаритного и легковесного аппарата для по¬
садки на поверхность Марса возникла вследствие желания мирового сообщества
ученых осуществить глобальный мониторинг метеорологических условий одновре¬
менно в нескольких районах поверхности этой планеты (Harri А.-М., Pichkadze К.,
/.deny L. ef al„ 2017).
В частности, в НПО им. С.А. Лавочкина просматривался вариант запуска к Марсу
автоматической межпланетной станции (АМС), показанной на рисунке 6.68, с посад¬
кой сети метеорологических станций в разных точках поверхности планеты.
- на борту АМС размешается
10 ММС «Met-Net»;
- с некоторым интервалом
во времени выполняется
отделение каждой ММС от АМС,
находяшейся на подлётной
траектории (или на орбите);
- в результате этого серией ММС
«Met-Net» может быть покрыт
обширный район марсианской
поверхности;
-датчики ММС «Met-Net»,
настроенные на одновременный
момент запланированных
измерений, поочередно передают
полученную информацию
на ретранслятор АМС.
Рисунок 6.68. Способ глобального мониторинга погодных условий на Марсе с помощью
нескольких ММС «Met-Net» и АМС для доставки их на поверхность планеты
Дня реализации спуска ММС «Met-Net» в земной атмосфере разработана методи¬
ка проведения этих летно-конструкторских испытаний (Финченко B.C., Иванков А.А.
и 0/)., 2015), определены критерии моделирования и проведены расчетные оценки
в подтверждение правомочности выбора этих критериев.
При выполнении расчетных оценок соблюдалось стремление сохранения параме¬
тров всех штатных систем ММС «Met-Net» и допускались лишь минимальные дора¬
ботки служебных систем, связанные с различием плотности атмосфер Марса и Земли.
Задачей сохранения параметров тепловой защиты макета для ЛКИ такими же, как
у VIMC «Met-Net» со штатной тепловой защитой, являлся поиск условий входа (ско¬
рости и угла) его в атмосферу Земли. При этом необходимо выполнение следующих
327

требований: прогрев конструкции элементов теплозащиты должен быть не выше,
чем при спуске в атмосфере Марса; в обоих случаях спуска должны быть соблюдены
толщина унесенного слоя абляционного материала и одинаковое количество тепла,
воспринятого поверхностью спускаемого аппарата.
Для решения этой задачи было рассчитано большое количество вариантов вмш
в земную атмосферу ММС «Met-Net» со штатной тепловой зашитой со скоростям»
Vот 4,5 до 6,5 км/с и углами 0 в диапазоне минус (2... 14) град. При этом спускаемые
аппараты имели различную массу m от 20 до 40 кг.
Рассчитанные тепловые нагрузки составляли:
- плотность теплового потока - от 196 кВт/м: (w=20 кг, С=4,5 км/с, 0= -2s) до
1019 кВт/м: (ш=40 кг, К=6,5 км/с, 0= -14°);
- количество воспринятого тепловой защитой тепла - от 6 МДж/м: (/77=20 кг
Г=4,5 км/с, 0= -2°) до 1019 кВт/м2 (ш=40 кг, К=6,5 км/с, 0= -2°).
Для отыскания неизвестных параметров искомых моделей по рассчитанным дис¬
кретным данным по тепловым нагрузкам успешно применялся метод наименьших
квадратов как один из основных методов регрессионного анализа, используемых для
построения аппроксимирующих функций при обработке дискретных данных.
В ходе исследования по этой методике, основанной на аппроксимации рассчитан¬
ных тепловых параметров с помощью полинома с подбором коэффициентов методом
наименьших квадратов (Финченко B.C., Иванков А.А. и др., 2015), получено:
- скорость входа СА в атмосферу Земли может быть однозначно определена с по¬
мощью полинома по известным значениям удельного теплового потока и удель¬
ного интегрального теплового потока с погрешностью, не превышающей 1%.
- угол входа СА в атмосферу может быть однозначно определен с помощью графи¬
ков, построенных по результатам расчетов. Погрешность определяемого параме¬
тра при этом составит ~2%.
t l> N
Итк»
ил клиент
СИПЛ ММС
ПНЯ III Six
Запуск ДУ
)-СЙ < >>11С11П	С	У	"w	,	J	Лтрллиимиюоис
П.«»к	'	S3	‘Нлсло-к	.«шк+ст,	^	S
1<Лсум» ^	^
Р
Р
Р
Вход	(ОрчиМОШС
^У Занус» ДУ 2 -ой ступени
Ф f С )т.кки1к \ -nii служим
ч
I тарт
' ntjjfema-	^	Чи
9 *>
Рисунок 6. 69. Схема ракетных испытаний ММС «Met-Net»» в атмосфере Земли
328

На рисунке 6.69 представлена схема ракетных испытаний ММС «Met-Net»» в ат¬
мосфере Земли.
Далее проводится оценка возможности использования теплозащиты ММС «Met-
Net» в условиях спуска этой станции в атмосфере Земли.
Температурное состояние конструкции СА с НТУ одинаковой формы при спуске
в атмосфере планеты обусловливается влиянием четырёх основных аэротермодина-
мических факторов:
- зависимостью изменения плотности теплового потока от времени теплового
воздействия;
- количеством поглощённого поверхностью СА с НТУ тепла за время теплового
воздействия;
- скоростью (интенсивностью) уноса массы аблирующего вещества теплозащит¬
ного покрытия поверхности СА с НТУ;
- остаточной толщиной конструкции тепловой защиты СА с НТУ после уноса её
массы.
В каждом конкретном случае спуска СА с НТУ одной и той же массы и формы
в атмосфере планеты указанные факторы зависят от состава и газодинамических па¬
раметров атмосферы, скорости и угла входа в атмосферу. При этом эффективность
тепловой защиты СА с НТУ, предназначенного для спуска в атмосфере любой другой
планеты, требует воспроизведения всех указанных факторов. Но одновременное точ¬
ное их воспроизведение в различающихся по параметрам атмосферах невозможно.
Единственной возможностью в этом случае является выбор таких условий входа
(скорости и угла), которые бы обеспечили спуск по траектории, моделирующей сле¬
дующие параметры:
- уровень удельного теплового потока к поверхности макета СА с НТУ;
- величину удельного количества тепла, падающего на поверхность макета СА
с НТУ;
- величину уноса толщины (массы) теплозащиты макета СА с НТУ.
Кроме того, для воспроизведения в атмосфере Земли механического воздействия
потока на поверхность тепловой защиты к моменту прекращения сублимации уноси¬
мого вещества скоростной напор должен быть не ниже уровня скоростного напора
при спуске в атмосфере Марса.
Выполнение указанных условий обеспечивает адекватность температурного со¬
стояния полномасштабного макета ММС «Met-Net» во время движения в атмосфере
Земли температурному состоянию ММС «Met-Net», соответствующему при спуске
его в атмосфере Марса.
Выбор условий входа для ММС «Met-Net» в атмосфере Земли осуществлён по ре¬
зультатам расчетов тепловой нагрузки и уноса массы теплозащиты ММС «Met-Net» -
массой 22,17 кг при различных скоростях и углах входа.
По результатам расчетов определен возможный вариант движения макета ММС
«Met-Net» с теплозащитой, выбранной в п. 6.1.3 конструкции, обеспечивающий от¬
носительную скорость и угол входа в атмосферу Земли, равные 5250 м/с и минус 3°.
В таблице 6.26 для сравнения приведены основные параметры теплового воздей¬
ствия атмосферы Земли и Марса на ММС «Met-Net».
329

6-
1
Таблица 6.26. Сравниваемые параметры воздействия газового поток на ММС «Met-Net» при
спуске в атмосфере Марса и Земли
V, м/с
0, град
бит С
q, кВт/м2
Q, МДж/м2
5, мм
Со, с
q' кПа
Земля - 5250
-3.00
150
303
12.5
1.40
56
2.29
Марс - 4586
-9.49
200
190
11.7
1.38
72
1.2
Сравнение данных таблицы '6.26 показывает, что уровни удельных q и интеграль¬
ных Q тепловых потоков при спуске макета ММС «Met-Net» в атмосфере Земли по тра¬
ектории, обусловленной условиями входа - скорость 5250 м/с, угол входа минус 3° - до¬
статочно близки к уровням соответствующих параметров при спуске ММС «Met-Net"
в атмосфере Марса. При этом продолжительность Суб интенсивной сублимации тепло¬
защиты в земных и марсианских условиях спуска ММС «Met-Net» составляет 56 и Т.
секунды соответственно. Потеря массы теплозащиты (линейный унос 8) и время
воздействия теплового потока в обоих случаях практически близки друг к другу.
<7, кВТ/м2	Д6,	мм
а: линии: черная - в точке 1, красная - в т. 2; зеленая - в точке 3, синяя - в точке 4.
б: линии: черная - в точке 1, красная в точке - 2; зеленая - в точке 3.
Рисунок 6.70. Тепловой поток (слева) и унос массы тепловой защиты (справа) при спуске
в атмосфере Земли при угле входа 0= -3.00° и скорости V=5250 м/с
На рисунке 6.70 приведены расчётные значения удельного теплового потока q
и уноса Д5 массы тепловой защиты в точках поверхности ММС «Met-Net» для зем¬
ной атмосферы.
В таблице 6.27 приведены значения температуры конструкции соответствующих
элементов гибкой тепловой защиты (ГТЗ) в четырех точках поверхности ММС «Met-
Net» массой 22,17 кг при спуске в земной атмосфере: в центральной (критической)
точке сегмента жесткой части лобового аэродинамического экрана (ЛАЭ); в зоне об¬
хвата ГТЗ тора ОНТУ; в донной области станции, где ГТЗ не содержит теплозащит¬
ного пакета; в центральной точке крышки приборного контейнера (ПК) с жестким
теплозащитным покрытием.
330

6-
Таблица 6.27. Температурное состояние элементов ГТЗ и конструкции ММС «Met-Net»
элемент ГТЗ
температура в точке поверхности, °С
I
(критическая точка)
2
(тор ОНТУ)
3
(донная обл.)
4
(крышка ПК)
поверхность ГТЗ
680
680
680
кремнеземная ткань
630
680
680
внешняя, поверхность
теплоизолир. мата
475
500
480
конструкция ММС
120
ПО
100
80
Таким образом, в результате проведенного расчетного анализа показано, что эф¬
фективность и работоспособность тепловой защиты ММС «Met-Net», предназначен¬
ного для посадки на поверхность Марса, может быть проверена в условиях земной
атмосферы.
Для условий входа (см.таблицу 6.26) и принятой схемы спуска (см. рисунок 6.68)
были проведены расчеты спуска ММС «Met-Net» в атмосфере Земли. В связи с тем,
что направление полета аппарата и координаты точки входа неизвестны, расчеты про¬
водились для гипотетической траектории, лежащей в экваториальной плоскости, при
условии невращающейся Земли. В качестве расчетной модели атмосферы была взята
стандартная атмосфера Земли (ГОСТ 4401-81, 1981).
Процесс спуска ММС «Met-Net» в атмосфере можно разбить на два участка:
- участок основного аэродинамического торможения;
- участок торможения перед посадкой.
На первом участке торможение ММС «Met-Net» осуществляется с помощью
ОНТУ с максимальным диаметром 1,038 м и аппарат подвергается воздействию зна¬
чительной продольной перегрузки и скоростного напора.
Участок торможения перед посадкой начинается с момента ввода ДНТУ с мак¬
симальным диаметром 2 м и заканчивается посадкой поверхностного модуля ММС
«Met-Net» на поверхность. На этом участке осуществляются сброс ОНТУ (через 10 с
после ввода ДНТУ) и окончательное торможение ММС «Met-Net» до посадочной
скорости.
Результаты расчета параметров движения ММС «Met-Net» в атмосфере Земли
по этапам спуска приведены в таблице 6.28. Изменение траекторных параметров СА
MetNet в процессе спуска в атмосфере приведено на рисунках 6.71 и 6.72.
Таблица 6.28. Параметры движения ММС «Met-Net» при спуске в атмосфере Земли
этап спуска
U с
//, км
V, м/с
9, град.
q\ Па
М
вход в атмосферу
0
120
5250
-3,00
0
14,28
макс. перегрузка
114,5
57,78
3201
-10,34
2084
10,04
ввод ДНТУ
190,2
33,75
245,1
-64,44
308,8
0,80
сброс ЛАЭ
200,2
32,25
121,22
-76,21
95,80
0,40
посадка на Н=0 км
1788,4
0,00
8,80
-90,00
47,43
0,03
На рисунке 6.71 показано изменение скоростного напора q* при спуске ММС
«Met-Net» в атмосфере Земли, обусловливающее приведенную на рисунке 6.72 про¬
дольную перегрузку, действующую на станцию.
331

2400
0	50	100	150	200	250	300	350	400
Время спуска, с
Рисунок 6.71. Изменение скоростного напора при спуске ММС «Met-Net» в атмосфере Земли
Время, с
Рисунок 6.72. Изменение продольной перегрузки по времени спуска
Процесс спуска ММС «Met-Net» в условиях Земли имеет ряд особенностей, свя¬
занных с наличием более плотной, чем у Марса, атмосферы планеты. Некоторые
из них, например большая продолжительность спуска СА в атмосфере, не являются
критичными. Однако существуют и серьезные проблемы, которые требуют конструк¬
торских доработок. В частности, это проблема сохранения формы ДНТУ на заверша¬
ющем этапе спуска. Проектное давление газа в ДНТУ составляет ~ 20 кПа, что зна¬
чительно меньше атмосферного давления у поверхности Земли (100 кПа). На высоте
12 км и ниже произойдет потеря формы ДНТУ и спуск аппарата станет нерасчетным.
В связи с этим требуется организация поэтапной подкачки ДНТУ газом для сохране¬
ния его формы на завершающем этапе спуска.
332

В таблицах 6.29 и 6.30 для сравнения приведены результаты расчета траекторных
параметров при спуске ММС «Met-Net» в атмосфере Земли и Марса для двух харак¬
терных точек траектории: в момент достижения максимальной перегрузки на участке
аэродинамического торможения и ввода в действие ДНТУ.
Таблица 6.29. Параметры движения ММС «Met-Net» при спуске в атмосферах Марса и Земли
в момент максимальной перегрузки
планета
/, с
Н, км
V, м/с
0, град.
<7*, Па
М
перегрузка
Марс
115,2
36,89
2919
-7,71
1411
15,07
Ул-т;1Х= -7,83
Земля
114,5
57,78
3201
-10,34
2084
10,04
Уа',шх—11,58
Как видно из таблицы 6.29, максимальный скоростной напор (2084 Па) и макси¬
мальная перегрузка (11,58 единиц), реализуемые при спуске ММС «Met-Net» в ат¬
мосфере Земли, практически идентичны максимальным величинам скоростного на¬
пора (2061 Па) и перегрузки (10,65 единиц), действующим на станцию при спуске
в атмосфере Марса.
Таблица 6.30. Параметры движения ММС «Met-Net» при спуске в атмосферах Марса и Земли
в момент ввода ДНТУ
планета
U с
Я, км
V, м/с
0, град.
с/\ Па
М
перегрузка
Марс
267,4
8,10
177,3
-66,60
108,1
0,78
-0,436
Земля
190,2
33,75
245,1
-64,44.
308,8
0,80
-1,33
Данные таблицы 6.30 показывают, что ввод ДНТУ при числе Маха М=0,8 в усло¬
виях Земли будет промоделирован при более жестких условиях механической нагруз¬
ки (скоростной напор в момент раскрытия ДНТУ (309 Па) при спуске в атмосфере
Земли почти в три раза выше, чем при спуске на Марс (109 Па)).
Таким образом, в результате проведенных расчетов и анализа показана воз¬
можность моделирования в условиях Земли максимальной механической нагрузки
на ОНТУ и ДНТУ.
Анализ зависимости коэффициента аэродинамического момента от числа Кнудсе-
на и угла атаки /«-(К.п,а), таблица 6.17, для ММС «Met-Net» с раскрытым основным
НТУ показывает, что аппарат статически устойчив в диапазоне углов атаки от 0 до
80 градусов только при малых числах Кнудсена: К.п<0,3.
В условиях атмосферы Марса аппарат становится статически устойчивым на вы¬
соте ниже 86,7 км, а в атмосфере Земли - на высоте ниже 104,5 км. При этом время
полета в разреженной атмосфере с высоты 120 км до условия Кп<0,3 для Марса со¬
ставляет -30 с, а для Земли -41 с.
Для обеспечения устойчивости ММС «Met-Net» на внеатмосферном участке по¬
лета и при движении в верхних слоях атмосферы применяется пассивная стабилиза¬
ция аппарата закруткой вокруг продольной его оси. Выбор угловой скорости закрут¬
ки осуществлялся для схемы спуска на поверхность Марса. Устойчивое движение
ММС «Met-Net» на данном участке полета обеспечивается при угловой скорости
а) >60 град/с.
Для режимов сплошного обтекания аэродинамические характеристики ММС
«Met-Net» определены продувками в диапазоне углов атаки от 0 до 40°. В пределах
указанных углов атаки аппарат статически устойчив.
333

6-4
Но при уменьшении числа Mdtfa до М~1,5 коэффициент демпфирующего момеша
пи становится положительным, и на трансзвуковых скоростях полета антидемнфиро-
ванне имеет место как при малых углах атаки (а<10°), так и при относительно боль¬
ших (а>22°), таблица 6.18.
Раскрытие ДНТУ позволяет значительно улучшить характеристики демпфирова¬
ния, поскольку при малых числах Маха (М<0,6) область антидемпфирования возни¬
кает лишь при углах атаки а>35 град. Следовательно, раскрытие ДНТУ следует про¬
изводить при наибольших допустимых значениях числа М.
На рисунках 6.73 и 6.74 показано измененйе пространственного угла атаки в про¬
цессе спуска ММС «Met-Net» в атмосфере Марса и Земли при угловой скорости за¬
крутки со,=60 град/с и одинаковых массово-инерционных характеристиках.
40
35
30
25
20
15
10
5
0
0	50	100	150	200	250	300
Рисунок 6.73. Изменение пространственного угла атаки при спуске ММС «Met-Net»
в атмосфере Марса
45
40
35
30
25
20
15
10
5
0
0	50	100	150	200	250	300
Рисунок 6.74. Изменение пространственного угла атаки при спуске ММС «Met-Net»
в атмосфере Земли
1
jj
\ . i ill li
jii
{
1i Мь..
. lUi.lljl
A
■ дишд
334

6-4
ф
Анализ представленных графиков показывает, что характер изменения простран¬
ственного угла атаки для двух траекторий примерно одинаков. Первое увеличение
угла атаки наблюдается при движении в верхних слоях атмосферы вследствие стати¬
ческой неустойчивости аппарата при Кп>0,3.
Второе увеличение пространственного угла атаки происходит на трансзвуковых
II дозвуковых скоростях полета перед вводом ДНТУ. Это вызвано наличием анти-
демпфирования в данном диапазоне скоростей.
После ввода ДНТУ колебания продольной оси ММС «Met-Net» достаточно бы¬
стро затухают.
В условиях Земли максимальные значения пространственного угла атаки на всей
траектории полета до ввода ДНТУ незначительно превышают эти же значения для
траектории в условиях Марса.
Рисунок 6.75. Изменение поперечных угловых скоростей при спуске ММС «Met-Net»
в атмосфере Марса
Рисунок 6.76. Изменение поперечных угловых скоростей при спуске ММС «Met-Net»
в атмосфере Земли
335

6-4
На рисунках 6.75 и 6.76 представлено изменение поперечных значений угловой
скорости ММС «Met-Net» в атмосфере Марса и Земли. Частота колебаний аппарата
относительно центра масс для траектории в атмосфере Земли существенно выше, чем
для Марса.
Таким образом, при стабилизации закруткой и ориентированном входе в атмосфе¬
ру ММС «Met-Net» сохраняет устойчивость на всей траектории спуска как в услови¬
ях Марса, так и в условиях Земли. Характер углового движения при моделировании
движения ММС «Met-Net» в атмосфере Земли сохраняется.
По результатам сравнения условий функционирования спускаемого аппарата для
атмосфер Марса и Земли можно сделать вывод о том, что при движении в условня\
Земли на высотах менее -12 км происходит потеря формы ДНТУ. Это происходит
из-за большей плотности земной атмосферы по сравнению с марсианской. При пре¬
вышении статического давления окружающей среды абсолютного давления в обо¬
лочке надувного устройства происходит потеря формы, и спуск аппарата становится
нерасчетным.
Для исключения нерасчетного движения СА требуется организовать подкачку
ДНТУ. При этом, во-первых, абсолютное давление в оболочке должно превышать
внешнее; во-вторых, для сохранения целостности оболочки избыточное давление
должно быть меньше допустимого для рассматриваемой оболочки. Допустимое из¬
быточное давление для существующей оболочки ДНТУ составляет 0,6 атм.
На рисунке 6.77 представлены кривые изменения по времени давления атмосфе¬
ры (Рл), давления в ДНТУ с избытком 0,6 (Р.л+0,6) и высоты. Графики изменения всех
параметров приведены от момента наполнения ДНТУ до посадки. На этом же рисун¬
ке показаны два возможных варианта подкачки оболочки.
Время спуска, с
Рисунок 6.77. Изменения по времени и высоте давления атмосферы (Ра) в ДНТУ и варианты
изменения давления в ДНТУ
336

Зигзагообразной линией представлено изменение давления ДНТУ в результа¬
те подкачки с использованием существующего типа газогенератора. Для обеспече¬
ния необходимой формы ДНТУ необходимо пять дополнительных газогенераторов
(вариант 1).
Описанная схема требует размещения на мягкой оболочке НТУ большого количе¬
ства газогенераторов (по 0,45 кг каждый), усложняет систему управления пиросред¬
ствами. Общая масса системы подкачки составит ~2,5кг.
Заштрихованная область соответствует случаю непрерывной подкачки оболочки
(вариант 2).
При втором варианте оболочка наполняется с помощью штатного газогенератора,
подкачка осуществляется из титанового баллона высокого давления (объем 1 л, до¬
пустимое давление 36 МПа), который размещается в отсеке укладки ДНТУ. Общая
масса системы подкачки подкачки составит ~1.5 кг.
При реализации второй схемы уменьшается объем отсека укладки ДНТУ из-за
размещения там тороидального баллона с арматурой. Кроме этого, требуется разме¬
щение шланга наддува на конусе ДНТУ.
Таким образом, проведено исследование возможности входа ММС «Met-Net»
ватмосферу Земли. Для сравнения условий функционирования спускаемого аппарата
в различных атмосферах были выделены следующие основные критерии:
- конструкция ММС «Met-Net»;
- величины тепловых и механических нагрузок со стороны набегающего потока
на конструкцию ММС «Met-Net»;
- динамика движения аппарата при спуске в атмосферах Марса и Земли.
Основным условием проведенной оценки ставился минимум изменений, вно¬
симых в конструкцию ММС «Met-Net» при её использовании в атмосфере Земли.
Поэтому для анализа движения СА в атмосфере был выбран расчетный случай, при
котором реализуются тепловые нагрузки на конструкцию спускаемого аппарата, ана¬
логичные марсианским. Данному критерию удовлетворяет траектория движения ап¬
парата при следующих начальных условиях:
- относительная скорость входа в атмосферу на высоте ее условной границы
120 км: 5250 м/с;
- угол наклона траектории при входе в атмосферу минус 3°.
На основании проведенного анализа можно сделать следующие выводы:
При выбранных начальных условиях уровни удельных и интегральных тепло¬
вых потоков к конструкции ММС «Met-Net» при его движении в атмосферах Марса
и Земли достаточно близки, при этом потеря массы ТЗП и температурное состояние
теплозащиты практически совпадает. Таким образом, внесение каких-либо измене¬
ний в схему теплозащиты не требуется.
При стабилизации закруткой и ориентированном входе в атмосферу Земли ММС
«Met-Net» сохраняет устойчивость на всей траектории спуска. Характер углового
движения сохраняется.
Механические нагрузки на ОНТУ, обусловленные взаимодействием с набегаю¬
щим потоком, практически совпадают. Однако ввод ДНТУ в условиях Земли произ¬
водится при более жестких условиях, чем на Марсе: <7=309 Па > д=108 Па, что не¬
существенно, поскольку избыточное давление в оболочке ДНТУ составляет 0,2 атм,
т.е. на два порядка больше, чем значение скоростного напора.
337

I
При движении аппарата в условиях Земли из-за более плотной атмосферы на вы¬
сотах менее 12 км требуется поэтапный донаддув ДНТУ. Это позволит сохранить
расчетную форму НТУ.
Таким образом, при приведенных выше начальных условиях спуск ММС «Met-
Net» в атмосфере Земли возможен при внесении минимальных изменений в конструк¬
цию ММС «Met-Net». Изменения будут состоять в организации подкачки оболочки
ДНТУ. Для этого в конструкцию системы наполнения ДНТУ, включающего газогене¬
ратор, необходимо внести дополнительную систему наддува, которая, в зависимости
от выбранного варианта, увеличит массу спускаемого аппарата на 1,5...2,5 кг.
Подготовка технической документации и макетов спускаемого аппарата малой
(марсианской) метеорологической станции «Met-Net» с надувным тормозным устрой¬
ством, а также проведение расчетных и экспериментальных работ в рамках Гранта
Еврокомиссии FP-7 по подготовке этого аппарата к проведению летно-конструктор-
ских испытаний в условиях спуска в атмосфере Земли были закончены в 2015 году.
Основная часть этой документации изложена в научно-технических отчетах, пере¬
численных в Приложении, помещенном в конце книги.
338

ПРОЕКТ НАДУВНОГО ТОРМОЗНОГО
УСТРОЙСТВА MIAS ДЛЯ ПОСАДКИ
ПИЛОТИРУЕМОГО ПОСАДОЧНОГО
МОДУЛЯ НА ПОВЕРХНОСТЬ МАРСА
Шо ПРОЕКТЕ ТОРМОЗНОГО УСТРОЙСТВА MIAS
И ЕГО КОНСТРУКЦИИ
Человек всегда был неисправимым мечтателем и неистребимо упорным в дости¬
жении поставленной цели. К началу XXI века уровень развития мировой космонав¬
тики стал достаточным для реализации мечты о прокладке межпланетного маршрута
Земля-Марс с высадкой пилотируемой экспедиции на поверхность красной планеты
и благополучным возвращением домой.
И вот, в январе 2001 года, в НИЦ им. Г.Н. Бабакина Российского авиационно-кос¬
мического агентства от Astrium GmbH (Бремен, Германия) поступает Предложение
У" 01.1.85.082 провести проектное исследование системы MIAS (Martian Inflatable
Aerobraking System) для решения задачи посадки на поверхность Марса космических
аппаратов (КА), имеющих при подлете к его атмосфере массу 4, 6 и 70 тонн.
Основное внимание специалистов НИЦ Бабакина было направлено на проектиро¬
вание системы посадки КА массой 70 тонн. Сначала этот КА следовало с подлетной
к планете траектории перевести на орбиту искусственного спутника Марса (ИСМ),
а затем с орбиты ввести в атмосферу 60-тонный пилотируемый посадочный модуль
(ПМ), включая массу топлива его двигательной установки мягкой посадки (ДУМП),
Если для КА массой 4 и 6 тонн можно реализовать ввод в атмосферу с нужной
скоростью, снизив подлетную скорость с помощью тормозного реактивного двига¬
теля (ТРД), то осуществить это для многотонного КА очень проблематично из-за
необходимости иметь на его борту большой запас топлива для выработки нужного
тормозного импульса ТРД.
Скорость подлета КА к атмосфере Марса может находиться в диапазоне 5... 7 км/с.
Чтобы обеспечить захват его гравитационным полем Марса, необходимо уменьшить
эту скорость до близкой к её первой космической скорости, равной для этой планеты
около 3500 м/с в зависимости от параметров орбиты.
Оценку количества т,-топлива, которое необходимо иметь на борту КА для тормо¬
жения его начальной массы т0 от скорости v„ до v, можно провести с использованием
соотношения (Finchenko V. et al., 2004)
Результаты оценки количества топлива, необходимого для торможения КА массой
70 тонн с помощью реактивного двигателя, имеющего импульс тяги р, до скорости
г=3500 м/с, обеспечивающей захват КА гравитационным полем Марса и выход его
на круговую орбиту ИСМ, при различной скорости подхода к атмосфере сведены
в таблицу 7.1.
339

7-1
Таблица 7.1. Затраты топлива для вывода на орбиту спутника Марса КА массой 70 тонн
с разными скоростями подлета к его атмосфере
импульс ТРД, р, с
масса топлива, т
Vo=5 км/с
г0=6 км/с
Ги=7 км/с
250
40
46
64
300
27
32
48
Из таблицы видно, что для КА, подлетающего к Марсу со скоростью 7 км/с и име¬
ющего ТРД с импульсом 300 с, понадобится 48 т топлива для снижения скорости до
величины, близкой к первой космической для Марса.
Альтернативой реактивного торможения КА для понижения скорости входа в ат¬
мосферу планеты при посадке на её поверхность или для перевода с подлетной тра¬
ектории на орбиту спутника этой планеты может служить предварительное аэродина¬
мическое торможение в её атмосфере, так называемое рикошетирование (Finchenko I.
et al., 2001; 2004; Казаковг/ев А.П. и др., 2005). Однако для такого торможения КА
должен быть оснащен тормозным аэродинамическим экраном с развитой лобовой по¬
верхностью. Единственным вариантом большеразмерного ЛАЭ, который может быть
размещен под головными обтекателями современных ракет-носителей, является ЛАЗ
складывающийся конструкции.
В этом случае может быть использована концепция применения в составе КА на¬
дувных элементов конструкции, в частности технологии создания спускаемых в ат¬
мосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами.
Отмеченные в главе .4 весовые преимущества НТУ по сравнению с ЛАЭ жест¬
кой конструкции позволяют ожидать, что применение для пилотируемой экспедиции
на Марс ЛАЭ надувной конструкции в весовом отношении, как в сравнении со скла¬
дывающимися жесткими тормозными экранами, так и использованием реактивного
торможения КА, является более целесообразным.
Поэтому внимание специалистов НИЦ Бабакина было направлено на исследова¬
нии возможности использования надувной марсианской системы аэродинамического
торможения MIAS и на её проектирование для решения задачи посадки на поверх¬
ность Марса КА и СА различной массы.
Таким образом, система MIAS (аэродинамический экран в виде НТУ) предназна¬
чена для управляемого спуска крупнотоннажных конструкций спускаемых в атмос¬
фере Марса аппаратов до высот около 10 км над поверхностью и аэродинамическо¬
го торможения скорости КА от 7 км/с до сверхзвуковой скорости, соответствующей
М=2 на высоте ввода в работу парашютной системы.
Состав системы торможения крупнотоннажных спускаемых аппаратов
в атмосфере Марса с надувным тормозным устройством MIAS
На приводимых ниже рисунках показаны общие виды устройства аэродинами¬
ческого экрана для торможения СА в атмосфере Марса с надувными тормозными
устройствами MIAS в комплекте с внешней оболочкой на лобовой и донной поверх¬
ностях (рисунок 7.1) и без неё (рисунок 7.2).
В состав Ml AS входят: жесткая носовая часть 1; набор оболочек в виде торов 2,
образующих надувное тормозное устройство конической формы; система 3 наполне¬
ния газом оболочек НТУ; оболочка (гибкая тепловая защита (ГТЗ)) лобовой 4 и дон¬
ной 5 поверхностей НТУ.
340

7-1
1-жесткая носовая часть; 2 - надувное тормозное устройство; 3 - система наддува НТУ;
4 оболочка лобовой поверхности НТУ; 5 - оболочка донной поверхности НТУ.
Рисунок 7.1. Общий вид конструкции MIAS - лобового аэродинамического и теплозащитного
жрана спускаемого в атмосфере аппарата
6	7	8	2
1 - жесткая носовая часть; 2 - надувное тормозное устройство;
3-система наддува НТУ; 6 - приборный контейнер;
7-гибкая магистраль подачи газа в оболочки НТУ; 8 - набор силовых лент.
Рисунок 7.2. Внешний вид Ml AS без оболочек лобовой и донной поверхностей
341

7-1
Кроме того, MIAS включает в свой состав пиротехнические системы, комплекс
бортовой аппаратуры (КБА), двигательную установку (ДУ) и бортовую кабельную
сеть (БКС).
Жесткая носовая часть (ЖНЧ) предназначена для воспринятия максимальных зна¬
чений тепловой и механической нагрузок, крепления НТУ с ГТЗ и установки ПМ.
Она содержит сферический и конический сегменты, жесткое теплозащитное покры¬
тие (ТЗП), дополнительный конический сегмент, обечайку, адаптеры ПМ и PH.
НТУ, его тепловая защита и теплоизоляция своей круговой кромкой закреплены
на корпусе ЖНЧ и предназначены для воспринятия напора газового потока (тормоз¬
ящей силы) при движении СА в атмосфере и защиты его от аэродинамической и те¬
пловой нагрузок.
Система наполнения газом НТУ предназначена для развертывания её оболочек
в рабочее состояние и сохранения конической формы ЛАЭ на этапе аэродинамиче¬
ского торможения. В состав системы входят силовой каркас, баллоны высокого дав¬
ления для хранения газа, пневматические магистрали и крепежная арматура,
В состав пиротехнических устройств входят система удержания НТУ в компакт¬
ном объеме при транспортировках КА, система отделения MIAS от ПМ и система
резки бортовой кабельной сети между КБА MIAS и ПМ.
Система удержания НТУ в транспортном положении содержит рифовочный трос,
комплект стягивающих НТУ рифовочных лент и пироножи.
В состав системы отделения M1AS входят удлиненные кумулятивные заряды
(Ефанов В.В., 2000), или пироболты и воспламенители.
В состав системы резки БКС между КБА и ПМ входит пиротехнический нож.
Комплекс бортовой аппаратуры предназначен для управления системой наполне¬
ния НТУ и пиротехническими устройствами MIAS, а также для управления спуском
СА в атмосфере Марса. В состав КБА входят:
- аппаратура управления пиротехническими устройствами и системы наддува
НТУ (служебная аппаратура);
- аппаратура управления спуском СА в атмосфере Марса (GNC);
- приборный контейнер.
Двигательная установка предназначена для разворота СА по крену с максималь¬
ным угловым ускорением 5 град/с2 и обеспечения возможности стабилизации (управ¬
ления) СА по тангажу и рысканью при движении СА в атмосфере Марса. В состав
ДУ входят шесть ракетных двигателей, обеспечивающих управление СА, баки для
хранения топлива, топливная арматура и однокомпонентное топливо.
Компоновочная схема Ml AS
Лобовая поверхность MIAS каждого из рассматриваемых здесь СА, тормозящихся
в атмосфере Марса, массами 4,6 и 70 тонн представляет собой поверхность затуплен¬
ного по сфере конуса с углом при вершине 120 градусов. Радиус затупления вершины
конуса составляет 0,25Д а кромки основания конуса - 0,02D, где D - диаметр осно¬
вания конуса (миделевого сечения СА).
Схема доставки на поверхность Марса пилотируемого ПМ массой 60 тонн заклю¬
чается в осуществлении предварительного аэродинамического торможения КА мас¬
сой 70 тонн путем рикошетирования в атмосфере - погружения на некоторую глуби¬
ну атмосферы с последующим выходом на орбиту ИСМ после достижения скорости
движения около 3,5 км/с.
342

7-1
Для реализации этого сценария движение СА с системой MIAS выполняется с ис¬
пользованием аэродинамического качества (АДК), представляющего собой отноше¬
ние коэффициента подъемной силы С,„ к коэффициенту аэродинамического сопро¬
тивления Си„ и управление им осуществляется разворотом СА по крену при помощи
двух пар ракетных двигателей. Двигатели расположены на максимальном удалении
от НТУ в целях уменьшения влияния струй двигателей на его поверхность.
Балансировочный угол атаки выбран равным 27,5 град, и обеспечивается попе¬
речным смещением центра масс СА на необходимую величину поворотом ПМ отно¬
сительно носика ЛАЭ на угол, величина которого определяется достижением АДК,
равного К=Сп/Схи=0,3 при расположении центра масс СА на расстоянии ^,^=0,4 0
от носка аппарата.
Жесткую носовую часть, баллоны высокого давления для хранения газа систе¬
мы наполнения НТУ, корпус приборного контейнера предполагается изготавливать
из композиционных материалов.
Диаметр основания конуса НТУ поперечного сечения СА с НТУ выбирается
из условия обеспечения при спуске СА в атмосфере баллистического коэффициента
в диапазоне 115... 120 кг/м2.
Общий вид КА, оборудованного MIAS для рикошетирования в атмосфере Марса,
показан на рисунке 7.3.
1 - полезная нагрузка (пилотируемый ПМ); 2 - орбитальная двигательная установка (ОДУ);
3-MIAS (НТУ); 4 - силовые тросы крепления МТУ к ПМ;
5-стягивающие НТУ рифовочные ленты.
Рисунок 7.3. Общий вид КА массой 70 тонн с MIAS
343

7-1
Для улучшения несущих свойств НТУ системы MIAS применяется ряд конструк¬
тивных мер, иллюстрируемых рисунком 7.3:
- НТУ выполнено в виде двух рядов оболочек 3 в форме торов, обтянутых с внеш¬
ней стороны конической оболочкой (см. рисунок 7.1) и подкрепленных с внутрен¬
ней стороны силовым ленточным набором 5;
- НТУ крепится к ПМ силовыми тросами 5, работающими на растяжение и распо¬
ложенными симметрично по окружности;
- НТУ крепится к жесткой носовой части по периметру её конического и дополни¬
тельного конического сегментов;
- оболочки в форме торов с разной величиной большого диаметра, формирующих
конус НТУ, сшиты между собой по периметру.
Гибкую тепловую защиту и теплоизоляцию СА с НТУ предполагается изготовить
с использованием составных элементов, которые использовались в конструкциях
многослойных ГТЗ СА с НТУ «Пенетратор» и серии «Демонстратор». Количество
слоев теплозащитного пакета и теплоизоляционного мата (Финчеико B.C. и др., 2008)
определяется по результатам баллистических и тепловых расчетов, сопровождающих
движение КА и СА в атмосфере Марса.
Двигательная установка для мягкой посадки (на рисунке 7.3 не показана) для трех
рассматриваемых вариантов СА размещена со стороны MIAS. СА массой 70 т до¬
полнительно имеет сбрасываемую орбитальную ДУ (ОДУ), расположенную с проти¬
воположной стороны от MIAS для выполнения маневра выхода СА на орбиту ИСМ
после рикошетирования в атмосфере Марса и перехода СА на траекторию спуска.
На рисунках 7.4-7.6 показаны компоновочные схемы MIAS в составе посадочных
модулей (полезной нагрузки) общей массой 4, 6 и 70 (ПМ - 60) тонн. Угол отклонения
оси ПМ от оси системы MIAS для всех СА составляет 8° и обусловливает величину
аэродинамического качества, равную А=0,3.
Основные геометрические параметры компоновок посадочных модулей с систе¬
мой обеспечения аэродинамического торможения MIAS приведены в таблице 7.2.
Таблица 7.2. Геометрические параметры компоновок посадочных модулей с MIAS
масса СА
(КА)
диаметр
НТУ, м
диаметр
тора
НТУ, м
диаметр
ЖНЧ, м
диаметр
сегмента
ЖНЧ, м
диаметр
ПМ, м
высота
ПМ, м
У„м, м
4
6,00
0,24
2,0
1,42
3,0
3,45
2,4
6
7,26
0,29
2,5
1,65
3,0
4,00
2,9
(70)
23,00
0,92
8,0
3,60
6,7
11,30
9,2
Компоновочная схема КА массой 70 тонн с системой Ml AS, НТУ которой уложе¬
но в соответствующий транспортному положению компактный объем, размещенный
под головным обтекателем PH, показана на рисунке 7.7.
Рисунок иллюстрирует, что КА, оборудованный проектируемой системой MIAS,
НТУ которого составляет около 23 метров, может быть размещен в объеме под голов¬
ным обтекателем PH, имеющим диаметр 8,5 м и длину около 20 м.
Далее приводится более подробное описание конструкция системы MIAS и от¬
дельных её элементов.
344

7-1
1 - оболочки (торы) НТУ; 2 - система наддува НТУ;
3-ЖНЧ; 4 - адаптер MIAS-PH;
5-адаптер MIAS-ПМ; 6-двигатели управления;
7- крепление НТУ к ЖНЧ; 8 - ПМ.
Рисунок 7.4. Компоновочная схема MIAS в составе СА массой 4 тонны
1 - оболочки (торы) НТУ; 2 - система наддува НТУ;
3-	ЖНЧ; 4- адаптер MIAS-PH;
5-адаптер MIAS-ПМ; 6-двигатели управления;
7 - крепление НТУ к ЖНЧ; 8 - ПМ.
Рисунок 7.5. Компоновочная схема Ml AS в составе СА массой 6 тонн
345

7-1
1 - оболочки (торы) НТУ; 2 - система наддува НТУ; 3 - ЖНЧ; 4 - приборный контейнер;
5 - адаптер MIAS-PH; 6 - адаптер MIAS-ПН; 7 - двигатели управления; 8 - ПМ;
9 - парашютный контейнер; 10 - орбитальная ДУ; 11 - ДУМП; 12 - крепление НТУ к ЖНЧ.
Рисунок 7.6. Компоновочная схема MIAS в составе КА массой 70 (60) т
08500
1 - головной обтекатель; 2 - полезная нагрузка (ПН);
3 - жесткая конструкция носовой части НТУ; 4 - НТУ в транспортном положении;
5 -ремни системы удержания НТУ в уложенном положении (рифовочные).
Рисунок 7.7. Размещение СА с MIAS в транспортном положении под головным
обтекателем PH
346

7-1
Надувное тормозное устройство входит в состав Ml AS, установлено на кор¬
пусе жесткой носовой части и крепится к ПМ при помощи силовых тросов 4 (см. ри-
(Лнок 7.3). работающих на растяжение.
Внешний вид НТУ без ЖНЧ и внешней конической обшивки приведен
на рисунке 7.8.
Рисунок 7.8. Внешний вид НТУ в виде сборки из элементов в форме торов
Конструкция НТУ состоит из двух рядов торов 2 и внешней конической оболоч¬
ки 4 и 5 (см. рисунок 7.I), которая пришита к торам. Ее внутренний периметр закре¬
плен на внешнем периметре лобового аэродинамического экрана. НТУ изготавлива¬
ется методом сшивки.
На внутренней поверхности корпуса НТУ, образованного торами, смонтирован
силовой ленточный набор 8, который закреплен на корпусе жесткой носовой части I
(см. рисунок 7.2).
Каждый тор имеет силовую покрышку, изготовленную методом сшивки из мате¬
риала, который представляет собой ткань, состоящую из продольных и поперечных
волокон с высоким модулем упругости (СВМ). Несущая способность швов составля¬
ет 75% от несущей способности материала.
В верхней части каждого тора покрышки имеют разъем по всему периметру. По¬
крышки сшиты между собой по периметру.
Камеры торов состоят из сегментов, изготовленных из прорезиненной ткани
н склеенных между собой клеем. Камеры устанавливаются в покрышки и фиксиру¬
ются в них системой привязок.
На каждом торе смонтированы штуцеры, к ним присоединяются рукава пневмати¬
ческие магистрали системы наполнения НТУ, которая проложена под ГТЗ по донной
поверхности конуса НТУ. На входе в полость каждого тора установлены дроссели,
предназначенные для равномерного наддува торов НТУ.
Коническая оболочка, состоящая из нескольких частей, изготовлена методом
сшивки из материала СВМ.
На коническую оболочку устанавливается гибкая тепловая зашита на лобовой
поверхности, закрепляемая внутренней круговой кромкой к наружному периметру
ЖНЧ, и теплоизоляционное покрытие на донной поверхности НТУ.
347

7-1
силовой ленточный
Рисунок 7.9. Компоновочная схема НТУ системы MIAS
Компоновочная схема НТУ приведена на рисунке 7.9.
Стык НТУ и ГТЗ с центральной жесткой носовой его частью относится к особо
ответственному, высоконагруженному фрагменту конструкции MI AS. Он нагружен
силой, которая возникает от аэродинамического воздействия на НТУ, и подвержен
нагреву от воздействия высокотемпературного газового потока.
Схема и конструкция этого стыка приведена на рисунке 7.Ю.
1 - шпангоут; 2 - накладка; 3 - лямки; 4 - кольцо; 5 - ТЗП ЖНЧ;
6 - коническая часть сегмента ЖНЧ; 7 - внешняя коническая оболочка НТУ;
8 - тор НТУ; 9 - гибкая тепловая защита НТУ.
Рисунок 7.10. Схема и конструкция стыка НТУ и ГТЗ с ЖНЧ
348

7-1
Стыковое устройство состоит из выполненного из алюминиевого сплава шпангоу¬
та I, имеющего кольцевую проточку с вставленным в неё замкнутым кольцом 4 из вы¬
соколегированной стали. На кольцо заведены лямки 3, застроченные с образованием
петли. Таким образом, внешняя коническая оболочка НТУ 7 соединяется с металли¬
ческой конструкцией шпангоута. Кольцо 4 с лямками прижимается к шпангоуту I на¬
кладкой 2, которая выполнена в виде шайбы из алюминиевого сплава и фиксируется
на нем болтовым соединением.
Гибкая тепловая защита 9 после подгонки на надутом НТУ закрепляется к шпан¬
гоуту I болтовым соединением через прокладки, обжимающие и фиксирующие ГТЗ
на шпангоуте.
Лямки 3, охватывающие НТУ, также заводятся на кольцо 4, фиксируются наклад¬
кой и прочно удерживают НТУ.
Сборка стыка заканчивается установкой при помощи винтов с полукруглой голов¬
кой шпангоута на конический сегмент, покрытый слоем тепловой защиты из жестко¬
го абляционного материала. В шпангоуте для этого установлены стальные футорки,
которые позволяют неоднократно повторять операцию сборки и обеспечивают меха¬
ническую надежность стыка.
Отверстия в ТЗП конического сегмента глушатся пробками, которые устанавлива¬
ются на высокотемпературный клей.
После окончания сборки зазор между конструкцией конического сегмента ЖНЧ
и тепловой защитой НТУ шприцуется абляционным материалом.
Схема крепления силового троса к НТУ представлена на рисунке 7.11.
3
1 - НТУ системы MIAS; 2 - тандер; 3 - силовой трос.
Рисунок 7.11. Схема крепления силового троса к НТУ
Конструкция жесткой носовой части НТУ системы MIAS состоит из со¬
единенных между собой трех оболочек: сферического сегмента и конического его
продолжения, обечайки и дополнительного конического сегмента, адаптера посадоч¬
ного модуля.
Внешний вид ЖНЧ приведен на рисунке 7.12.
НТУ крепится к жесткой носовой части по периметру конического 2 и дополни¬
тельного конического сегментов 4 жесткой носовой части.
349

7-1
1 - сферический сегмент;
2 - коническая часть сегмента; 3 - обечайка;
4 - дополнительный конический сегмент;
5 - адаптер ПМ;
6 - отверстия для крепления шар-баллонов системы наддува НТУ;
7 - отверстие для крепления приборного контейнера.
Рисунок 7.12. Внешний вид жесткой носовой части системы MIAS
Сферический сегмент и его коническая часть ЖНЧ, а также адаптер ПМ выполне¬
ны в виде тонкостенных оболочек из композиционных материалов. Обечайка и допол¬
нительный конический сегмент выполнены в виде сетчатых композитных конструк¬
ций, состоящих из системы спиральных и кольцевых ребер, которые изготавливаются
методом автоматизированной намотки. Механические интерфейсы оболочек выпол¬
нены в виде металлических шпангоутов. Поверхность сферического сегмента и его
коническая часть, а также механического интерфейса между ними со стороны набега¬
ющего потока покрыта абляционным теплозащитным материалом. На механическом
интерфейсе между сферическим сегментом с его коническим продолжением и ЖНЧ
установлены узлы адаптера PH, расположенные по периметру.
Внешний вид дополнительного конического сегмента и обечайки приведен на ри¬
сунках 7.1 За и 7.136 соответственно.
Тепловая защита системы MIAS предназначена для обеспечения сохранности
конструкции ПМ от теплового воздействия потока газа высокой температуры при аэ¬
родинамическом торможении в атмосфере Марса. Внешняя поверхность MIAS имеет
три участка этой защиты, отличающихся её структурной схемой - два на лобовой
поверхности и один на донной.
350

7-1
а	б
Рисунок 7.13. Внешний вид дополнительного конического сегмента (а) и обечайки (б) ЖНЧ
системы MIAS
На поверхности жесткой носовой части установлена жесткая защита, содержащая
несколько слоев теплоизоляционного материала различной плотности и наружный
слой абляционного материала.
На лобовой поверхности НТУ вне ЖНЧ уложена гибкая тепловая защита, состо¬
ящая из внешнего теплозащитного пакета и лежащего под ним теплоизоляционного
мата (Финченко B.C. и др., 2001; 2004; 2008).
Теплозащитный пакет содержит нескольких слоев кремнеземной ткани, на ка¬
ждой из которых нанесен материал СТИРОСИЛ-А, а мат включает несколько пленок
экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ).
На донной поверхности НТУ также размещена гибкая тепловая защита, состоя¬
щая из меньшего количества слоев кремнеземной ткани, пропитанной тем же абляци¬
онным материалом, и под ней - теплоизоляционный мат из пленок ЭВТИ.
Количество слоев тканей пакета и ЭВТИ мата устанавливается исходя из резуль¬
татов расчета тепловой нагрузки на указанные участки внешней поверхности MIAS.
Массовая сводка тепловой защиты НТУ поверхности жесткой носовой части при¬
ведена в таблице 7.3.
Таблица 7.3. Массовая сводка тепловой защиты системы MIAS
масса СА и КА,
кг
масса тепловой защиты, кг
лобовая поверхность, кг
донная поверхность, кг
суммарный вес,
кг
ТЗП
ЭВТИ
ТЗП
ЭВТИ
4000
195
25
7
23
250
6000
280
65
20
50
420
70000
3060
600
200
500
4360
Принципиальная конструктивная схема гибкой тепловой защиты лобовой (зона 1)
и донной (зона 2) поверхности НТУ системы MIAS показана на рисунке 7.14.
351

7-1
зона 1
зона 2
ЭВТИ, обшитая стеклотканью
слои кремнеземной ткани,
пропитанной абляционным
риалом
ЭВТИ, обшитая стеклотканью
слой кремнеземной ткани,
пропитанной абляционным
Рисунок 7.14. Схема размещения гибкой тепловой защиты на лобовой и донной поверхностях
НТУ системы MIAS
При пилотируемом полете лобовой аэродинамический экран тепловому воздей¬
ствию подвергается дважды - при рикошетировании (аэрозахвате) КА в атмосфере
Марса и при спуске с орбиты ИСМ.
В этом случае общая толщина аблирующего материала на наветренной поверхно¬
сти НТУ (6,0 мм) выбрана е учетом двукратного уноса массы - 4,8 мм при аэрозахва¬
те и 1,2 мм - при спуске с орбиты.
При непилотируемой миссии толщина аблирующего материала ТЗП на той же ча¬
сти поверхности НТУ выбрана исходя из однократного аэродинамического торможе¬
ния - 3,2 мм для аппаратов массой 4 и 6 тонн.
Толщина аблирующего материала на подветренной части поверхности НТУ со¬
ставляет 60% от толщины на наветренной части НТУ.
Система наполнения газом НТУ MIAS
Система наполнения газом НТУ установлена на дополнительном коническом сег¬
менте жесткой носовой части (см. рисунок 7.3).
Наддув оболочек торов НТУ системы MIAS осуществляется по циклограмме си¬
стемой наполнения НТУ.
Внешний вид системы наполнения НТУ и её основные элементы представлены
на рисунке 7.15.
Функциональная схема системы наполнения НТУ МI AS приведена на рисунке 7.16.
В систему наполнения НТУ варианта КА массой 70 (60) тонн входят:
- две секции шар-баллонов 1 для хранения запасов рабочего тела (1 -я секция состо¬
ит из шести, а 2-я - из трех шар-баллонов);
- девять заправочных клапанов 2 для заправки шаробаллонов рабочим телом;
- девять пироклапанов пуска 3 для открытия магистрали подачи рабочего тела;
- три телеметрических датчика 4 контролирующих давление в оболочке НТУ и вы¬
дающих информацию в БУСА 7 для формирования команд управления аварий¬
ным наддувом НТУ;
- восемь дроссельных шайб 5.
352

7-1
1 - шар-баллоны; 2 - кольцевой коллектор;
3 гибкий трубопровод системы наддува НТУ; 4 - приборный контейнер;
5-дополнительный конический сегмент (шпангоут крепления системы наддува).
Рисунок 7.15. Внешний вид системы наполнения НТУ MIAS
1 - шар-баллоны; 2 - клапаны заправочные; 3 - пироклапаны;
4-датчики давления; 5 - шайбы дроссельные; 6 - оболочка НТУ;
7-блок управления служебной аппаратурой (БУСА).
Рисунок 7.16. Функциональная схема системы наполнения НТУ MIAS
353

7-1
Параметры и характеристики системы наполнения НТУ варианта КА массой
70 (60) тонн:
- рабочее тело - газообразный азот с точкой росы минус 50°С при атмосферном
давлении;
- вместимость одного шар-баллона Гй;,;|=230 дм3;
- максимальное рабочее давление в шар-баллонах при температуре 30°С
Л*,б-мах=32 МПа;
- запас рабочего тела в 1-й секции шар-баллонов G\m)~ 450 кг;
- запас рабочего тела во 2-й секции шар-баллонов G2my= 225 кг;
- начальный перепад давления в оболочке НТУ после наполнения из 1-й секции
шар-баллонов ДЛошу^Об МПа;
- время наполнения оболочки НТУ из 1-й секции шар-баллонов не более 1200 с;
- время наполнения оболочки НТУ из 2-й секции шаробаллонов не более 600 с;
- пиропатроны пироклапанов пуска двухмостиковые, ток срабатывания 1 А на каж¬
дый мостик при длительности электрического импульса не менее 0,01 с.
К внутренним полостям торовых оболочек НТУ КА массой 70 (60) тонн система
наполнения присоединяется с помощью 18 гибких трубопроводов.
Работа системы наполнения газом НТУ
Обе секции шар-баллонов системы наполнения НТУ имеют общий коллектор,
в который поступает рабочий газ (азот) из всех шар-баллонов.
Для первоначального наполнения НТУ используются шесть шар-баллонов, а для
аварийного донаддува НТУ - три шар-баллона.
При подлете КА к атмосфере Марса по команде БУСА производится разрифовка
оболочки НТУ.
После разрифовки БУСА выдает команду на подрыв пироклапанов пуска
ПК1...ПК6.
Газ из 1-й секции шар-баллонов 1 через открывшиеся пироклапаны 3 и дополни¬
тельное гидравлическое сопротивление (ДГС), состоящее из двух дроссельных шайб,
снижающих рабочее давление газа до величины не более 2,5 МПа, поступает в коль¬
цевой коллектор.
Из коллектора газ поступает в 18 гибких трубопроводов, каждый из которых вы¬
полняет также роль коллектора, из которого через отдельные ветви газ поступает
в отдельные торовые оболочки НТУ. На входе в каждый тор ставятся дюзы различ¬
ных размеров в соответствии с объемами оболочек для обеспечения равномерного
наполнения.
Перед входом в коллектор устанавливаются датчики давления 4, назначение кото¬
рых - контролировать величину давления в надувной оболочке НТУ после окончания
первоначального наполнения оболочки.
Контроль давления в НТУ датчиками давления начинается через 1200 секунд по¬
сле выдачи команды на открытие ПК1. При дальнейшем полете КА уменьшение дав¬
ления в НТУ ниже установленного предела 0,06 МПа классифицируется БУСА как
нарушение герметичности оболочки НТУ, и БУСА последовательно выдает команды
на подрыв ПК7. ..ПК9, т.е. на выполнение аварийного наддува НТУ газом из шар-бал¬
лонов 2-й секции.
Основные характеристики системы наполнения для рассматриваемых вариантов
M1AS приведены в таблице 7.4.
354

7-1
Таблица 7.4. Основные характеристики системы наддува НТУ MIAS
параметр
варианты СА и КА
4 т
6 т
70 т
объем НТУ, м '
10,9
18,9
621,3
масса газа в системе наполнения, кг
11,0
20,0
675,0
объем одного шар-баллона с рабочим газом, л
12,7
23,0
230,0
количество шар-баллонов (основной наддув + донаддув)
2+1
2+1
6+3
давление заправки шар-баллонов при температуре 30°С, МПа
28,0
28,0
32,0
Характеристики гибких трубопроводов для рассматриваемых вариантов приведе¬
ны в таблице 7.5.
Таблица 7.5. Характеристики гибких трубопроводов системы наддува НТУ MIAS
параметр
варианты СА и КА
4 т
6 т
70 т
давление за ДГС, МПа
2,5
2,5
2,5
минимальный диаметр трубопровода, мм
28
28
28
количество трубопроводов, отходящих от гибкого коллектора
при минимальных сечениях трубопроводов
4
4
18
Пиротехнические устройства системы аэродинамического
торможения Ml AS
В комплект пиротехнических устройств системы аэродинамического торможения
MIAS входят сдублированный пиронож для резки шнура, удерживающего ленты,
стягивающие оболочки НТУ в компактный объем, пиронож резки кабельной сети,
связывающей электроприборы КБА MIAS и ПМ, и удлиненные кумулятивные заряды
с воспламенителями системы отделения MIAS от ПМ.
Два пиротехнических ножа разрифовки НТУ - одноразового действия. Второй
из них установлен для повышения надежности срабатывания устройства разрифовки
НТУ. При этом оба разработанные ножа, прошли весь комплекс наземных испыта¬
ний для использования в системе разрифовки НТУ СА «Пенетратор» КА «Марс-96».
Каждый пиронож имеет один пиропатрон.
Аналогичный пиротехнический нож используется и для резки кабеля электри¬
ческого интерфейса между комплексом бортовой аппаратуры MIAS и посадочного
модуля.
Общий вид пиротехнического ножа системы разрифовки НТУ MIAS представлен
на рисунке 7.17.
Отделение системы MIAS от посадочного на поверхность Марса модуля осущест¬
вляется резкой по периметру кольцевого металлического шпангоута, входящего в со¬
став адаптера MIAS-ПМ (Ефанов В.В., Королева Т.В., 2000), а также резкой силовых
тросов НТУ пиротехническими устройствами, приводимыми в действие электроде¬
тонаторами (Горовцов В.В., Ефанов В.В., 2000).
Отдельное пиротехническое устройство состоит из удлиненного кумулятивно¬
го заряда (УКЗ), электродетонатора, элементов крепления, монтажа и защитных
устройств.
Двигательная установка для разворота СА и КА по крену включает в себя шесть
ракетных двигателей, работающих на однокомпонентном топливе. Характеристики
двигателей для рассматриваемых вариантов MIAS приведены в таблице 7.6.
355

7-1
6
I
1 - корпус; 2 - нож; 3 - чека; 4 - наковальня; 5 - пиропатрон; 6 - рифовочный шнур.
Рисунок 7.17. Конструкция пироножа системы разрифовки НТУ MIAS
Таблица 7.6. Характеристики блока ракетных двигателей
параметры
варианты СА и КА
4 тонн
6 тонн
70 тонн
удельный импульс, с
230
230
230
тяга, Н
И 200
320
570
топливо
гидразин
гидразин
гидразин
Комплекс бортовой аппаратуры системы аэродинамического торможения
СА и КА Ml AS
В состав комплекса бортовой аппаратуры (КБА) MIAS входят;
- аппаратура управления спуском СА в атмосфере (GNC) и служебная аппаратура,
которая включает:
блок управления служебной аппаратурой (БУСА) и блок включения;
источники электропитания;
систему обеспечения теплового режима;
пиророклапаны наполнения НТУ;
датчики давления в НТУ и температуры;
- ракетные двигатели управления по крену (RCS);
пироэлементьг систем разрифовки, резки, отделения;
бортовую кабельную, сеть.
Служебная аппаратура MIAS предназначена для управления пироэлементами:
- системы разрифовки НТУ;
- разрешения наполнения НТУ;
- системы наполнения НТУ;
- системы отделения MIAS от ПМ;
- резки кабельной связи между ПМ и КБА MIAS;
356

7-1
- системой обеспечения теплового режима MIAS;
- для сбора данных с датчиков о состоянии элементов конструкции и условий рабо¬
ты аппаратуры MIAS и передачи их в вычислитель.
Программа работы служебной аппаратуры представлена в таблице 7.7.
Таблица 7.7. Программа работы служебной аппаратуры
событие полета
условие выполнения
включение MIAS
по команде от ПМ
разрифовка НТУ
по команде от вычислителя
разрешение наддува НТУ
по таймеру БУСА
начало регулировки давления в НТУ
по таймеру БУСА
регулировка давления в НТУ
по датчикам давления в НТУ
окончание регулировки давления в НТУ
по команде от вычислителя
управление ракетными двигателями RCS
по командам от вычислителя
резка связей MIAS - ПМ
по команде от вычислителя
отделение MIAS от ПМ
по команде от вычислителя
Для соответствия требованиям по безопасности и надежности аппаратура MIAS
должна быть аппаратно и программно реализована по принципам построения отказо¬
устойчивой аппаратуры (Fault Tolerance), т.е. должна быть защищена от однократных
отказов элементов или сбоев в работе любого своего функционального блока. Подоб¬
ные свойства аппаратуры достигаются за счет наличия в составе MIAS избыточной
аппаратуры для всех ее компонентов, влияющих на работоспособность. Если соот¬
ветствующий функциональный блок неправильно работает, всегда имеется возмож¬
ность использовать резерв. Поэтому неисправность в любом блоке не может вывести
MIAS из строя.
Таблица 7.8. Массовая сводка проектируемой системы MIAS для аэродинамического
торможения в атмосфере Марса СА и КА
системы и элементы конструкции M1AS
масса элемента,
кг
КА 70 (60) т
СА 4 т
СА 6 т
жесткая носовая часть
1540
165
255
сферический сегмент
130
10
15
конический сегмент
300
20
35
жесткое ТЗП
560
35
55
дополнительный конический сегмент
180
10
15
обечайка
150
30
45
адаптер ПМ
100
25
40
адаптер PH
120
35
50
надувное тормозное устройство
5890
340
550
оболочка
890
55
85
пневмоарматура
440
25
40
гибкая тепловая защита НТУ
4360
215
365
силовой трос
200
45
60
357

7-1
системы и элементы конструкции MIAS
масса элемента, кг
КА 70 (60) т
СА 4 т
СА 6 т
система наполнения Н'ГУ
1750
50
75
конструкция
80
9
10
баллоны высокого давления
ООО
20
30
газ (коэффициент запаса - 1,5)
675
II
20
пневмоарматура
95
10
15
пиротехнические системы
80
30
35
система рифовки НТУ
20
4
5
система отделения MIAS от ПМ
58
25
29
система резки БКС между КБА и ПМ
2
1
1
комплекс бортовой аппаратуры
50
50
50
бортовая кабельная сеть
60
15
20
Ml AS
9370
650
985
В таблице 7.8 представлена сводка масс всех элементов, входящих в состав кон¬
струкции Ml AS, общие массы систем и итоговая масса проектируемой системы тор¬
можения в атмосфере Марса СА и КА, доставляющих посадочный модуль на поверх¬
ность планеты.
Схема спуска при посадке СА на поверхность Марса
Спуск посадочного модуля с системой аэродинамического торможения MIAS
в атмосфере Марса осуществляется по схеме с использованием управляемого дви¬
жения за счет изменения величины аэродинамического качества в диапазоне от-0,35
до 0,35.
Схема траектории такого спуска и очередность выполнения его этапов приведена
на рисунке 7.18.
. вход СА в атмосферу
Рисунок 7.18. Схема спуска СА с системой Ml AS в атмосфере Марса
358

7-1
Вход в атмосферу для доставки посадочного модуля каждого из рассматриваемых
вариантов СА с системой MIAS может происходить как с орбиты ИСМ (тяжеловес¬
ный КА после этапа рикошетирования), так и с траектории подлета к Марсу (СА с ме¬
нее тяжелым ПМ).
Далее выполняется управление движением путем изменения угла крена СА
cMIAS, приводящего к изменению величины аэродинамического качества. На высо¬
те 10... 11 км над поверхностью Марса система торможения MIAS отделяется от ПМ
после бвода парашютной системы (ПС) в поток. Затем в течение некоторого времени
осуществляется вывешивание ПМ под ПС.
Отделение MIAS от ПМ выполняется путем резки с помощью удлиненного куму¬
лятивного заряда корпуса адаптера ПМ в зоне крепления к нему MIAS (Ефанов В.В.,
2000). Одновременно производится резка силовых тросов, соединяющих НТУ с ПМ.
Параметры, влияющие на расхождение MIAS и ПМ:
- пространственный угол атаки. На момент ввода ПС равен 27,5 град;
- баллистические параметры. На момент отделения MIAS от ПМ приведены в та¬
блице 7.9.
Таблица 7.9. Баллистические параметры ПМ и MIAS
параметр
варианты СА и КА
70 т
4 т
6 т
масса MIAS (без RCS), кг
8800
650
915
коэффициент С,, (при М=2)
1,36
1,36
1,36
площадь миделя НТУ, м2
415
28
41
баллистический коэффициент MIAS, кг/м2
15,6
17
16.4
масса ПМ, кг
51200
3350
5085
баллистический коэффициент ПМ, кг/м2
13,2
8,5
8,2
Геометрические параметры парашютной системы подбираются таким образом,
чтобы были обеспечены величины баллистического параметра ПМ, указанные в та¬
блице 7.9.
При движении в атмосфере изменение расстояния между MIAS и ПМ будет за¬
висеть от соотношения их баллистических параметров. Так как MIAS отделяется
вперед по траектории полета относительно ПМ и имеет больший баллистический
коэффициент по сравнению с ПМ, в состав которой входит раскрытая ПС с коэффи¬
циентом динамического сопротивления С/;=1,36, расстояние между MIAS и ПМ будет
постоянно увеличиваться. Таким образом, соударение MIAS с ПМ исключено.
359

ЕНрасчетное обоснование
АЭРОТЕРМОДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
СИСТЕМЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
ТОРМОЖЕНИЯ Ml AS
Аэродинамические характеристики (АДХ) СА с системой MIAS являются
исходными данными для расчета траекторных параметров спуска ПМ в атмосфере
Марса с использованием уравнений движения аппаратов в центральном гравитаци¬
онном поле планеты (Нариманов Г. С. и др., 1972).
Значения АДХ движущихся в газах аппаратов зависят от их формы, скорости дви¬
жения и ориентации оси аппарата относительно направления набегающего потока,
т.е. от угла атаки.
Форма СА с M1AS (рисунок 7.3) представляет собой затупленный по сфере конус
с углом при вершине 120°. Радиус затупления составляет 0,25D, а кромки его основа¬
ния - 0,02Д где D - диаметр основания конуса.
Диапазон скорости полета СА с M1AS распространяется от гиперзвуковых значе¬
ний числа Маха М>5 до сверхзвуковой скорости в районе М^Д когда вводится пара¬
шютная система и происходит сброс системы Ml AS, для расчета траектории падения
которой должны быть определены её АДХ при дозвуковых скоростях движения.
На этапе предварительного проектирования база данных аэродинамических ко¬
эффициентов определена только для режима обтекания СА сплошным потоком газа
атмосферы Марса. Влиянием тормозящей аэродинамической силы, действующей
на СА при обтекании свободномолекулярным потоком и на переходном режиме тече¬
ния, в силу её малости пренебреженно.
Коэффициенты аэродинамических сил и моментов получены отнесением соответ¬
ствующих сил и моментов к скоростному напору и площади основания конуса.
Рисунок 7.19. Зависимость коэффициента демпфирующего момента от числа Маха и угла
атаки
360

В таблице 7.10 приведены зависимости коэффициентов осевой СЛ и нормальной С,
составляющих аэродинамической силы от угла атаки а, а также коэффициентов силы
сопротивления CV(„ подъемной силы С,„ и момента т- относительно поперечной оси,
проходящей через носик аппарата (момент тангажа), при гиперзвуковых скоростях
движения (М>5), полученные с помощью расчетных методов (Белоцерковский О.М.
и др., 1967; 1974; Голо.мазов М.М. и др., 2011) и соответствующих пакетов вычисли¬
тельных программ (Голомазов М.М., Финченко B.C. и др., 2011; Golomazov М.М. et al.,
2012).
Пересчет коэффициента момента тангажа т: для произвольного положения цен¬
тра масс проводится по формуле
w-,iM=m- -C/xllM+Cv-v„M,
где л'11М и уцм - расстояния центра масс от носика аппарата вдоль продольной и попе¬
речной осей аппарата, выражаемые в долях диаметра D основания конуса.
Таблица 7.10. Аэродинамические коэффициенты ПМ с системой MIAS в зависимости от угла
атаки при М>5
а, град.
с
с
сха
Си,
K=CJCm
т:
0
1,55
0,000
1,55
0,000
0,00
0,000
5
1,54
0,043
1,54
-0,091
-0,06
-0,033
Ю
1,51
0,085
1,50
-0,178
-0,12
-0,064
15
1,46
0,125
1,44
-0,258
-0,18
-0,094
20
1,40
0,160
1,37
-0,327
-0,24
-0,120
25
1,32
0,191
1,27
-0,383
-0,30
-0,143
30
1,22
0,216
1,17
-0,425
-0,36
-0,162
35
1,12
0,234
1,05
-0,451
-0,43
-0,176
40
1,01
0,246
0,93
-0,462
-0,50
-0,184
45
0,90
0,249
0,81
-0,459
-0,57
-0,187
50
0,79
0,246
0,69
-0,444
-0,64
-0,184
55
0,68
0,234
0,58
-0,420
-0,72
-0,176
60
0.57
0,216
0,47
-0,389
-0,82
-0,162
В таблице 7.10 приведена также зависимость аэродинамического качества К
от угла атаки, позволяющая установить необходимый для заданной величины К соот¬
ветствующий балансировочный угол, обусловливаемый выбираемыми координатами
д-|(М и уцм положения центра масс СА с системой MIAS.
На рисунке 7.19 приведены графические зависимости коэффициента демпфиру¬
ющего момента тУ от числа Маха для двух значений угла атаки а~0° и а>15°. Из
графиков видно, что антидемпфирование (тУ >0), проявляется в узком диапазоне ско¬
ростей полета (0,5<М<1,7) при углах атаки близких к нулю. Для углов атаки а>15°
наблюдаются отрицательные значения величины тУ для всех значений числа Маха,
что свидетельствует о динамической устойчивости аппарата при полете под баланси¬
ровочным углом атаки а=27,5°.
Значение коэффициента демпфирующего момента сохраняет постоянную вели¬
чину, равную - 0,2 для М>5, и справедливо для изменения положения центра масс
аппарата в диапазоне 0,15<хцм<0,40.
361

В таблице 7.11 приведены зависимости коэффициента сопротивления Сха и подъ¬
емной силы С,,, от числа Маха при спуске СА с системой MIAS при поддержании
постоянного балансировочного угла атаки аб=27,5°, обусловливающего движение
по траектории с аэродинамическим качеством Л=0,35. В этой же таблице приведена
зависимость коэффициента сопротивления Сш системы MIAS в форме конуса при
нулевом угле атаки.
Таблица 7.11. Зависимости коэффициентов Сха и С>ч, от числа Маха при балансировочном угле
атаки ас
число
Маха
аэродинамические коэффициенты
Сд„ при аб=27,5°
С,,, при аб=27,5°
Сш при а=0°
0,5
-
-
1,01
1,0
-
-
1,26
1,5
-
-
1,45
2,0
1,36
-0,560
1,51
2,5
1,32
-0,510
1,54
3,0
1,28
-0,480
1,55
3,5
1,26
-0,450
1,55
4,0
1,24
-0,430
1,55
4,5
1,23
-0,414
1,55
5,0
1,22
-0,404
1,55
Точность определения аэродинамической базы данных при числах М<5 составляет
±8%. Эти данные получены путем итерации результатов продувок в аэродинамических
трубах и на баллистических установках моделей конических и сегментально-кониче¬
ских форм {Бойко А.С. и др., 1978; БединА.П. и др., 1980; Стекеиаус К.А. и др., 1982).
1 - расчетная точка I; 2 - расчетная точка 2; 3 - расчетная точка 3 (начало скругления кромки
НТУ); 4 - линия растекания потока; 5 - граница аэродинамической тени (донного следа);
6 - линия крепления НТУ к ЖНЧ.
Рисунок 7.20. Картина ориентации СА с MIAS относительно набегающего потока газа
атмосферы вдоль вектора скорости V
362

На рисунке 7.20 приведена схема ориентации СА с MIAS относительно вектора
скорости набегающего потока V; указано расположение точек 1, 2 и 3 на внешней по¬
верхности ЖНЧ и НТУ системы MIAS, в которых ниже будут рассчитаны тепловые
нагрузки, а также нанесены также границы раздела внешнего и донного течений, со¬
ответствующие полету аппарата с гиперзвуковой скоростью под углом атаки а,-,=27,5°.
Аэродинамические нагрузки на систему MIAS в составе с ПМ определяются ин¬
тегрированием распределения давления на лобовой поверхности СА с MIAS.
Распределение давления, отнесенного к величине скоростного напора, по лобовой
поверхности НТУ MIAS вдоль образующих конуса, лежащих в плоскости вектора
скорости V, приведено в таблице 7.12.
Эпюра давления на поверхности конуса для углов атаки, отличных от нуле¬
вого, несимметрична: на наветренной стороне давление значительно выше, чем
на подветренной.
Относительная ордината на эпюре давления r/R0, где R0=D/2, отсчитывается
от нижней угловой кромки НТУ, где имеет значение минус 1, в носике ЖПЧ - 0 и на
противоположной подветренной кромке НТУ r/R0=\. Из таблицы 7.12 видно, что дав¬
ление на подветренной образующей конуса поверхности в два-три раза ниже давления
в противоположно расположенных точках на наветренной образующей конуса НТУ.
Таблица 7.12. Распределение давления по поверхности НТУ системы Ml AS под различными
углами атаки а
r/Ro
а=25°
а=30°
а=27,5°
-1,00
0,330
0,460
0,395
-0,98
0,760
1,000
0,883
-0,95
1,550
1,600
1,575
-0,90
1,791
1,810
1,804
-0,88
1,815
1,836
1,825
-0,85
1,823
1,838
1,829
-0,40
1,831
1,840
1,835
-0,16
1,832
1,840
1,836
-0,13
1,843
1,824
1,831
-0,11
1,823
1,752
1,785
0 (центр ЖНЧ)
1,511
1,385
1,445
0,05
1,294
1,124
1,205
0,10
1,082
0,860
0,970
0,15
0,910
0,663
0,785
0,18
0,831
0,621
0,725
0,22
0,803
0,601
0,712
0,30
0,755
0,555
0,655
0,60
0,705
0,522
0,612
0,80
0,655
0,511
0,578
0,90
0,605
0,463
0,532
0,95
0,462
0,353
0,405
1,00
0,051
0,052
0,053
363

Параметры конструкции гибкой тепловой защиты НТУ системы MIAS обу¬
словливаются уровнем тепловой нагрузки (удельного теплового потока и количества
тепла, воспринимаемого поверхностью НТУ) и допустимыми значениями температу¬
ры материалов, входящих в структуру ГТЗ, и конструкцию ЖМЧ и НТУ.
При спуске СА с системой MIAS в атмосфере Марса на его поверхность со стороны
набегающего потока газа действуют конвективные и радиационные тепловые потоки.
Радиационные тепловые потоки обусловлены излучением высокотемпературного
(2000...6000 К) газа в сжатом слое, образующемся перед лобовой поверхностью ап¬
парата. Величина этих потоков рассчитываются с использованием точной методики
(Иванков А.А., 2005; 2010), основанной на строгой математической модели для ре¬
шения многомерных задач радиационной газовой динамики. В рамках этой модели
радиационный теплообмен учитывается с использованием метода сферических гар¬
моник (Иванков А.А., 1982; Борисов В.М., Иванков А.А., 1992).
Конвективные тепловые потоки рассчитываются с помощью конечных соотно¬
шений для ламинарного и турбулентного пограничных слоев (Руководство для кон¬
структоров, 1982; 2010):
qL=K,(R,Q) -р°;5- R-°'5- Vo3'05
qT=KT(R,Q)V°J-R-°'2-V3-3
i-*'
, к,
i-£
. к,
Здесь Ни - энтальпия газа при температуре поверхности аппарата Г,, в рассматри¬
ваемой точке; коэффициенты KL для ламинарного и КГ для турбулентного режимов
обтекания - заданные функции аргументов; R - характерный линейный размер обте¬
каемого элемента конструкции; 0 - угол наклона линии тока к поверхности в рассма¬
триваемой точке лобовой поверхности СА.
Приведенные соотношения для тепловых потоков используют предположения
о полной каталитичности обтекаемой поверхности и о том, что газ находится в со¬
стоянии локального термодинамического равновесия с учетом равновесной диссоци¬
ации, ионизации и равновесных химических реакций в высокотемпературном газе.
Кроме того, в областях перехода течения на поверхности НТУ от ламинарного ре¬
жима к турбулентному расчет тепловых потоков проводится по обоим приведенным
выше соотношениям. Затем из двух полученных значений удельных тепловых пото¬
ков выбирается наибольшее.
Аэротермодинамические параметры, сопровождающие движение СА с НТУ си¬
стемы MIAS в атмосфере, определялись с использованием вычислительной про¬
граммы (Иванков А.А., 1994), дополненной в последующем уравнениями движения
СА в гравитационном поле планеты, уравнениями для расчета уноса массы в много¬
слойной гибкой тепловой защите и аэродинамического сопротивления (Иванков А.А.,
Финченко B.C., 2013; Финченко B.C. и др., 2018).
Использование указанных программно-вычислительных комплексов позволяет
рассчитать изменение вдоль траектории спуска СА с НТУ:
- траекторных параметров: высоты И, скорости V и скоростного напора с/*;
- газодинамических параметров торможения за ударной волной: удельной энталь¬
пии Н0, давления Р0 и температуры Т0. Эти параметры влияют на теплообмен сжа¬
того газа с поверхностью аппарата;
364

- толщины уносимого материала тепловой защиты;
- температуры структурных элементов тепловой защиты;
- динамики прогрева оболочки НТУ и конструкции MIAS.
Точность получаемых результатов расчета тепловых потоков при скоростях входа
К<8 км/с вполне пригодна при проектировании СА. Это связано с тем, что погреш¬
ность используемых аппроксимаций менее 5% по сравнению с точными методами,
основанными на решении уравнений газовой динамики и пограничного слоя.
Расчеты проведены для 4-х вариантов спускаемых аппаратов с системами аэроди¬
намического торможения MIAS массами 70, 60, 6 и 4 тонны. В расчетах использова¬
лась номинальная модель атмосферы Марса Mars GRAM, которая была представлена
Заказчиком.
Ниже в качестве примера иллюстрации полученных результатов расчета приво¬
дятся графики изменения перечисленных выше искомых параметров вдоль траекто¬
рии только КА с MIAS массой 70 тонн во время рикошетирования в атмосфере Марса
и последующего спуска 60-тонного ПМ с MIAS с орбиты ИСМ до ввода парашютной
системы торможения.
Соответствующие графики для СА с MIAS 6 и 4 тонн имеют аналогичный вид
и отличаются только величинами искомых параметров вследствие разной массы ап¬
паратов и условий входа в атмосферу.
На рисунке 7.21 для заданных Заказчиком условий входа в атмосферу Марса
на высоте #=130 (скорость V=1 км/с, 0= -11,2°) приведено изменение траекторных
параметров (высоты Н, скорости V и скоростного напора q*) при предварительном аэ¬
родинамическом торможении погружением в атмосферу КА с системой Ml AS общей
массой 70 тонн.
q, кПа V, м/с Н, км
5 -а 8000
4.5 4
4 -[	7000	-
3.5 4
3 4 6000 -
2.5 4
2 J 5000 -4
1.5 4
1 4 4000 -4
0,5 4
о J 3000
время, с
Рисунок 7.21. Параметры траектории КА с Ml AS общей массой 70 тонн
365

T0l К Р0, кПа Но, МДж/кг
6000 —,	12
5000-
4000-
3000-
2000-
10ОО —I
10
2-
время, с
Рисунок 7.22. Газодинамические параметры заторможенного потока при
рикошетировании КА с MIAS общей массой 70 тонн
q, кВт/м2
время, с
Рисунок 7.23. Удельный тепловой поток к поверхности НТУ MIAS КА 70 тонн
366

О 100	200	300	400	500	600
время, с
а
т, °с
время, с
б
1 - поверхность ГТЗ; 2 - стык с матом ЭВТИ;
3 - несущая конструкция (ткань покрышки тора НТУ)
Рисунок 7.24. Прогрев ГТЗ НТУ в точке 1 (а) и 2 (б) КА с M1AS общей массой 70 тонн
367

в
время, с
а
б, мм ■
время, с
б
Рисунок 7.25. Прогрев ГТЗ в точке 3 (а) и изменение толщины уноса массы ГТЗ (б)
в точках 1, 2 и 3 НТУ при рикошетировании КА массой 70 тонн в атмосфере Марса
368

Из графиков видно, что КА, обладая аэродинамическим качеством К, равным ми¬
нус 0,35, погружаясь в атмосферу, через 150 с достигает высоты 39 км, погашает
скорость до 3,9 км/с и после перекладки АДК до значения А=0,35 выходит на орбиту
ИСМ, имея скорость около 3,5 км/с. Скоростной напор в момент перекладки качества
составлял q*=4,4 кПа.
На рисунке 7.22 представлены параметры газа, заторможенного перед лобовой
поверхностью НТУ КА: полная энтальпия газового потока - Д,=24,8 МДж/кг, макси¬
мальная температура газа Го=5900 К.
На рисунке 7.23 показано изменение плотности теплового потока q в трех расчет¬
ных точках вдоль линии растекания потока на лобовой поверхности НТУ с MIAS,
отмеченных на рисунке 7.20. При этом точка 1 при балансировочном угле атаки
0,4=27,5° приходится на край жесткой носовой части MIAS рядом за стыком её с НТУ.
Рассчитанные значения удельных тепловых потоков q(т), приходящих на лобовую
поверхность КА с системой M1AS общей массой 70 тонн, и аналогичные кривые из¬
менения тепловых потоков вдоль траектории спуска в атмосфере Марса СА с систе¬
мой MIAS после схода с орбиты (СА массой 60 тонн) или по траектории подхода
к границе атмосферы (СА массой 6 и 4 тонны) определяют граничные условия для
расчета температурных полей в сечении конструкции, а также при расчете толщины
уносимого материала тепловой защиты с поверхности НТУ, приведенных на рисун¬
ках 7.24 и 7.25 для КА массой 70 тонн.
На рисунках 7.24а, б и 7.25а представлены изменения по времени температуры
на внешней поверхности тепловой защиты (кривая 1), на стыке кремнеземной тка¬
ни с пропиткой абляционным материалом СТИРОСИЛ-А ЭВТИ (кривая 2), а также
несущей конструкции из ткани покрышки тора НТУ (кривая 3) для точек 1, 2 и 3
лобовой поверхности КА массой 70 тонн при рикошетировании в атмосфере. Гори¬
зонтальный участок у кривых изменения температуры на внешней поверхности ГТЗ
MIAS свидетельствует об уносе абляционного материала при постоянной температу¬
ре разрушения вещества СТИРОСИЛ-А Т-950 К.
На рисунке 7.256 для этого же варианта демонстрируется линейный унос по вре¬
мени материала тепловой защиты в точках 1, 2 и 3. Отметим, что расчет прогрева
и уноса теплозащиты для варианта КА начальной массы 70 тонн проведен с учетом
уноса и при спуске с орбиты ИСМ СА массой 60 тонн.
Таблица 7.13. Основные параметры аэротермодинамики СА с системой MIAS
масса,
тонн
с/\ кПа
д,
МДж/кг
т0,
К
и
о
КГ
А, мм
точка 1
точка 2
точка 3
точка 1
точка 2
точка 3
70
4,60
24,8
5900
60
1,20
6,0
2700
100
100
100
2,4
1,2
0,9
6
3,75
14,0
3500
75
70
68
5,1
3,3
2,7
4
3,20
14,0
3300
80
70
65
5,9
3,2
2.5
Таблица 7.14. Максимальные значения тепловой нагрузки на СА с системой MIAS
масса СА, т
расчетная точка
Тмах, С
<7ШХ, кВт/м2
Q, МДж/м2
1
105
418
55,8
70
2
112
449
52,6
3
102
398
47,0
1
500
672
23,1
60
2
500
554
17,9
3
500
527
17,0
369

масса СА, т
расчетная точка
Тмах, С
<7„11Х, кВт/м2
Q, МДж/м2
1
170
195
37,3
6
2
200
134
26,1
3
200
119
22,9
1
174
202
42,8
4
2
198
122
27,7
3
198
109
24,0
Основные траекторные и аэротермодинамические параметры приведены в табли¬
цах 7.13 и 7.14.
Спуск СА с НТУ с ненулевым балансировочным углом атаки сопровождается
несимметричным обтеканием потоком газа лобовой поверхности НТУ. В соответ¬
ствии этим будет реализовываться неравномерное распределение тепловых потоков
на окружностях сечений конуса НТУ, параллельных плоскости, проходящей через его
основание.
Результаты расчета распределения удельных тепловых потоков вдоль концентри¬
ческих окружностей, проходящих через расчетные точки 1, 2 и 3 на линии растекания
потока, приведены на рисунке 7.26.
Одной из важных проблем, решаемых при реализации посадки на поверхность
Марса пилотируемого (или исследовательского) посадочного модуля с использова¬
нием системы MIAS, является создание тепловой защиты её надувной части, которая
должна обеспечивать укладку НТУ в компактный объем в транспортном положении
и не препятствовать развертыванию перед входом в атмосферу в рабочее состояние.
Такая тепловая защита изготавливается из гибких материалов и содержит в своем
составе выдерживающие высокую температуру ткани, пропитываемые дополнитель¬
но веществом, аблирующим при более низкой температуре, чем температура разру¬
шения самой ткани (Финченко B.C., Пичхадзе К.М. и др., 2008).
а, кВт/м2
f, градус
1 - кривая, проходящая через точку 1 на линии растекания потока;
2 - через точку 2; 3 - через точку 3.
Рисунок 7.26. Окружное распределение тепловых потоков на поверхности ЛАЭ
370

Перечень материалов, используемых для изготовления гибкой тепловой защиты
НТУ системы MIAS, и их температурные характеристики приведены в таблице 7.15.
Таблица 7.15. Материалы гибкой тепловой защиты НТУ системы MIAS
материал
температура, С°
допустимая
разрушения
абляции
оболочка тора НТУ
150
-
-
ЭВТИ-И
550
-
-
облицовочная ткань мата ЭВТИ
-
600
-
ткань кремнеземная
-
1200
-
абляционное вещество
-
-
=700
На рисунке 7.27 описаны параметры гибкой тепловой защиты поверхности НТУ
вдоль линии растекания на наветренной и подветренной сторонах НТУ:
Теплозащита состоит из теплозащитного пакета и теплоизолирующего мата, за¬
ключенного в чехол из облицовочной ткани. Теплозащитный пакет тепловой защиты
НТУ системы MIAS КА массой 70 тонн содержит пять слоев кремнеземной ткани,
Г/УуУУ]
ZEE
vv'vvvV 4v\'y ^
.хдЭУЭУХ,
E/CETX>y'vT
	ШххГ ■ ■
■ к эт от
кхх:
ОСТ "1
lAXXW
точка I	точка 2	точка 3
СТИРОСИЛ-А:	1,5	кг/м2	1,5	кг/м2	1,5 кг/м2
ткань кремнеземная
СТИРОСИЛ-А:	1,5	кг/м2	1,5	кг/м2	1,5 кг/м2
ткань кремнеземная
СТИРОСИЛ-А:	1,5	кг/м2	1,5	кг/м2	1,5 кг/м2
ткань кремнеземная
СТИРОСИЛ-А:	1,5	кг/м2	1,5	кг/м2	1,5 кг/м2
ткань кремнеземная
ткань кремнеземная + СТИРОСИЛ-А 0,2 кг/м2
облицовочная ткань мата ЭВТИ-И
ЭВТИ-И 30 слоёв
облицовочная ткань мата ЭВТИ-И
ткань покрышки оболочки тора НТУ
'к
тш
[хЖУ!
Т'-Х.Х "
кххЯхР
Ха XXXXXXX X>
. . _____
ЕххХХ;!
КХХчХ
■ V X х хУ > Ух )< х X .X X
$тт
EXXXvl ..
К/ХХХг
•хо:хУу<<х;<У>Ул
ххлоуухХХ*
>/хх;<'>;ХХХххУ
/хХх'тХхХФ'х
лХХХХХХХХхХ
<Wv.VW>
UxXvCi
' 1Э-ХЖГ ■
КххЧхд
lV'XXv>A
ЖЕ
точка 1	точка 2	точка 3
СТИРОСИЛ-А:	1,5	кг/м2	1,5	кг/м2	1,2	кг/м2
ткань кремнеземная
СТИРОСИЛ-А:	1,2	кг/м2	1,0	кг/м2	0,8 кг/м2
ткань кремнеземная
СТИРОСИЛ-А:	0,7	кг/м2	0,5	кг/м2	0,4	кг/м2
ткань кремнеземная
СТИРОСИЛ-А:	0,4	кг/м2	0,4	кг/м2	0,4	кг/м2
ткань кремнеземная
ткань кремнеземная + СТИРОСИЛ-А 0,2 кг/м2
облицовочная ткань мата ЭВТИ-И
ЭВТИ-И 30 слоёв
облицовочная ткань мата ЭВТИ-И
ткань покрышки оболочки тора НТУ
а - наветренная сторона НТУ; б - подветренная сторона НТУ
Рисунок 7.27. Структура тепловой защиты НТУ системы MIAS КА массой 70 тонн
371

каждый из которых не только пропитан абляционным веществом стирольный силикон
СТИРОСИЛ-А, но и покрыт слоем некоторой его толщины, определяемой расходом
его массы на единицу площади. Расход этого вещества на наветренной поверхности
НТУ составляет 4,3...5,3 кг/м2, на подветренной несколько меньше - 3,0...3,8 кг/м2.
Теплоизолирующий мат содержит 30 слоев ЭВТИ на всей лобовой
поверхности НТУ.
После полной абляции вещества на слое кремнеземной ткани она разрушается
под воздействием аэродинамического потока.
Весовая сводка тепловой защиты лобовой поверхности НТУ и параметры тепло¬
вой нагрузки приведены в таблице 7.16.
Таблица 7.16. Тепловая нагрузка на поверхность НТУ MIAS и масса ГТЗ КА 70 тонн
наименование параметра
единица
измерения
значение
параметра
тепловой поток на линии
растекания
в точке 1
кВт/м2
418
в точке 2
449
в точке 3
398
интегральный тепловой поток
на линии растекания
в точке 1
МДж/м2
55,8
в точке 2
52,6
в точке 3
47,0
тепловой поток на подветрен¬
ной стороне
в точке 1
кВт/м2
290
в точке 2
250
в точке 3
225
интегральный тепловой поток
на подветренной стороне
в точке 1
МДж/м2
33,5
29,2
26,4
в точке 2
в точке 3
линейный унос массы тепловой
защиты на линии растекания
в точке 1
мм
5,1
в точке 2
4,75
в точке 3
4,1
масса теплозащитного пакета
на лобовой поверхности
кг
3060
на донной поверхности
200
масса теплоизолирующего
пакета
на лобовой поверхности
кг
600
на донной поверхности
500
Суммарная масса гибкой теплозащиты лобовой поверхности НТУ системы MIAS
КА массой 70 тонн, несущего пилотируемого посадочный модуль на поверхность
Марса массой 60 тонн, составляет 4360 кг. Теплозащитное покрытие жесткой части
лобового экрана диаметром 8 м оценивается величиной 560 кг. Тогда доля всей мас¬
сы теплозащиты аэродинамического экрана НТУ составит 1... 10% от общей массы
пилотируемого ПА.
Результаты первичного проектирования КА и СА с системой MIAS для доставки
многотонных посадочных модулей, в том числе и пилотируемой экспедиции, на по¬
верхность Марса носят предварительный оценочный характер.
При создании реального образца такого типа АМС потребуется использовать более
развитые методы расчетно-теоретических исследований и выполнения большого объ¬
ема экспериментальных исследований по отработке всех систем таких КА и освоения
технологии изготовления лобовых аэродинамических экранов больших размеров.
372

РАСЧЕТНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ
ПАРАМЕТРОВ НАДУВНЫХ
ТОРМОЗНЫХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ ВХОДА
В АТМОСФЕРУ ПЛАНЕТЫ СПУСКАЕМОГО
АППАРАТА ПРОЕКТА «ВЕНЕРА»
И ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ КАПСУЛ EXPERT
ЕИПЛАНЕТА ВЕНЕРА - КОСМИЧЕСКИЙ
ОБЪЕКТ ИССЛЕДОВАНИЯ. КОНСТРУКЦИЯ,
ГАБАРИТНО-МАССОВЫЕ ПАРАМЕТРЫ
И ЭФФЕКТ ПРИМЕНЕНИЯ НАДУВНОГО
ТОРМОЗНОГО УСТРОЙСТВА ДЛЯ СПУСКАЕМОГО
АППАРАТА ПРОЕКТОВ «ВЕНЕРА»
Венера, вторая по удалённости от Солнца планета Солнечной системы, принад¬
лежит к семейству планет земной группы - Меркурию, Земле и Марсу. В качестве
одного из наиболее ярких объектов в небе, Венера была важным элементом в че¬
ловеческой культуре и стала первой планетой, для которой в начале II тыс. до н.э.,
было зафиксировано движение по небу. Как ближайшая к Земле планета Венера стала
и главной целью для ранних межпланетных исследований. Это была первая планета,
окрестность которой посетил космический аппарат «Маринер-2» (США) в 1962 году
и на поверхность которой в 1970 году была впервые совершена мягкая посадка
созданного руками человека аппарата (Воронцов В. А. Мы были первыми, 2011; Ми¬
ров М.Я., Хантрес У. Т., 2013; Финченко B.C. и др., 2018). Этот аппарат, передававший
в течение 53 мин во время спуска на парашюте и 20 мин - с поверхности инфор¬
мацию о замерах температуры и давления, доставила автоматическая межпланетная
станция (АМС) «Венера-7» (СССР).
Венерианский год составляет 224,7 земных суток. Венера имеет самый длинный
период вращения вокруг своей оси (243 земных суток) среди всех планет Солнечной
системы и вращается в направлении, противоположном направлению вращения боль¬
шинства планет. Венера не имеет естественных спутников и является третьим после
Солнца и Луны по яркости объектом на небе.
Венера имеет плотную атмосферу, состоящую более чем на 96% из углекислого
газа. Атмосферное давление на поверхности планеты в 92 раза больше земного. Ве¬
нера самая горячая планета в Солнечной системе: средняя температура поверхности
735 К (462°С) {Миров М.Я., 1971; 1986; Marov М. Yu., 1979).
Среднее расстояние Венеры от Солнца составляет 108 млн км. Расстояние от Зем¬
ли до Венеры меняется в пределах от 38 до 261 млн км. Её орбита очень близка к кру¬
говой, средняя орбитальная скорость — 35 км/с.
По размерам Венера довольно близка к Земле: радиус планеты равен 6051,8 км
(95% земного), масса - 4,87-1024 кг (81,5 % земной), ускорение свободного падения -
8,87 м/с (90,4% земного) (Кузьмин А.Д., Миров М.Я., 1974).
373

8-1
Венера покрыта непрозрачным слоем облаков в атмосфере, впервые обнаружен¬
ной 6 июня I761 года М.В. Ломоносовым через закопченное стекло телескопа при
наблюдении за прохождением планеты по диску Солнца. Облака, состоящие из сер¬
ной кислоты с высокой отражающей способностью, закрывают поверхность планеты
от прямой видимости.
Несмотря на такие сложные условия в атмосфере и на поверхности Венеры, ми¬
ровое научное сообщество все-таки изыскивает различные технические возможности
и строит планы для будущих исследований этой планеты.
Например, при создании АМС «Вега-I» и «Вега-2», предназначенных для про¬
должения исследования Венеры и, попутно, кометы Галлея, было принято решение
провести более продолжительное комплексное исследование на Венере с помощью
дрейфующего зонда в верхних слоях атмосферы и посадочного аппарата (ПА) на по¬
верхности планеты (Воронцов В.А., и др., 1988).
Общий вид АМС «Вега» приведен на рисунке 8.I с выведенными из спускаемого
аппарата (СА) сферической формы аэростатным зондом (АЗ) и посадочного аппарата.
Рисунок 8.1. Общий вид АМС «Вега» с аэростатным зондом (показан слева) и посадочным
аппаратом (показан справа)
Общая масса каждой АМС «Вега» в полностью снаряжённом состоянии состав¬
ляла 4920 кг. АМС состояли из двух частей - пролётного аппарата массой 3I70 кг
и спускаемого аппарата в форме сферы диаметром 2,4 м и массой I750 кг. При спу¬
ске в атмосфере на высоте 60-55 км СА оставлял аэростатный зонд, масса которого
вместе с системой наполнения гелием не превышала 110 кг, и доставлял ПА массой
680 кг на раскаленную поверхность Венеры (Дерюгин В.А. и др., 1987).
Аэростатный зонд состоял из аэростатной оболочки диаметром 3,4 м, наполнен¬
ной гелием и подвешенной на капроновом фале длиной 12 м к гондоле массой 6,7 кг.
На несущей конструкции гондолы были установлены: аппаратура для измерения ме¬
теорологических параметров (датчики температуры, давления, скорости ветра, плот¬
ности облачности, световых вспышек), радиосистема и блок питания.
374

8-1
Данные с ПА ретранслировались на Землю через пролётные аппараты, а с АЗ -
непосредственно на 60-70-метровые антенны, расположенные на территории ряда
государств, в том числе СССР и США.
В результате реализации этого проекта был получен большой объем научной ин¬
формации. При снижении ПА измерялись характеристики облачного слоя и химиче¬
ского состава атмосферы, измерялась концентрация аэрозоля серной кислоты в об¬
лаках; было обнаружено присутствие серы, хлора и фосфора. Плотность облаков,
по земным меркам, оказалась невысокой, концентрация была максимальна в двух
слоях, имеющих ширину 3-5 км и расположенных на высотах 50 и 58 км.
ПА одной из АМС совершил мягкую посадку на ночную сторону Венеры в районе
равнины Русалки, но в ходе спуска его в атмосфере не штатно (досрочно) включилась
аппаратура, предназначенная для исследований на поверхности. Поэтому информа¬
ция от этого ПА с поверхности получена не была. Второй же ПА успешно выполнил
программу исследований на поверхности: передача сигнала продолжалась 56 минут.
После посадки были осуществлены заборы грунта и проведены измерения рентгено¬
флюоресцентных спектров венерианской породы, которая оказалась близка к оливи-
новому габбро-нориту.
Гамма-спектрометры обеих АМС, предназначенные для измерения содержания
урана, тория и калия в венерианских породах, начали работать во время спуска ПА
на высоте 25 км и функционировали вплоть до окончания их работы. В обеих точках,
где сели посадочные аппараты, обнаружены породы с относительно невысокими со¬
держаниями естественных радиоактивных элементов (Зеленый Л.М. и др., 2017).
Аэростатные зонды произвели снижение на парашютах и после наполнения
их оболочек гелием начали дрейф в атмосфере планеты на высоте 53-55 км, про¬
водя измерения метеорологических параметров. Продолжительность работы обо¬
их зондов составила более 46 часов. Давление на этих высотах составляло 0,5 атм,
а температура - 40°С.
Каждый зонд за 46 часов пролетел под действием ветра около 12 тыс. км со сред¬
ней скоростью 250 км/ч, измеряя вдоль трассы полёта температуру, давление, вер¬
тикальные порывы ветра, дальность видимости в облаках, среднюю освещенность
и наблюдая за наличием световых вспышек. Первый аэростатный зонд дрейфовал
в атмосфере Северного полушария Венеры, второй - Южного.
Данные зондов показали наличие очень активных процессов в облачном слое
Венеры, характеризующихся мощными восходящими и нисходящими потоками.
Когда аэростатный зонд АМС «Вега-2» пролетал над вершиной высотой 5 км, кото¬
рая расположена в районе Афродиты, он попал в воздушную яму и резко снизился
на 1,5 км. Оба зонда обнаружили на ночной стороне вариации освещенности и свето¬
вые вспышки, т.е. грозовые разряды. Аэростатный эксперимент позволил получить
новую, уникальную информацию об атмосфере планеты
Использование СА в форме сферы диаметром 2,4 м в составе АМС «Вега-1»
и «Вега-2», в котором размещался ещё и ПА, не позволяло поместить в него АЗ боль¬
шего размера.
Размещение в ПА не только АЗ больших размеров, но и других парящих в атмо¬
сфере Венеры аппаратов и устройств, например ветролета, планера, надувного ди¬
рижабля и др. (Воронцов В.А., 2009; 2011; Воронцов В.А. и др., 2010; 2012; 2016;
Хартов В.В. и др., 2010), можно обеспечить выбором отдельных капсул, входящих
в атмосферу. Форма одной из таких капсул, геометрические размеры внешних обво¬
дов её и размещение в ней аэростатного зонда приведены на рисунке 8.2.
375

8-1
Рисунок 8.2. Форма и размеры капсулы; размещенные в капсуле АЗ, система наполнения,
балластный груз и парашютный отсек
Лобовая часть корпуса капсулы выполнена в виде шарового сегмента с отношени¬
ем его радиуса к диаметру, равным R/D= 1,5. Коническая часть корпуса капсулы (по-
луугол раствора составляет 14°) ограничивает объём полезной нагрузки, включающей
оболочку аэростата, систему его наддува, служебную и научную аппаратуру и др.
Донную часть корпуса капсулы замыкает крышка сферический сегмент радиу¬
сом 0,7 м, соединяемый с конической частью цилиндрической проставкой диаметром
0,55 м и высотой около 14 см.
Аэродинамика спускаемых в атмосферах планет аппаратов такой формы к на¬
стоящему времени достаточно хорошо исследована в аэродинамических установках
{Бойко А С. и др., 1978) и поэтому при отработке потребует меньшего объёма экспе¬
риментальных исследований.
На рисунке 8.3 показан общий вид перспективной АМС для доставки на Венеру
указанными капсулами исследовательских зондов, плавающих в атмосфере, и поса¬
дочного аппарата (находится в сфере) на поверхность планеты.
Дрейфующими зондами могут служить четыре или более парящих или планирую¬
щих в атмосфере устройств, размещаемых в каждой из капсул {fie/питов В.Г., 2001;
Воронцов В.А. и др., 2010).
Зондом для исследований на поверхности планеты может стать модифицирован¬
ный посадочный аппарат, аналогичный ПА последней отечественной миссии к Вене¬
ре АМС «Вега».
На рисунке 8.4 приведена схема межпланетного перелета АМС «Венера», ввода
в её атмосферу указанных исследовательских зондов и выход на орбиту ИСМ блока,
выполняющего роль ретранслятора.
Каждая из спускаемых капсул с зондом с определенной задержкой отделяется
от АМС «Венера» при подлёте к атмосфере и совершает автономный полёт до ус¬
ловной границы атмосферы, определяемой высотой Н-130 км над нулевым уровнем
поверхности планеты. Таким образом, образуется сеть одновременно дрейфующих
и планирующих устройств в разных областях атмосферы.
376

8-1
Рисунок 8.3. Общий вид АМС «Венера» для доставки на планету аэростатных зондов
и посадочного аппарата на поверхность
При планировании экспедиции к Венере можно использовать описываемую в этой
книге технологию создания спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными
тормозными устройствами (СА с НТУ).
Это позволит, по нашему мнению, объединив приобретенный опыт успешного
решения задач миссий «Вега-I», «Вега-2» и преимущества технологии СА с НТУ
(см. главу 4), повысить качество и надежность реализации планируемых проектов
по контактному исследованию труднодоступной планеты Венеры.
нгпир'лорию
чялет.» г веиеле
Ксррвти*
ГЦмявт
КаррОч*» opS'jTtla;
Сброс аэрсоплгхьи
зсмдов » 2 сутан дс ooc&Stu
Bra) в атмосферу
Годонш*
шход из орбите
ИСв
Рисунок 8.4. Схема межпланетного перелета АМС «Венера» и ввода в её атмосферу
исследовател ьс к и х зон до в
377

8-1
Успешное выполнение задач дрейфовавшими в атмосфере Венеры зондами мис¬
сий «Вега-1» и «Вега-2» подтвердило действенность использованной совокупно¬
сти ряда требований к техническим характеристикам и условиям ввода в действие
и функционирования аэростатных зондов, которыми являлись:
- газопроницаемость оболочек, выполненных из материала толщиной 200 мкм.
по гелию не превышала 30 г/сутки. Это обеспечило возможность изотермическо¬
го дрейфа в атмосфере в течение 4 суток;
- масса заправляемого в оболочки АЗ объёмом 19,4 м3газа от 2,02 («Вега-1») до
2,05 кг («Вега-2») обеспечила значение номинального коэффициента свободного
подъема аэростата, равное 5,4%;
- номинальное избыточное давление подъемного газа на высоте дрейфа составляло
2,7 кПа. Оболочка при испытаниях выдерживала избыточное внутреннее давле¬
ние до 7 кПа;
- за начало автономного функционирования АЗ принимался момент разгерметиза¬
ции капсулы с оболочкой, наступавший на высоте Н~63 км, где скорость сниже¬
ния достигала значения Г-150 м/с;
- парашют для извлечения оболочки АЗ вводился на высоте Я-57 км при скорости
спуска V-32 м/с и в последующие 180 секунд спуска обеспечивал торможение АЗ
до условий, допустимых для наполнения его оболочки гелием (Г=7...9 м/с);
- наполнение гелием оболочки АЗ начиналось через 20 секунд после развертыва¬
ния оболочки на высоте //-55 км и продолжалось 230 секунд.
На рисунке 8.5 показана возможная схема стыковки НТУ с капсулой для доставки
аэростатного зонда в атмосферу Венеры. НТУ в форме 140-градусного конуса диа¬
метром 2,5 м присоединяется к контуру жесткого сегмента носовой части капсулы
и при достижении необходимой высоты и скорости спуска отсоединяется от капсулы
и сбрасывается.
Такая конструкция капсулы с НТУ обладает рядом преимуществ по сравнению
с капсулой без НТУ:
Рисунок 8.5. Вид капсулы для доставки аэростатного зонда в атмосферу Венеры, оснащённой
надувным тормозным устройством
378

8-1
- НТУ обеспечивает более высокую степень статической и динамической устойчи¬
вости при аэродинамическом торможении, благодаря более дальнему (за кормо¬
вой частью СА) расположению центра давления аэродинамической силы и более
переднему (ближе к носовой части СА) положению центра масс аппарата. Первое
обеспечивается развитой конической поверхностью образовавшегося лобового
(аэродинамического) экрана, а смещение центра тяжести к носку аппарата - тем,
что на конической поверхности и задней крышки уменьшается вес тепловой за¬
щиты (капсула находится в аэродинамической тени) и тем, что основная часть её
переносится на поверхность НТУ;
- НТУ обеспечивает более эффективное торможение, и скорость полёта, прием¬
лемая для разворачивания аэростата, достигается на больших высотах. Следова¬
тельно, исключается необходимость дополнительного торможения капсулы с по¬
мощью парашюта, и достаточно использовать только малоразмерный парашют
для вытягивания оболочки аэростата из корпуса капсулы.
Примем наиболее вероятные, по наметкам намечаемых проектов по дальнейшему
исследованию Венеры (Воронцов В. А. и др., 2010), следующие условия входа пока¬
занной на рисунке 8.2 капсулы в атмосферу на указанной высоте //=130 км:
- скорость входа Квх=11 км/с;
- угол входа 0= -15°;
- масса аппарата т= 170 кг.
После входа капсулы в атмосферу происходит её аэродинамическое торможение
и движение по баллистической траектории. Параметры аэротермодинамики, в том
числе и траекторные, определяются по разработанной в НПО им. С.А. Лавочкина
методике (Иванков А.А., 2005; 2010), реализованной в программно-вычислительном
комплексе (Иванков А.А., 2009). Наиболее полно и подробно методика расчета траек¬
тории спуска космических аппаратов в гравитационном поле планет с атмосферой,
механических и тепловых нагрузок на поверхность КА, уноса массы его тепловой
защиты и прогрева конструкции описана в книге (Финченко B.C., Котляров Е.Ю.,
Иванков А.А., 2018).
Основными исходными данными для решения задачи о аэротермодинамике дви¬
жущегося в атмосфере аппарата являются:
- форма, геометрические параметры и масса аппарата;
- скорость и угол входа в атмосферу на условно принятой высоте её границы;
- распределение параметров атмосферы по высоте;
- физические характеристики и теплофизические свойства материалов тепловой
защиты и несущей конструкции аппарата.
Форма капсулы обусловливает значения её аэродинамических коэффициентов:
сопротивления Сх<„ подъемной силы С,,, и поперечного момента т-. Баллистические
параметры входа в атмосферу приведены выше. Атмосфера Венеры принята в соот¬
ветствии с (Мороз В.И., 1967).
Коэффициент аэродинамического сопротивления капсулы без НТУ с указанной
выше формой лобовой части на участке спуска с гипер- и сверхзвуковыми скоростя¬
ми полёта в диапазоне углов атаки 0°<а<14°, в соответствии с (Бойко А. С. и др., 1978;
Бедин А.П. и др., 1980), для расчётов параметров движения в атмосфере принимается
равным Сга=1,55.
На рисунке 8.6 представлены результаты расчета изменения высоты Н, скорости V
и скоростного напора q при спуске капсулы без НТУ в атмосфере Венеры.
379

8-1
q, кПа V, км/с Н, км
300-
11 т
130-
250-
10
И
120-
8-1
110-
200
1 \
100-
150-1
м
5 -1
90-
1004
4-1
80-
:
3-j
70-
50-i
2 -|
1 4
60-
о4
0-
50-
О 40	80	120	160	200
время, с
Рисунок 8.6. Траекторные параметры капсулы при спуске до высоты 56 км
(время спуска 180 секунд)
Из анализа зависимостей на рисунке 8.6 следует, что капсула достаточно быстро
снижается и теряет скорость, пройдя уже на 18-й секунде зону воздействия макси¬
мального значения скоростного напора <7=260 кПа и, достигнув на 40-й секунде высо¬
ты 70 км, имеет скорость около 300 м/с.
При дальнейшем спуске скорость капсулы на высоте 64 км к 80-й секунде спу¬
ска достигает значения 165 м/с (в проекте «Вега» на 63 км и при 150 м/с - начало
автономного функционирования АЗ) и дальше, через 100 секунд, становится равной
78 м/с на высоте 56 км. Эта дозвуковая скорость полёта приемлема для раскрытия
тормозного парашюта и проведения операций по развёртыванию аэростатного зонда
(в проекте «Вега» на 57 км и при 32 м/с раскрытие парашюта, торможение в течение
180 с до скорости 7...9 м/с, извлечение оболочки АЗ в продолжение 20-ти секунд
и начало наполнения её газом в течение 230 с).
Из приведенного видно незначительное проваливание капсулы по высоте (56 про¬
тив 57 км) и достаточно высокая скорость движения (78 против 32 м/с) для ввода
парашюта торможения и оболочки АЗ в поток. Учитывая, что суммарное время
на дополнительное торможение до скорости 7...9 м/с и разворачивание АЗ в проекте
«Вега» составило около 430 с, можно ожидать провала АЗ ниже запланированных
высот 55-53 км его дрейфа.
Использование НТУ конической формы как средства более эффективного тор¬
можения и перечисленные выше аэродинамические преимущества по сравнению
с капсулой без НТУ способствует повышению надежности выполнения операций
по торможению и разворачиванию АЗ, расширению диапазона высот и времени
на эти операции.
Исследования по использованию НТУ для торможения спускаемых в атмосфере
Венеры аппаратов проводились ранее и у нас (Землянский Б.А. и др., 2001), и за рубе¬
жом (McRonald А., 1999).
380

8-1
q, кПа V, км/с Н, км
О	10	20	30	40
время, с
Рисунок 8.7. Изменение траекторных параметров при спуске капсулы с НТУ в атмосфере
Венеры до 40-й секунды (высота 78 км)
q, кПа V, км/с Н, км
40^
35
30ч
25ч
20ч
154
Юч
54
0^
время, с
Рисунок 8.8. Изменение траекторных параметров при спуске капсулы с НТУ в атмосфере
Венеры до 180-й секунды (высота 67 км)
На рисунках 8.7 и 8.8 в разных масштабах приведены графики изменения, начиная
с высоты #=130 км (условная граница атмосферы Венеры), траекторных параметров
(скоростного напора с/, высоты Я и скорости полёта V) в процессе спуска капсулы
с НТУ диаметром 2,5м, показанной на рисунке 8.5.
381

8-1
Из графиков на рисунке 8.7 видно, что скорость спуска капсулы с НТУ на высоте
78 км (40-я секунда полёта), т.е. на 11 км выше, чем капсулы без НТУ (67 км), дости¬
гает уровня 200 м/с, что соответствует дозвуковому режиму обтекания.
Это означает, что на этой отметке в 78 км можно начинать процесс разгермети¬
зации капсулы, извлечения оболочки АЗ и в нужный момент времени осуществлять
наполнение АЗ газом (в проекте «Вега» эти действия начинались на высоте 63 км при
скорости 150 м/с).
Таким образом, при использовании капсулы с НТУ имеется достаточный запас
высоты для проведения процессов разворачивания и наддува аэростата без погру¬
жения ниже нижней границы (53 км) области дрейфа АЗ, реализованной в проекте
«Вега-1» и «Вега-2».
Далее до 180-й секунды полёт капсулы с НТУ, как следует из графика на рисун¬
ке 8.8, спуск происходит со скоростью, начиная с высоты 70 км (120-я секунда спуска)
незначительно уменьшающейся с возрастанием плотности атмосферы по мере сни¬
жения СА с НТУ, и достигает на высоте 67 км величины С=17 м/с.
На этом участке траектории можно начинать операции по развёртыванию и подго¬
товке к функционированию АЗ в проектном диапазоне высот 55-53 км.
Установим также степень целесообразности использования капсулы с НТУ со сто¬
роны тепловой защиты капсулы и собственно НТУ от тепловых нагрузок при её спу¬
ске в атмосфере Венеры.
Очевидно, что удельные тепловые нагрузки на лобовую и боковую поверхности
капсулы при переднем расположении НТУ будут снижены. Определим, скажется ли
это на суммарной массе теплозащиты капсулы с НТУ по сравнению с тепловой защи¬
той капсулы без НТУ.
В качестве рационального для использования в проекте «Венера» может служить
НТУ диаметром 2,5 м (см. рисунок 8.5), для которого ниже приводятся результаты
расчётов аэротермодинамики капсулы суммарной массой 170 кг (масса НТУ вполне
может быть сопоставима с массой парашютной системы).
В таблице 8.1 приведены рассчитанные с помощью метода (Иванков А.А., 2005:
2010) и вычислительного комплекса (Иванков А.А., 2009) параметры торможения га¬
зового потока: температуры Та, давления Р„ и полной энтальпия набегающего потока
Н0при спуске капсулы без НТУ и с НТУ, величины, времена и высоты достижения их
максимальных значений (Иванков А.А. и др., 2009).
Сравнение данных таблицы 8.1 показывает, насколько ниже оказываются энерге¬
тические Н0, температурные Т0 и, особенно, силовые Р0 нагрузки на лобовую поверх¬
ность капсулы с НТУ.
Таблица 8.1. Параметры торможения газового потока перед лобовой поверхностью капсулы
с НТУ и без него
параметр
капсула с НТУ
капсула без НТУ
величина
высота, км
"Стах. С
величина
высота, км
Тщх. С
Но mux, МДж/кг
60,5
103
до 7-й
97,0
97
до 10-й
Т С
1 о ша\9 ^
9400
97
10
10400
92
12
Ро max, кПа
74
86
14
510
78
17
Параметры торможения газового потока перед лобовой поверхностью капсулы
определяют уровень тепловых потоков на эту поверхность. Очевидно, что удельные
тепловые нагрузки на лобовую поверхность спускаемого в атмосфере аппарата долж¬
ны снижаться с увеличением диаметра его миделевого сечения.
382

8-1
В таблице 8.2 приведены результаты расчётов максимальной суммарной величи¬
ны плотности теплового потока qmv и количества тепла Qv, воспринимаемого лобовой
поверхностью капсулы диаметром 0,85 м (без НТУ) и капсулы с НТУ различного
диаметра. Видно, что с увеличением диаметра НТУ от 0 (жесткая часть капсулы диа¬
метром 0,85 м) до 2,5м значения qmу и Qs_ снижаются более чем в пять раз.
Таблица 8.2. Тепловые нагрузки капсулы с НТУ разного диаметра
А м
/77, КГ
/„II, С
c/„,v, МВт/м2
А, МДж/м2
0,85
170
14,7
48,4
258
1,7
170
12,9
15,5
78,6
2,5
180
12,0
8,7
43,2
4,0
210
11,1
4,8
23,5
Ниже приводятся некоторые графические результаты расчётов и выбирается кон¬
струкция и структура тепловой защиты оболочки НТУ.
На рисунке 8.9 приведено изменение плотности конвективного qK, лучистого с/,
и суммарного q^—qK+qK тепловых потоков к критической точке (на жёсткую часть ло¬
бового экрана капсулы). На лобовую коническую поверхность НТУ приходится око¬
ло 90% от значения суммарного теплового потока qs на лобовой части капсулы, а на
тыльную (донную) часть НТУ и на поверхность корпуса капсулы - около 5...7%.
Как уже отмечалось, тепловые нагрузки на капсулу с НТУ снижаются с увеличе¬
нием диаметра НТУ. Очевидно и то, что регулирование приведенных в таблице 8.1
параметров также можно осуществлять выбором диаметра НТУ.
Сначала определим конструкцию и параметры тепловой защиты наружной по¬
верхности капсулы и НТУ исходя из рассчитанных значений тепловой нагрузки её
частей.
время, с
Рисунок 8.9. Конвективный, лучистый и суммарный тепловые потоки к жёсткой лобовой
части капсулы с НТУ диаметром 2,5м
383

8-1
На лобовой жесткой носовой части капсулы наносится теплозащитное покрытие
(ТЗП), состоящее из следующих слоев и материалов:
- наружный аблирующий слой толщиной 10 мм из плотного асботекстолита плот¬
ностью 1,45... 1,50 г/см3;
- второй слой толщиной 5 мм из разреженного стеклотекстолита плотностью
0,95... 1,10 г/см3. Этот слой изолирует клеевой стык его нижней поверхности со
следующим за ним слоем;
- внутренний слой изоляции толщиной 15 мм из стеклосотовой панели плотностью
0,08...0,09 г/см3.
Таким образом, поверхностная плотность тепловой защиты носовой части капсу¬
лы с НТУ составит от 20 до 22 кг/м2.
Система тепловой защиты лобовой поверхности НТУ капсулы, доставляющей
в атмосферу Венеры аэростатный зонд, выполняется из гибких материалов: тканей,
пропитанных абляционным веществом. Это вещество после вулканизации приобре¬
тает свойства резины и незначительно изменяет гибкость ткани. Такая теплозащита
является гибкой и не препятствует укладке НТУ в компактный объём при размеще¬
нии капсулы на борту АМС «Венера».
Гибкая тепловая защита НТУ состоит из теплозащитного пакета и теплоизолиру¬
ющего мата (Фынченко B.C. и др., 2008).
Теплозащитный пакет представляет собой пятислойную конструкцию:
- первый (наружный) слой содержит 1,5 кг/м2 аблирующего вещества СТИРОСИЛ-А
плотностью 1,1±0,1 г/см3, нанесённого на термостойкую ткань плотностью 0,2 кг/м:;
- второй слой содержит 1,3 кг/м2 аблирующего вещества, нанесённого на термо¬
стойкую ткань плотностью 0,2 кг/м2;
- третий слой содержит 1,0 кг/м2 аблирующего вещества, нанесённого на термо¬
стойкую ткань плотностью 0,2 кг/м2;
- четвертый слой содержит 0,8 кг/м2 аблирующего вещества, нанесённого на тер¬
мостойкую ткань плотностью 0,2 кг/м2;
- пятый слой содержит 0,5 кг/м2 аблирующего вещества, нанесённого на термо¬
стойкую ткань плотностью 0,2 кг/м2.
Теплоизолирующий мат содержит 20 слоев экранно-вакуумной теплоизоляции
ЭВТИ-И массой 0,64 кг/м2, заключенных в чехол из прочной и термостойкой ткани
массой 0,3 кг/м2.
Таким образом, поверхностная плотность ГТЗ лобовой поверхности НТУ капсу¬
лы, воспринимающей 43,2 МДж/м2 интегрального удельного количества тепла, со¬
ставит от 6 до 7 кг/м2.
Донная поверхность НТУ может быть защищена от воспринимаемой тепловой
энергии, оцениваемой величиной до 4,3 МДж/м2, продолжением трёх нижних сло¬
ев теплозащитного пакета и теплоизолирующего мата, состоящего из 20-ти слоев
ЭВТИ-И, также облицованных с наружной и с внутренней сторон прочной тканью
чехла. Поверхностная плотность тепловой защиты донной поверхности НТУ капсу¬
лы в этом случае от 4 до 5 кг/м2.
Поверхность конического корпуса и задней крышки капсулы может быть за¬
щищена нанесением покрытия из материала ТТП-БС(л), имеющего плотность
0,5-0,6 г/см3 и толщину 15 мм. Вес этой теплозащиты, приходящийся на единицу пло¬
щади поверхности капсулы, составит от 7,5 до 9,0 кг/м2.
384

8-1
время, с
Рисунок 8.10. Тепловая нагрузка на лобовую поверхность капсулы без НТУ
Для сравнения массовой сводки тепловой защиты поверхности капсулы без НТУ
с приведенными выше параметрами тепловой защиты капсулы с НТУ проведены рас¬
четы по определению тепловых нагрузок первой.
Результаты расчёта изменения тепловой нагрузки по времени, приходящейся
на лобовую поверхность капсулы в процессе аэродинамического торможения в ат¬
мосфере Венеры, приведены на рисунке 8.10. Числовые значения этих нагрузок све¬
дены в первую строку таблицы 8.2 (<7„,ь=48,4 МВт/м2, ^=258 МДж/м2).
Продолжительность интенсивного теплового воздействия газового потока состав¬
ляет 25 секунд, т.е. до высоты 75км (см. рисунок 8.6).
В соответствии с (Анфимов Н.А., Румынский А.Н., 1984; Руководство для кон¬
структоров, 1982) плотность конвективного теплового потока к конической и дон¬
ной поверхности капсулы (лучистый поток практически отсутствует ввиду обратной
конусности (14°) и затененности его для задней крышки капсулы) можно принять
равной 4,5 и 1,8 МВт/м2, т.е. 30 и 10% от конвективного теплового потока в передней
точке лобового аэродинамического экрана (ЛАЭ) капсулы.
Конструкция теплозащитного покрытия (системы тепловой защиты) наружной
поверхности капсулы с АЗ без НТУ выбрана исходя из рассчитанных значений тепло¬
вой нагрузки её частей: лобовой, боковой и донной.
В результате расчета уноса массы используемых абляционных материалов, про¬
грева ТЗП и нагрева несущей конструкции капсулы система тепловой защиты её по¬
верхности представляет собой трёхслойную конструкцию и содержит следующие
составляющие:
а)	на лобовой поверхности:
- наружный аблирующий слой толщиной 30 мм из плотного асботекстолита плот¬
ностью 1,45... 1,50 г/см3;
- второй слой толщиной 5 мм из разреженного стеклотекстолита плотностью
0,95... 1,10 г/см3. Этот слой изолирует клеевой стык его нижней поверхности со
следующим за ним слоем;
385

8-1
- внутренний слой изоляции толщиной 15 мм из стеклосотовой панели плотностью
0,08...0,09 г/см3;
б) на боковой конической поверхности:
- наружный аблирующий слой толщиной 15 мм из вакуумного асботекстолита
плотностью 1,25... 1,30 г/см3;
- второй слой толщиной 5 мм из разреженного стеклотекстолита плотностью
0,95... 1,10 г/см3. Этот слой изолирует клеевой стык его нижней поверхности со
следующим за ним слоем;
- внутренний слой изоляции толщиной 10 мм из стеклосотовой панели плотностью
0,08...0,09г/см3;
в) на поверхности задней крышки:
- наружный аблирующий слой толщиной 10 мм из вакуумного асботекстолита
плотностью 1,25... 1,30 г/см3;
- второй слой толщиной 5 мм из разреженного стеклотекстолита плотностью
0,95... 1,10 г/см3. Этот слой изолирует клеевой стык его нижней поверхности
со следующим за ним слоем;
- внутренний слой изоляции толщиной 10 мм из стеклосотовой панели плотностью
0,08...0.09 г/см3.
В итоге поверхностная плотность ТЗП лобовой поверхности капсулы составляет
48,5...52,0 кг/м2, боковой поверхности капсулы и её крышки - 24,5...26,5 кг/м2.
Рассчитанные значения величины уноса массы аблирующего материала (асбо¬
текстолита) в критической (центральной) точке ЛАЭ составляет 10 мм. Остаточная
20-миллиметровая толщина асботекстолита ТЗП совместно со слоями теплоизоляци¬
онного материала обусловила прогрев стыка первого и второго слоя до температуры
230°С, стыка разреженного стеклотекстолита и стеклосот до 180°С и корпуса капсулы
до 80°С, которые не превышают допустимые температуры материалов капсулы, ис¬
пользуемых в конструкции системы теплозащиты: клеев, разреженного стеклотексто¬
лита и стеклосотовых панелей.
В таблице 8.3 приводится массовая сводка гибкой тепловой защиты поверхностей
НТУ и поверхностей жестких конструктивных частей капсулы: лобовой, боковой
и донной части капсулы.
Таблица 8.3. Массовая сводка тепловой защиты капсулы с НТУ и без него
участок поверхности капсулы
площадь
поверхности, м2
капсула с НТУ
капсула
без НТУ
сегмент жесткого ЛАЭ
0,59
12,0...13,2
29,1...31,2
НТУ лобовая
1,72
10,2...11,9
-
НТУ донная
1,72
6,8...8,5
-
капсулы боковая
1,95
14,6...17,5
47,8...51,7
крышки капсулы (донная)
0,25
1,9...2.2
6,1...6,6
суммарная масса тепловой защиты
-
45,5...53.3
83,0...89,5
Данные таблицы 8.3 свидетельствуют о почти двукратном превышении массы те¬
пловой защиты капсулы без НТУ по сравнению с массой тепловой защитой капсулы
с НТУ, т.е. при использовании технологии создания спускаемых в атмосферах планет
аппаратов с надувными тормозными устройствами.
386

8-1
Таким образом, приведённые результаты свидетельствуют о преимуществах осу¬
ществления более эффективного торможения капсулы для доставки в атмосферу Ве¬
неры аэростатного зонда, которые достигаются за счёт использования в конструкции
капсулы надувного тормозного устройства. При этом одновременно можно ожидать
и уменьшения массы капсулы с НТУ в качестве лобового аэродинамического экрана.
В расчетном исследовании эффективности применения технологии СА с НТУ при
создании зондов, доставляемых в атмосферу Венеры, рассматривалась схема распо¬
ложения НТУ в головной части капсулы, т.е. надувное тормозное устройство играло
роль лобового аэродинамического и теплозащитного экрана.
Далее на примере проектирования исследовательской капсулы EXPERT показан
пример конструкции СА с НТУ, соединенным с хвостовой частью капсулы.
387

8-2
□□ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ параметры надувного
ТОРМОЗНОГО УСТРОЙСТВА НАУЧНО-
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОЙ КАПСУЛЫ EXPERT
В первой половине 2002 года НИЦ им. Г.Н. Бабакина по контракту № 16294/02/F/
ТВ с Европейским космическим агентством (ЕКА) были проведены расчетные и про¬
ектные исследования по определению геометрических параметров и выбору кон¬
струкции надувного устройства для эффективного торможения исследовательской
капсулы в высоких слоях земной атмосферы.
Суть этих исследований состояла в том, чтобы определить конструкцию и разме¬
ры такого НТУ, которое обеспечило бы последовательное прохождение исследова¬
тельской капсулы EXPERT двух форм - осесимметричной (REV) и пирамидальной
(KHEOPS) - по траектории с наименьшими отклонениями от четырех контрольных
точек с параметрами высоты Н и скорости V:
1. Н= 68 км, Е=6900 м/с.
2. Я=60 км, Е=5800 м/с.
3. Я=50 км, К=4600 м/с.
4. Н=42 км, К=3700 м/с.
Такое требование было обусловлено желанием в одном спуске в атмосфере решить
ряд специфических задач, поставленных перед исследовательской капсулой на каждой
из этих высот при указанных скоростях: взять на определенной высоте пробы плазмы:
найти при заданной скорости движения положение на поверхности капсулы точки пе¬
рехода режима ламинарного течения газа в турбулентный; установить каталитичность
образцов некоторых материалов; взять пробы газа атмосферы и др.
Капсулы EXPERT оснащались соответствующим оборудованием для проведения
этих и ряда других физических опытов.
На рисунках 8.11 и 8.12 приведены конфигурации обоих объектов исследования
и их геометрические параметры. Капсула REV может иметь массу 150 и 450 кг, масса
капсулы KHEOPS составляет 450 кг.
зона размещения адаптера с НТУ
Рисунок 8.11. Конфигурация и размеры капсулы REV
388

8-2
300
Рисунок 8.12. Конфигурация и размеры капсулы KHEOPS
Капсула REV имеет осевую симметрию и составлена из трех поверхностей: носо¬
вого сферического сегмента радиусом 250 см, усеченного конуса с углом при верши¬
не 26° и короткого хвостового усеченного конуса с углом 60°.
Капсула KHEOPS имеет форму четырехгранной пирамиды со сферическим закру¬
глением вершины и скругленными ребрами. Грани пирамиды имеют наклон от вершины
к основанию 12,11 °. На каждой грани пирамиды у её основания установлены наклонные
площадки: одна пара на противоположных гранях под углом 20°, другая - под углом 15°.
Эти капсулы предполагалось запускать с помощью PH «Волна», имеющей для
размещения одной капсулы свободный объем в форме конуса со скругленной по сфе¬
ре радиусом 390 мм вершиной, высотой 1750 мм и диаметром основания 1370 мм.
389

8-2
Рисунок 8.14. Капсула EXPERT с НТУ максимального поперечного сечения
При размещении в этом конусе каждая капсула будет иметь свободный объем фор¬
мы усеченного конуса высотой 355 мм и диаметром основания 1370 мм.
Этот объем является ограничением для размещения в нем уложенного в компакт¬
ный объем НТУ и его адаптера с PH.
Поставленная задача о прохождении при спуске в атмосфере капсулы, не обла¬
дающей аэродинамическим качеством, через или вблизи заданных высот с заданной
скоростью (контрольных точек) решалась по следующему алгоритму:
- выбирались конструкции тормозных устройств, пристыкованных к хвостовой ча¬
сти капсулы, имеющих различные диаметры миделевого сечения;
- проводились расчеты параметров траектории, изменяемых при спуске в атмосфе¬
ре (высоты и скорости);
- определялись отклонения параметров траектории капсулы с НТУ выбранных раз¬
меров от заданных контрольных точек;
- расчет должен был прекращаться, когда отклонения по высоте от заданных точек
составляли менее ±200 м и по скорости - менее ±20 м/с.
В качестве тормозного устройства капсулы выбирались НТУ в виде 120-градус¬
ного конуса, образованного набором из разного числа торов. Надувное тормозное
устройство, составленное из одного тора, представлено на рисунке 8.13, из шести
торов - на рисунке 8.14.
390

8-2
диаметр НТУ, м
Рисунок 8.15. Коэффициенты аэродинамического сопротивления капсул REV (а)
и KHEOPS (б) с НТУ разного диаметра
Тормозной конус капсулы EXPERT минимального миделевого сечения диаметром
1,42 м содержит устройство в виде тора (на рисунке 8.13 заштрихован) для крепления
НТУ к днищу капсулы и один тор радиусом 100 мм надувной оболочки НТУ, упако¬
ванной в чехол его тепловой защиты.
Тормозной конус капсулы EXPERT максимального миделевого сечения диаме¬
тром 3,24 м тоже содержит устройство в виде тора (на рисунке 8.14 заштрихован) для
крепления НТУ к днищу капсулы и шесть торов радиусом 100 мм надувной оболочки
НТУ, упакованной в чехол его тепловой защиты.
Рассмотрены два варианта ввода в действие НТУ:
- тормозное устройство раскрывается и наполняется газом в вакууме космического
пространства до достижения высоты 100 км (вход в атмосферу);
- тормозное устройство раскрывается за несколько секунд, достаточных для на¬
полнения НТУ газом, до достижения высоты 68 км (первой контрольной точки).
Расчеты траекторных параметров при баллистическом спуске в атмосфере Земли
капсул EXPERT с начальной скоростью 7000 м/с и углом входа минус 5° проводились
с использованием уравнений движения тел в гравитационном поле планеты (Нары-
манов Г.С., Тихонравов М/6.,1972). Уровень тепловых нагрузок на НТУ определялся
по методикам работ (Борисов В.М., Иванков А.А., 1992; Иванков А.А., 1994). Проведе¬
ние расчета конструкции и состава тепловой защиты НТУ капсул контрактом с ЕКА
не предусматривалось.
На рисунке 8.15 представлены графики зависимости коэффициента аэроди¬
намического сопротивления Сха от диаметра НТУ, соединенного с капсулами REV
и KHEOPS, построенные с использованием данных из работ (Бойко А.С. и др., 1978;
Стекениус К.А. и др., 1982; Петров К.П., 1998).
Результаты расчетов геометрических параметров всех вариантов НТУ капсул
EXPERT и тепловых нагрузок на НТУ сведены в таблицу 8.4.
391

8-2
Таблица 8.4. Результаты расчета диаметра тормозного устройства и тепловых нагрузок
на НТУ для вариантов капсул EXPERT
вариант
№ точки
масса
кг
Н, км
V, м/с
D НТУ, м
<7тнх,
кВт/м2
Q, ^
МДж/м:
капсула REV с НТУ, раскрываемыми до входа в атмосферу
-
1
150
68
6900
0
-
-
1
2
60
5800
1,81
550
13,0
2
3
50
4600
1,61
789
32,0
3
4
42
.3700
1,42
1081
41,0
-
1
450
68
6900
0
-
-
4
2
60
5800
2,74
500
12,4
5
3
50
4600
2,29
725
24,5
6
1
42
3700
1,90
1100
42,0
капсула REV с НТУ, раскрываемыми на высоте 68 км
7
1 и 2
150
60
5800
2,03
518
8
8
1 и 3
50
4600
1,64
750
18,8
9
1 и 4
42
3700
1,42
1133
35,7
10
1 и 2
450
60
5800
3,24
492
5,7
11
1 и 3
50
4600
2,39
743
17,4
12
1 и 4
42
3700
1,92
1130
37,8
капсула KHEOPS с НТУ, раскрываемым до входа в атмосферу
-
1
450
68
6900
0
-
-
13
2
60
5800
2,75
500
12,3
14
3
50
4600
2,30
700
25,0
15
4
42
3700
1,88
1150
44,7
капсула KHEOPS с НТУ, раскрываемым на высоте 68 км
16
1 и 2
450
60
5800
2,37
700
17,4
Из данных таблицы 8.4 видно, что капсулы REV и KHEOPS без НТУ (£)=Ю м)
спроектированы из расчета обязательного прохождения через точку № 1 (Н=68 км,
Е=6900 м/с).
В следующих вариантах расчета 1-6 и 13-15 определены диаметры НТУ, кото¬
рые обеспечивают проход капсул через точки 2, 3 и 4 соответственно с отклонениями
от них по высоте менее ±200 м и по скорости - менее ±20 м/с.
Расчеты варианта возможного прохождения капсулы с НТУ определенного диаме¬
тра через все четыре точки показали, что при баллистическом спуске такой вариант
не может быть реализован в рамках указанных отклонений по высоте и скорости.
В таблице 8.5 для капсулы KHEOPS массой 250 кг представлены результаты рас¬
чета отклонений высоты от заданной (Н= 68, 60, 50 и 42 км) при попытке прохожде¬
ния капсулой вблизи всех четырех точек с соответствующими заданными скоростями
6900, 5800, 4600 и 3700 м/с.
392

8-2
Таблица 8.5. Величины отклонения по высоте в случае прохождения капсулой KHEOPS всех
четырех контрольных точек с соответствующими скоростями
вариант
диаметр
НТУ, м
отклонение (км) на высоте в контрольной точке
с соответствующей скоростью V, м/с
6900
5800
4600
3700
1
0
0
- 14,6
- 11,4
-6,7
2
1,8
+5,1
- 14,2
- 11,1
-6,6
3
2,5
+ 10
- 12,6
- 10,7
-6,4
Из таблицы видны достаточно существенные отклонения реализуемой траекто¬
рии капсулы с НТУ вариантов 2 и 3 от планируемых требованиями Заказчика иссле¬
довательской работы.
Результаты, относящиеся к расчетным вариантам 7-12 обеих капсул EXPERT,
представленные в таблице 8.5, показывают возможность подобрать диаметр НТУ,
обеспечивающий проход капсулы вблизи только любой пары точек, например, кон¬
трольных точек № 1 и 2, № 1 и 3 № 1 и 4.
Реализовать пролет спускаемого в атмосфере аппарата через три и более заданные
точки траектории с минимальными от них отклонениями можно только при использо¬
вании летательного аппарата с управляемым аэродинамическим качеством.
393

О ПРОЕКТАХ СИСТЕМ ОЧИСТКИ
ОКОЛОЗЕМНОГО КОСМИЧЕСКОГО
ПРОСТРАНСТВА ОТ ТЕХНОГЕННОГО
МУСОРА НА БАЗЕ ТЕХНОЛОГИИ
СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ
С НАДУВНЫМИ ТОРМОЗНЫМИ
УСТРОЙСТВАМИ
ЕПОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПРИРОДЕ
КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА
И СУЩЕСТВУЮЩЕЙ ОПАСНОСТИ ЕГО
ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ФУНКЦИОНИРУЮЩИЕ
ИЗДЕЛИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
Под космическим мусором (КМ) подразумеваются все нефункционирующие ис¬
кусственные объекты и их фрагменты, находящиеся в космосе. Они засоряют это про¬
странство и при соответствующей их концентрации в околоземном космическом про¬
странстве (ОЗКП) представляют угрозу вновь запускаемым космическим аппаратам.
В некоторых случаях крупные объекты космического мусора, включающие жа¬
ростойкие конструкции КА, или КА, содержащие на борту опасные (радиоактивные,
токсичные и т.п.) материалы, могут представлять прямую опасность для людей и объ¬
ектов народного хозяйства на земной поверхности. Так, неконтролируемый сход этих
объектов с орбиты, неполное их сгорание при прохождении плотных слоев атмосфе¬
ры Земли и выпадение обломков на населённые пункты, промышленные объекты,
транспортные коммуникации и т.п. может иметь трагические последствия и разруше¬
ние инфраструктуры народного хозяйства.
Проблема засорения околоземного космического пространства космическим му¬
сором, как чисто теоретическая, возникла, по сути сразу же после запусков первых
искусственных спутников Земли (ИСЗ) в конце 50-х годов. Официальный статус
на международном уровне эта проблема получила после доклада Генерального се¬
кретаря ООН под названием «Воздействие космической деятельности на окружаю¬
щую среду» 10 декабря 1993 года, где особо было отмечено, что проблема имеет
международный, глобальный характер: нет засорения национального ОЗКП, есть
засорение космического пространства Земли, одинаково негативно влияющее на все
страны.
Вслед за первыми спутниками, запускаемыми в СССР и США, а затем в Европе,
Китае и др. странах, последовали планомерные запуски ряда ИСЗ, обусловившие од¬
новременное нахождение на орбитах уже многих рукотворных объектов. За преды¬
дущие 50 лет состоялось около 4900 космических запусков, на околоземную орбиту
выведено 6600 спутников. Большая часть этой техники теперь летает в виде мусора
на высоте менее 2000 км с наибольшей концентрацией на высоте 750-800 км.
394

9-1
Заметим, что были и непреднамеренно необдуманные действия исследователей
космоса и физических явлений, с ним связанных. Так, в 1961 — 1963 гг. по заказу Во¬
оруженных сил США последовала реализация лабораторией Линкольна Массачу¬
сетского технологического института проекта «West Ford dipole belt» (Shapiro 1.1.
et al., 1964) эксперимента по созданию вокруг Земли искусственной ионосферы пу¬
тем вывода на околоземную орбиту тремя спутниками 480 млн медных иголок. Ка¬
ждая из иголок являлась дипольной микроантенной, имела длину 1,78 см и диаметр
17,8 мкм. Иголки образовали облако, которое сформировало вокруг Земли на высоте
между 3,5 и 3,8 тысяч км торообразное кольцо.
Этот опыт привел к долгосрочному засорению ближнего космоса.
Затем последовали непродуманные акты боевого разрушения ряда ИСЗ. Так, Ки¬
тай 11 января 2007 года на высоте 865 км уничтожил ракетой свой отработавший
срок спутник «Fengyum-lC». В результате этого в ОЗКП появилось множество новых
обломков.
Space Surveillance Network США смогла из них каталогизировать около 2800 объ¬
ектов, увеличив каталог крупного мусора на низких околоземных орбитах до 7000
(Lion J.-C. et al., 2009; Lion J.-C. , 2010; 2011; Назаренко А.И., 2013).
A 20 февраля 2008 года на высоте 250 км ракета США SM-3 из-за опасности рас¬
секречивания уничтожила свой неисправный спутник-шпион USA-193, осколки кото¬
рого оказались на столь низкой орбите.
Случались и непредвиденные ситуации. 10 февраля 2009 года на высоте около
790 км над северной частью Сибири был зафиксирован первый случай столкновения
двух искусственных спутников в космосе. Российский спутник связи «Космос-2251»,
запущенный в 1993 году и выведенный из эксплуатации, столкнулся с коммерческим
спутником Iridium 33 американской компании спутниковой связи (Спутник «Кос¬
мос-2251»..., 2009). В результате столкновения образовалось около 600 крупных об¬
ломков, большая часть которых осталась на прежней орбите. Службам США удалось
каталогизировать еще и около 1800 мелких осколков в результате этого столкновения.
К настоящему времени засорённость ОЗКП вплоть до высот около 2000 км,
по данным Управления ООН по вопросам космического пространства, достигла
уровня 300 тыс. техногенных объектов общей массой до 5 тыс. тонн {ООН: Аппара¬
там на орбите..., 2009).
Общее же число таких объектов поперечником более 1 см остается неопределен¬
ным. На основе статистических оценок делаются выводы, что их число может дости¬
гать 60... 100 тысяч. Лишь небольшая их часть (порядка 10%) обнаружена, отслежи¬
вается и внесена в каталоги с помощью наземных радиолокационных и оптических
средств. Например, на 2013 год каталог Стратегического командования США содер¬
жал 16,6 тыс. искусственных объектов (в основном, размером более 10 см) {http://
www.iki.rssi.ru/books/2012 veniaminov.pdfApage-25, 2012), большая часть которых
была создана СССР, США и Китаем {Orbital Debris Quarterly News, 2013).
По данным Главного информационно-аналитического центра (ГИАЦ) автомати¬
зированной системы предупреждения об опасных ситуациях (АСПОС) в ОЗКП, Рос¬
сийский каталог содержал в августе 2014 года 15,8 тыс. единиц КМ {События в око¬
лоземном космическом пространстве, 2014). По данным АСПОС России, в 2015 году
в ОЗКП находилось уже более 17 тыс. космических объектов искусственного проис¬
хождения. Из них действующих - 1336, остальное - космический мусор.
На рисунке 9.1 приведено накопление по годам искусственных объектов различ¬
ного рода в околоземном космическом пространстве.
395

9-1
Рисунок 9.1. Динамика накопления общего числа искусственных объектов в космосе
Рисунок 9.2. Распределение плотности космического мусора в окрестности Земли
396
2015

9-1
Экстраполяция существующих темпов засорения низких околоземных орбит
показывает, что даже при исключении преднамеренных разрушений КЛ па орбите,
которые дают 42% всего КМ. и других мероприятий по уменьшению техногенного
засорения в долгосрочной перспективе может произойти катастрофический рост ко¬
личества объектов КМ в ОЗКП и, как следствие, станут практически невозможными
дальнейшие полеты в космос и его освоение.
На рисунке 9.2 показана плотность числа искусственных объектов, в том числе
п космического мусора, накопившегося в околоземном космическом пространстве.
Большинство этих объектов находится на орбитах, плоскости которых пересека¬
ются. поэтому средняя относительная скорость их взаимного сближения может со¬
ставлять около 10 км/с. Столкновение любого из этих объектов с действующими 1 IC3
и КА может повредить его или даже вывести из строя.
Так, в I983 году маленькая частичка (по расчетам менее I мм в диаметре) остави¬
ла серьёзную трещину на иллюминаторе КЛА США Space Shuttle (http://www.rscc.ru/
ru/news/archi ve/2006.03.29. html).
29 марта 2006 года в результате внешнего силового воздействия был разгерметизи¬
рован жидкостный контур системы терморегулирования российского спутника «Экс-
пресс-AMl I», в результате чего КА потерял ориентацию в пространстве и начал не¬
контролируемое вращение. По оценкам (http://www.rscc.ru/rii/ne\vs/archive/2006.03.29.
html.), причиной аварии стал космический мусор.
Рисунок 9.3. Компьютерная модель распределения рукотворных космических объектов
в ближнем к Земле космосе и на среднем удалении от неё
397

9-1
Существенно засорены крупными техногенными объектами и области орбит
функционирования долгоживущих КА: геостационарных и солнечно-синхронных.
На рисунке 9.3 представлена компьютерная модель распределения космических
объектов в этом пространстве космоса.
Существуют оценки по развитию так называемого «каскадного эффекта» (син¬
дром Кесслера) (Kessler D.J. et al., 1971; Kessler D.J., 1991), который в среднесроч¬
ной перспективе может возникнуть от взаимного столкновения КА с частицами КМ.
Суть синдрома заключается в том, что плотность КМ может достигнуть критического
значения, когда начнется цепная реакция фрагментации, в течение нескольких лет
(или даже месяцев) разрушающая все космические системы, находящиеся на орбите.
Согласно вероятностным расчетам процесс саморазмножения остатков космиче¬
ской деятельности человечества станет серьёзной катастрофической проблемой по¬
сле 2055 года.
Приведённая информация указывает на насущную необходимость Космических
агентств стран мира, занимающихся проектированием КА с целью освоения космоса,
направить свои усилия на очистку ОЗКП и разработку мероприятий по уменьшению
и, в лучшем случае, предотвращению возможности его засорения.
Резюмируя изложенное, можно заключить, что общее количество космического
мусора в окрестности земного шара сейчас составляет:
- 30 ООО обломков больше 10 сантиметров в поперечнике;
- 670 ООО обломков больше 1 сантиметра;
- 170 миллионов обломков больше 1 миллиметра.
Повторим, что весь этот мусор вращается вокруг Земли с огромной скоростью
и представляет серьезную опасность для астронавтов, спутников и космических стан¬
ций при их движении на орбитах искусственных спутников Земли и межпланетных
станций, направляющихся на исследования планет Солнечной системы и глубокого
космоса.
Приведенные данные свидетельствуют о необходимости разработки методов
и способов очистки околоземного космического пространства от космического му¬
сора, а также и мероприятий, предотвращающих в перспективе саму возможность
засорения, по крайней мере, ближайшего пространства. Однако, как указывается
в (Claudio Bombardelli and Jesus Pelaez, 2010), эффективных мер защиты от объектов
космического мусора размером более 1 см в поперечнике (на низких и средних орби¬
тах) практически нет. Это либо дорогостоящие, либо технически трудно реализуемые
методы и способы.
398

9-2
ШПРИМЕРЫ ОРГАНИЗАЦИОННЫХ МЕРОПРИЯТИЙ
ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ СНИЖЕНИЯ ИНТЕНСИВНОСТИ
ЗАСОРЕНИЯ КОСМОСА ТЕХНОГЕННЫМИ
ОБЪЕКТАМИ И ТЕХНИЧЕСКИХ СРЕДСТВ
ДЛЯ ОЧИСТКИ ОЗКП
С различной степенью углубленности проблема засоренности и очистки ОЗКП
от КМ периодически обсуждается на заседаниях многих международных органи¬
заций: в Международной астронавтической федерации (IAF), в Комитете по Ис¬
следованию Космического пространства Международного совета Научных союзов
(COSPAR), в Международном телекоммуникационном союзе (ITU) и в Международ¬
ном институте космического права (ICJ) и в др.
В 1993 году Космическими агентствами ряда государств был образован Межа-
гентский координационный комитет по космическому мусору (1ADC). Основными
целями этой организации являются обеспечение взаимного обмена информацией
между членами комитета, расширение возможностей сотрудничества, разработка
мер по снижению техногенной засорённости ОЗКП. Данным комитетом были раз¬
работаны «Руководящие принципы 1ADC по предупреждению образования косми¬
ческого мусора». Предложения эти основаны на национальных стандартах ведущих
государств-членов IADC и включали в том числе, например, 25-летнее ограничение
на максимальное время жизни исчерпавших свой ресурс низкоорбитальных ИСЗ
и перевод геостационарных спутников на особые орбиты - орбиты «захоронения».
В последнее время совместная скоординированная деятельность двух междуна¬
родных органов - IADC и Научно-технического подкомитета Комитета ООН по ис¬
пользованию космического пространства в мирных целях (STCS UN COPUOS) -
в «техническом» и «политико-правовом» измерениях данной проблемы вывела
понимание проблемы очистки ОЗКП от космического мусора на качественно новый
уровень.
Этот уровень продиктован стремлением избежать указанного выше синдрома
Кесслера, возникновение которого может остановить на долгое время дальнейшую
деятельность человеческой цивилизации в космосе. По прогнозам многих специали¬
стов, для самых востребованных околоземных орбит - низких солнечно-синхронных
и геостационарной - критический уровень плотности КМ может быть достигнут уже
к середине XXI века.
Поэтому разработка технологий увода исчерпавших ресурс ИСЗ с орбиты стано¬
вится весьма актуальной и востребованной задачей сегодняшнего дня. В силу остроты
проблемы КМ можно предположить, что в ближайшие годы требования оснащать все
ИСЗ и КА системами увода с орбит станет одной из норм международного космиче¬
ского права и войдет в стандарты деятельности Космических агентств всех стран мира.
Такие меры отчасти предусмотрены стандартами Европейских космических
агентств (European Space Agency - ESA) (Requirements on Space Debris ..., 2008), На¬
ционального управления по аэронавтике и астронавтике США (National Aeronautics
and Space Administration - NASA) {Process for Limiting Orbital Debris, 2011) и Россий¬
ским ГОСТ 52925-2008 {Изделия космической техники, 2008).
По нашему мнению, целесообразна также разработка контролируемого IADC
и ООН Единого Международного космического стандарта (ЕМКС). В соответствии
с этим стандартом должно быть выдвинуто требование, чтобы ни одно из нацио¬
399

9-2
нальных Космических агентств не имело права выдавать положительное Заключе¬
ние на запуск ИСЗ или КА, не обеспеченного способом или средством надежного их
увода с занимаемой орбиты в атмосферу Земли, либо на орбиту долголетнего срока
существования, указанного в ЕМКС.
К настоящему времени проведены разработка и оценка эффективности несколь¬
ких технологий увода с орбит нефункционирующих ИСЗ и КА с целью очистки
ОЗКП. Анализ по способам показывает, что их можно разделить на три основные
группы. Для краткости здесь мы обозначим их только с указанием ссылок на источ¬
ники, описывающие эти способы:
1. Испарение, преимущественно мелких, объектов космического мусора с ис¬
пользованием мощного лазерного луча (Space debris orbiting Earth, 2005; Rubenchik A.
eta/., 2010).
2. Увеличение параметров орбиты нефункционирующих космических аппаратов
реактивными двигателями на химическом топливе, либо электрореактивными двига¬
тельными установками (.Кульков В.М.и др., 2013), или с помощью солнечных парусов
с целью вывода на орбиты долгосрочного «захоронения». Эту же роль могут выпол¬
нять уборщики мусора с различных орбит. В России на создание мусорщика под на¬
званием «Ликвидатор» планируется потратить 10,8 млрд рублей. В течение года каж¬
дый такой буксир сможет удалять с геостационарных орбит, на которых на 2014 год
находилось до 1000 неэксплуатируемых объектов, до 20 крупных объектов. Такой
4-тонный спутник сможет работать на этих орбитах до десяти лет. По планам Феде¬
ральной космической программы на 2016-2025 годы, создание «Ликвидатора» нач¬
нется в 2018 году и закончится к 2025 году (Левкевич М., 2015).
3. Снятие КМ с орбит в атмосферу Земли путем снижения его скорости движе¬
ния за счет аэродинамического или иных способов торможения в разреженных слоях
атмосферы и ввод в плотные слои атмосферы для полного или частичного сгорания,
или для доставки в заданный район на земной поверхности. Для этой цели предла¬
гается использовать или наземные лазеры (Bondarenko, S., 1997; Takeichi, N., 2006;
Phipps C.R. et al., 1997; 2012), тормозящие KM до входа в атмосферу, либо раскры¬
вающиеся в космосе тормозные устройства надувной конструкции (НТУ) (Пичхад-
зе К.М., и др., 2003; Иванков А.А., Пичхадзе К.М., Финченко B.C.., 2009), или лета¬
тельные аппараты (буксиры), которые будут каким-то образом собирать мусор для
дальнейшей переработки прямо на орбите ИСЗ или для доставки на земную поверх¬
ность. Известна, например, система Electro Dynamic Debris Eliminator (EDDE), разра¬
батываемая фирмой Star Technology and Research (STAR) по контракту с NASA стои¬
мостью 1,9 млн долл. США. Этот способ предполагает использовать два возможных
варианта захвата КМ на низких околоземных орбитах. Один из них подразумевает
отправку в космос спутника, вооруженного механическим устройством для захвата
одиночного объекта, как показано на рисунке 9.4. По оценкам STAR, такими спутни¬
ками можно в течение трёх лет снять с солнечно-синхронных орбит около 136 круп¬
ных объектов космического мусора.
Второй вариант системы EDDE заключается в запуске на низкие орбиты легко¬
весных спутников, удерживающих, как показано на рисунке 9.5, на тросах (conductor)
легкую сеть (net), панели солнечных батарей (solar array), электрореактивные двига¬
тели (emitter). Обладая легким весом и комбинированной энерговооруженностью, эта
система будет иметь высокую степень маневрирования на орбите. Флотилия, состоя¬
щая из 12 таких систем, позволит, опять же по оценкам STAR, очистить всю низкоор¬
битальную область (около 2500 объектов) от КМ весом более 2 кг в течение семи лет.
400

9-2
Рисунок 9.4. Система EDDE для захвата одиночного крупногабаритного техногенного
косм и чес кого объекта
Даже поверхностное представление о возможных способах и конструкциях при¬
веденных вариантов исполнения средст в для удаления КМ из области ОЗКП позволя¬
ет судить об огромной сложности технической реализации этих способов и средств,
высокой стоимости их производства и эксплуатации.
Наиболее реализуемым вариантом увода ИСЗ и КА с их орбит, исходя из сообра¬
жений простоты конст рукции и низкой стоимости, следует признать способ их тор¬
можения силами газового или светового потоков, воздействующих на прикреплённые
к этим IIC3 и КА раскрывающиеся поверхности больших площадей. Этими поверх¬
ностями могут служить как наполняемые газом геометрические тела различной фор¬
мы - НТУ, так и плоские поверхности - солнечный парус.
Рисунок 9.5. Конст рукт ивная схема системы снятия космического мусора с орбит по проему
EDDE по варианту захвата мусора сетью
401

О	1000	2000	3000	4000	5000
Рисунок 9.6. Зависимости силы воздействия газового (•) и светового (о) потоков на ИСЗ
сферической формы диаметром 2 м от высоты его полета над земной поверхностью
На рисунке 9.6 показаны зависимости аэродинамической силы и силы светового
давления, действующие на ИСЗ в форме сферы диаметром 2 м, откуда видно, что сила
аэродинамического торможения до высот около 800 км превалирует над силой свето¬
вого давления (Шматов С.И. и др., 2014; Шматов С.И., 2017). Отсюда следует, что
НТУ можно более эффективно использовать для свода космического мусора с этой
высоты в атмосферу Земли, а парус - для увода на орбиту «захоронения».
Далее представляются результаты расчетной оценки пространственной и вре¬
менной эволюции орбиты (траектории), габаритов и аэротермодинамики систем для
ввода низкоорбитальных легковесных спутников различной массы в плотные слои
атмосферы Земли. Эти системы построены на базе раскрывающегося в космосе на¬
дувного тормозного устройства сферической формы.
Результаты расчета аэродинамических характеристик, габаритов,
массы, траектории спуска легковесных ИСЗ с орбит в плотные слои
земной атмосферы и температуры оболочки системы спуска
В сентябре 2014 года Институт физики, прочности и материаловедения СО РАН,
Томский политехнический и государственный университеты, Московский авиаци¬
онный институт и Самарский государственный аэрокосмический университет со¬
общили о намерении создать консорциум по разработке нового типа космических
систем: робототехнических спутниковых кластеров. В разработке кластеров участву¬
ет и крупнейшая российская аэрокосмическая корпорация «Энергия» (Левкевич М.,
2015). Спутниковые кластеры - это новая концепция, основанная на использовании
небольших спутников массой от 1 до 10 кг для набора связки из одинаковых по кон¬
струкции элементов - кубсатов (CubeSats) (Origin of the new Space Revolution, 2013).
Такие элементы стоят дешево, могут разрабатываться организациями и предприятия¬
ми, не обладающими большими производственными мощностями.
Рисунок 9.7, заимствованный из (Origin of the new Space Revolution, 2013), иллю¬
стрирует операцию по сборке кластера из модулей CubeSats и полет такого кластера
в космосе на низкой околоземной орбите.
402

9-2
Рисунок 9.7. Кластер на орбите ИСЗ и на этапе сборки из модулей CubeSats
403

9-2
По классификации (Каширин А.В. и др., 2016) такие небольшие спутники делятся
на университетские, военные, научно-прикладные и коммерческие. Число их в кос¬
мосе лавинообразно увеличивается - в 2005 году было запущено 3 объекта, в 2010-
14, а в 2015 - уже 124. Этому способствует низкая стоимость их создания и запу¬
ска. На 2004 год спутники в формате CubeSats могли быть изготовлены и запушены
на околоземную орбиту за 65-80 тысяч долларов {LeonardDavid, 2004). А на 2009 год
типичная стоимость запуска CubeSat уже оценивалась в 40 тысяч долларов (однако
иногда доходя также до 80, хотя NASA заявило и о возможности запуска за 20 ты¬
сяч) (Неутап Jos, 2009). Столь низкая стоимость и унификация платформ и комплек¬
тующих позволяет разрабатывать и запускать CubeSats университетам, институтам
и даже школам, небольшим частным компаниям и любительским объединениям.
Возрастающие темпы и объемы поступления в область низкоорбитального космо¬
са вокруг Земли, пусть и легковесных, ИСЗ представляют не меньшую угрозу усло¬
виям успешного запуска других КА с целью дальнейшего фундаментального иссле¬
дования Солнечной системы и Вселенной.
Ниже приводятся результаты расчетных оценок аэротермодинамики и габаритов
и массовых параметров систем увода ИСЗ (кластеров) разной массы с круговой орби¬
ты высотой 300 км в плотные слои атмосферы Земли, построенных на базе надувных,
раскрываемых в космосе, тормозных устройств (НТУ) в форме сферических баллонов.
На начальной стадии расчетов в диапазоне высот от 300 до 100 км, которые про¬
ходит КА в процессе аэродинамического торможения, определяются силы аэродина¬
мического воздействия газового потока на связку НТУ с кластером, составленным
Откидная крышка
Электромеханический замок
Верхняя плита Cubesat
Сложенный баллон
Остаточный газ
Р=0 05 Па
Герметичная капсула
Бортовая аппаратура
Аккумулятор
Панели Cubesat
^Нижняя плита Cubesat
Рисунок 9.8. Кластер CubeSats с развернутым для аэроторможения сферическим НТУ
404

9-2
из нескольких CubeSats. Используется методика (Финченко B.C., Шматов С.И., 2012;
Шматов С.И. и др., 2014) для оперативного расчета силового воздействия разрежен¬
ного газового потока на КА (кластер CubeSats+НТУ), форма которого показана на ри¬
сунке 9.8. Рассматриваются кластеры, собранные из 1,2,4, 7, 11 стандартных CubeSats
и одного куба для размещения герметичной оболочки сферического НТУ, изготов¬
ленной из полиэтилентерефелатной пленки с наружной металлизацией алюминием,
обеспечивающей прочность оболочки и высокую излучающую и отражательную спо¬
собность солнечного теплового потока. Толщина пленки составляет 12 мкм, удельная
плотность - 9 г/м2. Такая схема системы увода кластеров из CubeSats предложена
в работе (Нестерин И. М. и др., 2017; N ester in I. М., et at., 2018).
В таблицах 9.1 и 9.2 приведены исходные данные, необходимые для проведения
расчетов аэродинамических характеристик рассматриваемых КА при обтекании их
потоком разреженного газа. Таблица 9.1 содержит изменения параметров разрежен¬
ного газа - плотности р, абсолютной температуры Т и длины / свободного пробега
молекул в диапазоне высот от 300 до 100 км (ГОСТ4401-81, 1981), модуля скорости V
и скоростного напора q набегающего на КЛА потока разреженного газа. В таблице 9.2
приведены геометрические параметры пяти связок кластеров, составленных из 1,2,
4, 7 и 11 стандартных CubeSats, и НТУ диаметра D, обеспечивающего достаточно
быстрый процесс спуска КЛА в плотные слои земной атмосферы с высоты орбиты
300 км. В этой же таблице приведено вычисленное число Кнудсена Кп - критерий,
характеризующий режим обтекания тела разреженным газовым потоком.
Таблица 9.1. Параметры земной атмосферы в диапазоне высот 300-100 км
Н, км
V, м/с
р, кг/м3
т, К
q, Па
/, м
300
7726
1,92-10"
970.4
1,15-10 3
2600
250
7755
6,06-10 "
941,9
1,83-103
887.39
200
7784
2,52-10 1(1
854,4
7,64-103
233.61
150
7814
2,01 10 4
627,6
6,17-10'2
32,58
100
7844
5,55-10 7
196,6
17,1
0,14
Таблица 9.2. Геометрические параметры системы спуска кластер CubeSats+НТУ
параметр
количество CubeSats в кластере
1
2
4
7
11
L, м
3,028
3,764
4,972
6,457
8,128
D, м
2,83
3,33
4,47
5,66
6,92
SsШ.ч, м2
6,311
9,467
15,779
25,246
37,869
/\,|„ М2
25,12
37,68
62,80
100,48
150,72
Кп
//=300 км
860
690
523
403
320
//=250 км
293
236
178
137
109
/7=200 км
77
62
47
36
29
Н=150 км
11
9
7
5
4
Н= 100 км
0,05
0,04
0,03
0,02
0,02
Kn =l/L.
Число Кнудсена представляет собой отношение длины свободного пробега части¬
цы газа / к характерному размеру L обтекаемого газом тела
405

9-2
При Кп>10 реализуется режим обтекания свободномолекулярным потоком, при
Кп<0.01 - режим обтекания сплошной средой. Случаю 0.01<Кп<10 соответствует пе¬
реходный режим течения разреженного газа.
При вычислении числа Кп использован линейный размер L связки кластера со
сферическим баллоном (см. таблицу 9.2) от её вершины до основания для каждой
из систем спуска. Из таблицы 9.2 следует, что для всех рассмотренных устройств
от высот 300 до 150 км реализуется режим свободномолекулярного обтекания, а не¬
сколько ниже 100 км - режим обтекания сплошной средой. Переходной режим обте¬
кания реализуется с высоты 150 до 100 км.
Аэродинамические расчеты здесь сведены к получению зависимостей от угла ата¬
ки а коэффициентов аэродинамического сопротивления СЛ,, и подъемной силы Сп„
и коэффициента момента тангажа т:. При этом коэффициенты Сха и Суа получены
2,5° 	   г
2,00
1,50
3
3
1,00
0,50
0,00	4——	■■	-	 ■■■■	»	-	■
0	15	30	45	60	75	90	а,	°
Рисунок 9.9. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления Сга кластера
(1 CubeSat)+HTY от угла атаки а (ориентации системы в потоке) на различных высотах Я
2,50
2,00
1,50
Н
3
1,00
0,50
0,00 —  ■— —■—■——   I 1  —1—  ——I  —I
0	15	30	45	60	75	90	a,0
Рисунок 9.10. Зависимость коэффициента аэродинамического сопротивления кластера
(I l CubeSats)+HTy от угла атаки а (ориентации системы в потоке) на различных высотах Я
' '
Н-
н=
250 км
200 км
150 км —
100 км
-*-н=
t ^ ^ Я
250 км
200 км _
150 км
100 км
406

9-2
делением силы аэродинамического сопротивления Ха и подъемной силы Ya - состав¬
ляющих аэродинамической силы R - на произведение (^•5'Ч1ИД), а коэффициент т. -
делением величины момента Маэродинамической силы R на произведение (q-Ssm:cL),
где q - скоростной напор газового потока, определяемый по формуле q={р-^)/2;
5м,1Л- - площадь миделевого сечения связки кластер+НТУ, т.е. поперечное сечение
сферы плюс площадь продольного сечения кластера; L - общая длина этой связки.
Значения q, р, V, 5М|1Л, L даны в таблицах 9.1 й 9.2.
Основные результаты аэродинамических расчетов приведены на рисунках 9.9-
9.14. На рисунках 9.9 и 9.10 представлено поведение коэффициента аэродинамиче¬
ского сопротивления в зависимости от ориентации системы обоих кластеров, вклю¬
чающих 1 и 11 CubeSats, отсек для размещения герметичной оболочки НТУ и его
сферический баллон в газовом потоке.
4,0Е-03
3,5Е-03
3,0Е—03
2,5Е—03
2,0Е—03
1,5Е—03
cj
1,0Е—03
5,0Е-04
0,0Е+00
-5.0Е-04
-1,0Е-03
Рисунок 9.11. Зависимость коэффициента подъемной силы кластера Сп, (один CubeSat)+HTY
от угла атаки а на различных высотах Н
4,5Е-03
4,0Е-03
3.5Е-03
3,0Е—03
2,5Е—03
2,0Е—03
1,5Е—03
1,0Е—03
5,0Е—04
0,0Е+00
-5ДЕ-04
-*~н=
?50 км
—•~H=AJU км
—±-Н= 150 км
—Н=
00 км
0
15
30
45
60
75
90 а,
Рисунок 9.12. Зависимость коэффициента подъемной силы С,<, кластера (11 CubeSats)+HTY
от угла атаки а на различных высотах Н
407

9-2
Рисунок 9.13. Зависимость коэффициента момента тангажа т- кластера (один CubeSat)+HTy
от угла атаки а на различных высотах Н
Рисунок 9.14. Зависимость коэффициента момента тангажа т- кластера (I l CubeSats)+HTY
от угла атаки а на различных высотах Н
Из сравнения этих результатов следует, что величина Сш начинает уменьшаться
от значения 2,09 на высоте 250 км и выше до СЛ-„=0,93 на высоте #=Ю0 км. При¬
чем наиболее интенсивное уменьшение аэродинамического сопротивления наблю¬
дается на переходном режиме обтекания разреженным газом атмосферы КА, где
число Кнудсена снижается с уровня Kn=l I на высоте 150 км до Кп=0,02 на высоте
//=100 км (см. таблицу 9.2). На высоте ниже 100 км реализуется режим обтекания КА
сплошным газовым потоком, и на высоте //=90 км коэффициент аэродинамического
сопротивления можно принять равным Ст=0,91, соответствующим гиперзвуковым
скоростям полета КА сферической формы {Петров К.П., 1998).
На рисунках 9.11 и 912 представлены результаты расчета зависимости ко¬
эффициента подъемной силы С,.„, величина которой у КА кластеров, состоящих
из 1 и 11 CubeSats, на три порядка меньше сил сопротивления.
408

9-2
Этот факт позволяет пренебречь влиянием подъемной силы Y на возможное
незначительное повышение высоты в процессе торможения системы спуска КА
кластер+НТУ.
На рисунках 9.13 и 9.14 показаны изменения от угла атаки а коэффициента мо¬
мента тангажа т: относительно поперечной оси КА кластер+НТУ, проходящей че¬
рез переднюю (носовую) точку системы спуска. Эта характеристика свидетельствует
о восстанавливающем влиянии момента аэродинамической силы М на ориентацию
КА в газовом потоке.
Результаты аэродинамических расчетов используются в качестве исходных дан¬
ных для термодинамических расчетов КА в виде кластера с различным числом
CubeSats с НТУ сферической формы и определения траекторных параметров спуска
его с орбиты ИСЗ. Итоговым результатом этих расчетов являются: среднее темпера¬
турное состояние герметичной оболочки НТУ в условиях конвективного теплообме¬
на с газовым потоком и солнечного излучения при орбитальном движении КА, масса
оболочки и габариты системы спуска и КА в целом.
Расчеты температуры оболочки НТУ и траекторные параметры спуска KJ1A про¬
ведены с использованием методики работы (Голом азов М.М., Иванков А.А., 2015).
На рисунке 9.15 представлено изменение высоты Н, скорости V и температуры Т
оболочки НТУ, типичное для систем спуска кластеров с одним, двумя, четырьмя, се¬
мью и двенадцатью CubeSats, каждый из которых выполнен в виде куба размером
0,1 х0,1x0,1 м и имеет массу 1 кг. При этом в состав системы ввода включен допол¬
нительный технологический отсек поперечным сечением также 0,1 х0,1 м и объемом
(высотой), достаточным для размещения герметичной оболочки соответствующего
габарита.
т, °с
.150 гг
300 г
250 г
200 г
150 г
100 г
50 г
0 г
-50 Ё-
Рисунок 9.15. Изменение высоты Я, скорости V и температуры Т оболочки НТУ системы
спуска кластера с 1, 2, 4, 7 и 11 CubeSats
V. км/с Н, км
409

9-2
Поскольку линейный размер кластера, содержащего 1 и даже 11 CubeSats, как это
видно из сравнения графиков на парных рисунках 9.9-9.10; 9.11-9.12 и 9.13-9.14, не
влияет практически на аэродинамику такого КА, то требуемый объем технологиче¬
ского куба существенно не изменит линейный размер КА.
Типичность же графиков обеспечена выбором диаметра сферического НТУ, обе¬
спечивающего ввод каждого из таких КА с круговой орбиты ИСЗ высотой 300 км в те¬
чение 2,9±0,1 часа при начальной скорости движения по орбите, равной Г=7726 м/с.
Начальная температура герметичной оболочки из тонкой полиэтилентерефталат-
ной пленки в момент развертывания НТУ из технологического отсека при расчетах
принята равной минус 45°С, а температура её разрушения, равной 350°С.
Анализ графиков рисунка 9.15 показывает, что эволюция траекторных параметров
после развертывания оболочки НТУ проходит с монотоннным снижением высоты
и незначительным повышением скорости до величины Г=7780 м/с. На высоте око¬
ло 250 км оболочка НТУ начинает прогреваться и к моменту достижения времени
функционирования системы спуска 2 ч 48 мин достигает температуры в районе 0°С.
Через 6 минут КА достигает высоты 110 км, при скорости спуска Г=7325 м/с входит
в плотные слои атмосферы, и среднемассовая температура оболочки НТУ становится
близкой к температуре её разрушения ~350°С.
В таблице 9.3 приведены общие результаты аэротермодинамических расчетов
массы и габаритов систем спуска с орбиты ИСЗ легковесных кластеров, составлен¬
ных из нескольких стандартных единиц CubeSats, с использованием НТУ сфериче¬
ской формы.
Таблица 9.3. Геометрические и массовые параметры системы спуска кластеров CubeSats
параметр системы
количество CubeSats в кластере
I
2
4
7
11
высота КЛА, м
3,028
3,764
4,972
6,457
8,128
диаметр НТУ, м
2,83
3,33
4,47
5,66
6,92
площадь поверхности НТУ, м2
25,12
37,68
62,80
100,48
150,72
масса КЛА, кг
2,8
4,2
7,0
11,2
16,8
масса сферы НТУ, кг
0,8
1,2
2,0
3,2
4,8
объем сферы НТУ, м'
11,8
21,7
46,9
94,8
173,8
время схода с орбиты
в плотную атмосферу
2,9±0,1 часа от момента надува сферы НТУ
Для сравнения продолжительности свода легковесного КА с орбиты ИСЗ высотой
600 км в плотные слои атмосферы Земли приведены результаты расчета увода с по¬
мощью сферического НТУ диаметром 6,92 м кластера из 11 стандартных CubeSats
(общая масса КА - 16,8 кг). Круговая скорость ИСЗ на высоте 600 км составляет
7558 м/с.
На рисунке 9.16 приведены траекторные параметры и время увода
На рисунке 9.17 в крупном масштабе времени показан начальный участок эво¬
люции орбиты КА в первые 40 часов функционирования системы увода. Этот уча¬
сток соответствует утолщенным линиям начального изменения высоты и скорости
на рисунке 9.16. Видны колебательный характер изменения высоты Н нахождения
КА на орбите и соответствующий колебательный процесс снижения и повышения
его скорости V.
410

9-2
Т, °С V, км/с Н,
350
7,8
7,5
t, сутки
Рисунок 9.16. Параметры увода ИСЗ массой 16,8 кг, со сферическим НТУ
диаметром 6,92 м, с орбиты высотой 600 км рассматриваемого КА - вход в плотные слои
атмосферы и разрушение оболочки НТУ наступает только на 26 сутки после развертывания
НТУ системы.
Т, °С V, км/с Н, 1
7,562
-50	7,556
Рисунок 9.17. Начальный участок эволюции орбиты при КА массой 16,8 кг со сферическим
НТУ диаметром 6,92 м с орбиты высотой 600 км
411

9-2
V, м/с Н, км
время, ч
Рисунок 9.18. График изменения высоты орбиты и скорости полёта грузового контейнера
массой 400 кг со сферическим НТУ диаметром 20 м при спуске с МКС
На рисунке 9.18 приведен заимствованный из (Иванков А.А., Финченко B.C., 2009)
пример эволюции траектории безымпульсного спуска с Международной космиче¬
ской станции (высота орбиты =425 км) грузового контейнера массой 400 кг со сфери¬
ческим НТУ диаметром 20 м.
Спуск до входа в плотные слои земной атмосферы продолжается около 63 часов.
Эволюция орбитальной траектории контейнера с НТУ до момента спуска на поверх¬
ность аналогична характеру движения и рассмотренного в настоящей главе систе¬
мы увода с помощью сферического НТУ легковесного кластера из 11 стандартных
CubeSats.
В результате оценочных аэротермодинамических расчетов показана возможность
технической реализации способа предотвращения загрязнения околоземного косми¬
ческого пространства легковесных космических аппаратов, если перед их запуском
на основе принятого международным сообществом регламента подсоединять к ним
дополнительный автономный технический отсек, содержащий герметичную оболоч¬
ку и элементы системы подачи в оболочку газа и выпуска её в космическое простран¬
ство. Есть основания утверждать, что эта идея реализуема и для очистки космоса
от более масштабных искусственных космических объектов.
Анализ научно-технической литературы, посвящённой очистке ОЗКП от тех¬
ногенных космических объектов (ТКО), показывает, что существует много различ¬
ных предложений для решения этой проблемы и все они базируются на основе трёх
подходов:
- уничтожение (например, испарение наземными или космическими лазерами)
ТКО на орбите существования;
- увод ТКО на высокие орбиты «захоронения» на многие сотни лет;
412

9-2
- ввод ТКО в атмосферу Земли путем снижения его скорости движения за счет
аэродинамического или иных способов торможения (реактивного, лазерного,
солнечно-парусного и др.).
При этом очищаемую от ТКО область ОЗКП можно разбить на три слоя: слой
(150-350 км) низких околоземных орбит (НОО), коридор функционирования МКС
(350-500 км) и трубку (30000-40000 км) геостационарных орбит (ГСО).
К ТКО (малые, мини-, микро-, нано-, пикоспутники), обращающимся в слое НОО,
должен применяться всемирно принятый стандарт проектирования - все они должны
оснащаться системами ввода в атмосферу после выработки ресурса. Для этого доста¬
точно ввести в их конструкцию источник сжатого газа и развёртываемую герметич¬
ную, наполняемую газом оболочку - надувное тормозное устройство.
Результаты расчёта времени снижения указанных объектов разной массы с НТУ
сферической формы с орбиты высотой 400 км до посадки на земную поверхность
приведены в таблице 9.4, из которой видно, что уменьшение массы объекта и увели¬
чение диаметра его НТУ приводит к уменьшению продолжительности аэродинами¬
ческого торможения, измеряемой в часах.
Таблица 9.4. Продолжительность аэроторможения объекта с НТУ сферической формы
масса объекта
с НТУ, кг
время снижения, час
диаметр НТУ 20 м
диаметр НТУ 30 м
диаметр НТУ 60 м
200
31,0
14,0
3,7
300
46,5
20,8
5,4
400
61,9
•27,7
7,1
Для увода ТКО с орбит выше орбиты функционирования МКС с целью обеспече¬
ния её безопасности целесообразнее использовать увод их на орбиты «захоронения»
или управляемый ввод в атмосферу Земли (Зайцева О.И. и др., 2012). ТКО с ГСО
следует также уводить на орбиты «захоронения», поскольку этот вариант менее
энергозатратный.
На рисунке 9.19 приводится схема конструкции предлагаемого спускаемого ап¬
парата-буксира (САБ) (Финченко B.C., Алифанов О.М. и др., 2015) для снятия техно¬
генных объектов с орбит ИСЗ. САБ представляет собой аппарат для захвата объектов
на орбите и спуска их в атмосфере Земли.
На рисунке 9.19а показан общий вид САБ с НТУ в сложенном в транспортное
положение при выводе на орбиту, на рисунке 9.196 - буксир с захваченным ТКО (вид
сбоку), на рисунке 9.19в - буксир с захваченным ТКО (вид сверху).
Основной несущей конструкцией САБ для снятия объектов с орбит ИСЗ и спуска
в атмосфере Земли является составная платформа 1, имеющая цилиндрическую фор¬
му, на одной части которой размещена двигательная установка (ДУ) 2, а на другой -
контейнер 3 с приборно-навигационной аппаратурой.
К круговому контуру платформы 1 присоединено НТУ 4, собранное из отдельных
помещенных в чехол 6 элементов 5, выполненных, например, в виде полых торов. При
подаче газа в полости этих элементов в космосе раскрывается НТУ заданной формы,
например, в виде усеченного конуса с полым объемом между его малым и большим
основаниями. На платформе 1 также размещены баллоны 7 со сжатым газом системы
наддува НТУ и топливные баки 8 ДУ 2. САБ содержит также удерживающее сни¬
маемый объект 9 устройство 10 внутри полого объема конуса НТУ. Для удержания
413

9-2
НТУ в сложенном при транспортировке САБ положении от несанкционированного
раскрытия используется система обжатия 11.
Предполагаемый процесс захвата, снятия с орбиты ИСЗ и посадки на земную по¬
верхность с помощью САБ предполагается осуществлять следующим образом.
Предварительно, с помощью станций наземного наблюдения за ТКО, находящи¬
мися на орбитах ИСЗ, выбирается подлежащий снятию объект. Далее с помощью на¬
земных измерительных пунктов (НИП) определяются параметры орбиты и геометри¬
ческие размеры этого объекта. Из ассортимента САБ различной тяговооруженности
и габаритов выбирается соответствующий, ДУ которого обеспечит вывод его с опор¬
ной орбиты на орбиту ТКО, а геометрические параметры НТУ позволят разместить
объект в пределах свободного объема НТУ.
Выбранный САБ с НТУ в сложенном положении, показанном на рисунке 9.19а,
размещается под головным обтекателем PH либо в качестве попутного груза к запу¬
скаемому космическому аппарату, либо как самостоятельная полезная нагрузка PH
среднего или малого класса.
После вывода САБ на опорную орбиту рассчитываются баллистические параметры
траектории его вывода на орбиту снимаемого ТКО. В нужный момент времени по ко¬
манде с Земли включается ДУ, и аппарат выводится на эту орбиту. Система навигации,
размещённая в приборном контейнере 3, радиолокационным или оптическим путем
находит снимаемый объект, после чего проводится автоматическое управление сбли¬
жением с ним буксира с использованием ДУ. В момент, близкий к соприкосновению
буксира с объектом, по сигналу соответствующего датчика автоматически включается
система наполнения газом элементов НТУ. В момент соприкосновения снимаемого
с орбиты ТКО с донной частью буксира подается газ для наддува удерживающего
устройства 10. После этого САБ с объектом внутри полости воронки НТУ совершают
совместный полет по орбите. Затем с помощью ДУ связка «буксир+объект» ориен¬
тируется в положение готовности к выдаче тормозного импульса для схода с орбиты.
9	10
1 - платформа; 2 - ДУ; 3 - приборный контейнер; 4 - НТУ; 5 - элементы НТУ;
6 - чехол элементов НТУ; 7 - баллоны со сжатым газом системы наддува НТУ;
8 - топливные баки; 9 - снимаемый объект;
10 - устройство для удержания снимаемого объекта; 11 - система обжатия (шнуры и ленты),
а - буксир в транспортном положении при выводе на орбиту;
б - буксир с захваченным ТКО (вид сбоку); в - буксир с захваченным ТКО (вид сверху)
Рисунок 9.19. Схема буксира для захвата ТКО и доставки на земную поверхность
414

9-2
Затем в НИП определяют момент включения и величину тормозного импульса
двигателя для обеспечения попадания связки в заданную точку условной границы
атмосферы. После выдачи тормозного импульса, в случае необходимости спасения
снимаемого ТКО, может быть предусмотрено отсоединение части платформы 1, со¬
держащей ДУ, от связки. В этом случае наружные поверхности остающейся второй
части платформы 1, НТУ 4 и удерживающего устройства 10 покрываются тепловой
защитой. Если же предусматривается затопление всей связки в заданном районе или
его полное сгорание в атмосфере, тепловая защита НТУ САБ не выполняется.
В заключение напомним высказанное ранее предложение о целесообразности
и назревшей необходимости создания Единого Международного космического стан¬
дарта (ЕМКС). В нем должны быть отражены требования к подготовленным к за¬
пуску космическим аппаратам разного, но особенно малого калибра на низкоорби¬
тальные околоземные. Одним из важных должно стать требование к обязательному
включению в состав КА средства (устройства) надежного увода с занимаемой орбиты
в атмосферу Земли либо на орбиту длительного срока существования, после прекра¬
щения функционирования этого КА.
Таким устройством может служить блок автономный унифицированный (БАУ) -
малогабаритный контейнер со стандартным интерфейсом, обеспечивающим упро¬
щенную стыковку с плоской поверхностью любого элемента конструкции КА, запу¬
скаемого любым государством. В контейнере помещается уложенная в компактный
объем заполняемая газом оболочка.
В зависимости от массы КА и параметров орбиты его размещения, в контейнере
могут быть расположены: ресивер с газом; магистраль с клапаном и пиротехниче¬
ским исполнительным устройством; подключённым к батарее самого блока; элемен¬
ты системы терморегулирования; антенна для приёма команды с Земли.
Функционирование БАУ осуществляется в соответствии со следующей логиче¬
ской цепочкой:
- стыковка контейнера с КА и запуск на орбиту;
- после выхода на заданную орбиту КА с БАУ фиксируется в каталоге функциони¬
рующих объектов соответствующего государства;
- с появлением необходимости снятия КА с орбиты и увода в атмосферу подается
запрос в соответствующий наземный измерительный пункт (НИП) о проведении
баллистических расчетов спуска контролируемого КА на земную поверхность;
- НИП проводит расчеты с учетом возможного состояния атмосферы на уровне высот
орбиты КА и ниже на текущий момент времени и выбирает координаты траектории
орбиты, по достижении которых должен быть активирован БАУ, чтобы обеспечить
приземление возможных остатков КА в заданном районе земной поверхности;
- при появлении КА в области определенных расчетами координат траектории его
полета подается команда на включение системы ввода оболочки НТУ БАУ в ра¬
бочее состояние;
- НИП продолжает наблюдение за траекторией входа КА в плотные слои атмосферы;
- собственник КА подает в Контрольную комиссию ЕМКС доклад о результатах
свода аппарата с орбиты и в случае положительного результата исключает этот
КА из каталога функционирующих объектов.
Создание соответствующих органов по соблюдению выполнения требований
ЕМКС и реализация описанных здесь предложений приведет к резкому сокращению
количества космического мусора на низких (в диапазоне 300-800 км) орбитах функ¬
ционирования ИСЗ.
415

ГЛАВА 10
О ПРОЕКТАХ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ С НАДУВНЫМИ
ЭЛЕМЕНТАМИ КОНСТРУКЦИИ
ЦЩПРОЕКТ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО КОСМИЧЕСКОГО
АППАРАТА IRIS С СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ
НА НАДУВНОМ ОТВЕРЖДАЕМОМ КАРКАСЕ
10.1.1	Конструкция панели солнечной батареи с надувным
каркасом
В предыдущих главах изложены результаты проектирования спускаемых в атмос¬
ферах планет аппаратов (СА), в конструкции которых использовались раскрываемые
в полете устройства для снижения скорости спуска в атмосфере. Устройства эти вы¬
полнялись в соответствии с описываемой в книге концепцией применения в издели¬
ях космической техники надувных элементов конструкции (НЭК) в виде герметич¬
ных оболочек, формирующих при наполнении их полостей газом необходимую для
эффективного торможения форму и размеры аэродинамического и теплозащитного
экрана СА.
Эта же концепция может быть распространена и на исполнение некоторых видов
дополнительного оборудования космических аппаратов, формируемых с помощью
НЭК: каркасов солнечных батарей (СБ) и солнечных парусов КА, параболических ан¬
тенн космических радиотелескопов, ферменных конструкций и длинномерных штанг
для удержания удаляемых от КА приборов и др.
Основным положительным эффектом, достигаемым при реализации этой кон¬
цепции, является возможность многократного уменьшения габаритов после укладки
этих конструкций в компактный объем в транспортном положении.
Основной же недостаток указанных НЭК - возможность потери их формы в слу¬
чае разгерметизации надувных оболочек.
Однако современные достижения в области материаловедения, значительно обо¬
гащенной после изобретения и активного внедрения в космическую отрасль широ¬
кого ассортимента полимерных композиционных материалов (ПКМ), предоставляют
возможность устранения указанного недостатка.
Возможность эта обеспечивается наличием эластичных ПКМ для изготовления
основных элементов несущих каркасов перечисленных элементов КА, пропитыва¬
ния их соответствующими веществами и последующего после полного их раскрытия
в космосе ужесточения (отверждения) этих материалов под воздействием термиче¬
ских, химических, физических и других природных факторов.
Международным научно-техническим центром (МНТЦ) было предложено НИЦ
им Г.Н. Бабакина и НПО им С.А. Лавочкина, рисунок 10.1, по контракту №2836
от 23.12.2003 выполнить проектные работы по созданию КА с элементами надувных
отверждаемых конструкций и осуществить его запуск на орбиту ИСЗ с целью демон¬
страции возможностей концепции применения НЭК в конструкциях КА.
416

10-1
I S т с
M H T Ц
INTERNATIONAL SCIENCE
&TECHNOLOGY CENTER
Рисунок 10.1. Логотипы МНТЦ, КА IRIS, НПО Лавочкина и НИЦ им. Бабакина
В качестве проектируемого демонстрационного объекта первоначально была вы¬
брана платформа, несущая две панели с фотопреобразователями солнечной энергии,
размещаемые каждая на своем каркасе надувной конструкции. Была также заплани¬
рована схема выведения такого демонстратора на орбиту ИСЗ с помощью ракеты-но¬
сителя (PH) «Союз» и разгонного блока «Фрегат» (РБФ) в качестве попутного груза
при одном из запусков основного КА.
При такой организации запуска основным силовым элементом конструкции де¬
монстратора может служить установленный на РБФ адаптер с двумя рамами, на ка¬
ждой из которых может быть смонтирована панель СБ с системой наполнения, и ком¬
плекс бортовой аппаратуры (КБА) несущей платформы и исполнительных устройств
демонстратора.
2
5
3
1
I - корпус контейнера отверждаемой трубы; 2 - крышка контейнера отверждаемой трубы;
3 - труба отверждаемая; 4 - вал мембраны; 5 -- мембрана; 6 - контейнер привода траверсы;
7 - крышка привода траверсы; 8 - труба-привод траверсы; 9 - траверса; 10 - пироболт;
II - пироклапан; 12 - пирочека; 13 - датчик выдвижения.
Рисунок 10.2. Панель солнечной батареи КА IRIS в рабочем положении
НПО
У14В0ЧКИИ4
BABAKIN
SPACE CENTER
417

10-1
На рисунке 10.2 показан общий вид и состав панели солнечной, развернутой в ра¬
бочее положение батареи КА, получившего индекс IRIS (Inflatable Rigidizable System).
В состав каждой панели СБ демонстрационного КА IRIS входят следующие ос¬
новные системы, агрегаты, устройства и элементы:
- каркас из элементов жесткой и надувной конструкции;
- мембраны для размещения фотопреобразователей солнечной энергии;
- система наполнения надувных ужесточаемых (отверждаемых) элементов каркаса
панели;
- пиротехнические устройства, задействующие (инициирующие) работу системы
наполнения и раскрытия панели в рабочее состояние.
После срабатывания пиротехнических устройств каркас панели СБ образуется пу¬
тем расправления под напором газа из системы наддува двух параллельных труб 3,
двух валов 4 жесткой конструкции с намотанными на них мембранами 5, двух под¬
вижных жестких траверс 9 и надувной трубы-привода 8 валов 4, обеспечивающих
вращение и выдвижение траверс 9.
В транспортном положении отверждаемые трубы 3 и труба-привод 8 находятся
в сложенном положении внутри своих контейнеров I и 6, закрытых соответствую¬
щими крышками 2 и 7, скрепленными с торцами своих труб, а мембраны 5 намотаны
на валы 4.
По команде на раскрытие панели одновременно срабатывают пиротехнические
устройства: пироболт 10, пироклапан 11 и пирочека 12, обеспечивающие попадание газа
из системы наполнения в трубы 3, 8 и вращение валов 4. Наполняемые газом отвержда¬
емые трубы 3 и труба-привод 8 расправляются, траверсы 9 натягивают мембраны 5,
а вращающиеся валы 4 дают свободу их натяжению. Контроль за движением траверс
9 и удлинением панелей СБ до заданной отметки осуществляет датчик выдвижения 13.
Каждую из панелей СБ предполагалось монтировать на своей, установленной
на адаптере РБФ раме с кронштейнами.
Эффективная суммарная площадь мембран одной панели СБ составляет 10 м2 при
соотношении сторон 1:2,5.
Массовая сводка одной панели солнечной батареи КА - демонстратора IRIS -
приведена в таблице 10.1.
Таблица 10.1. Массовая сводка панели солнечной батареи КА IRIS
наименование
кол-во
масса, кг
примечание
контейнер отверждаемой трубы
2
4,30
- корпус контейнера
2
2,40
- пироболт
6
0,90
- пироклапан
2
0,40
- крышка
2
0,60
труба отверждаемая
2
1,30
присоединена к траверсе
привод траверсы
1
2,60
- корпус
1
1,30
- пирочека
1
0,30
- крышка
1
0,40
- труба-привод
1
0,60
присоединена к траверсе
траверса
1
0,50
вал мембраны
2
1,20
мембрана
2
3,50
датчик выдвижения
2
0,20
итого панель СБ
13,600
418

10-1
Система наполнения (СН) труб каркаса двух панелей СБ КА IRIS состоит
из двух аналогичных подсистем, каждая из которых предназначена для наполнения
труб каркаса одной из панелей СБ. Рабочее тело СН - газ азот. Масса газа 40 г на ка¬
ждую панель. Давление в баллоне СН - 40 атм в нормальных климатических услови¬
ях (НКУ по ГОСТ 16504-8Г. температура 25±10°С; относительная влажность возду¬
ха - 45-80%; атмосферное давление - 84,0-106,7 кПа).
Давление в отверждаемых трубах 3 и центральной трубе-приводе 8 после на¬
полнения не должно превышать 20 кПа (~0,2 атм.). Время наполнения труб - около
120 секунд.
Схема и состав системы наполнения одной панели СБ КА IRIS представлены
на рисунке 10.3.
1 - заправочный клапан; 2 - шар-баллон; 3 - пусковой пироклапан; 4 - дроссель;
5 - пироклапан наполнения отверждаемых труб; 6 - отсечной клапан; 7 - пироклапаны сброса
давления из центральной и отверждаемых труб; 8 - магистрали вакуумирования полостей
центральной и отверждаемых труб; 9 - датчик давления в шар-баллоне;
10 - датчик давления в отверждаемых трубах; 11 - датчик давления в центральной трубе,
а - заправка азотом; б - вакуумирование внутренних полостей;
в - сброс азота после отверждения; г - центральная труба; д - отверждаемые трубы.
Рисунок 10.3. Система наполнения панели солнечной батареи КА IRIS
419

10-1
Эта система содержит заправочный клапан I для заполнения шар-баллона 2 ра¬
бочим телом по магистрали «а» при закрытом положении пускового пироклапана 3.
Давление в шар-баллоне 2 контролируется датчиком 9.
Для раскрытия панели после срабатывания клапана 3 газ из баллона 2 через дрос¬
сель 4 и пироклапаны 5 попадает в магистраль наполнения центральной трубы «г»
и двух отверждаемых труб «д». Давление в отверждаемых трубах контролируется
датчиком 10, а в центральной трубе - датчиком давления 11. При достижении нужно¬
го давления в трубах «г» и «д» срабатывает отсечной клапан 6.
Сброс газа из труб «г» и «д» при превышении в них давления 20 кПа осуществля¬
ется через пироклапаны 7. Вакуумирование полостей центральной «г» и отверждае¬
мых «д» труб проводится с использованием магистралей 8.
Надувные элементы каркаса панелей солнечной батареи КА IRIS изготовлены
из полимерных композитных материалов, выбор которых был обоснован проведен¬
ными исследованиями их широкого ассортимента, используемого в различных отрас¬
лях отечественного народного хозяйства.
Далее кратко описываются основные результаты этих исследований, а также лабо¬
раторных опытов по их отверждению, позволивших разработать основы соответству¬
ющего технологического процесса.
10.1.2	Материалы для изготовления надувных оболочек труб
каркаса солнечных батарей КА IRIS
и технология их отверждения
Выбор материалов для изготовления надувных элементов каркаса СБ КА IRIS
и НЭК других аппаратов потребовал проведения большого объема исследований ши¬
рокого ассортимента различных материалов, относящихся к категории ПКМ - мате¬
риалов на основе тканых и нетканых волокнистых систем (металлические фольги
с полимерными покрытиями, пленки полимерные металлизированные и др.). Все эти
материалы являются гибкими и позволяют проводить укладку надувных конструкций
в компактный объем. В таблице 10.2 для представления о наборе таких материалов
приведены основные физические свойства, указывающие на возможную по массе
и прочности пригодность их для изготовления НЭК КА.
Таблица 10.2. Свойства материалов, пригодных для создания раскрываемых НЭК КА
ткань
плотность, г/см:
модуль упругости, ГПа
прочность, МПа
стекло
0,38
7,3
150
углерод
0,47
17,3
118
найлон
0,33
1,3
56
вектра
0,42
0,6
41
кевлар
0,28
6,6
172
номекс
0,33
1,5
54
полиэфир
0,42
0,7
33
хлопок
0,28
1,7
41
Но представленных качеств этих материалов явно недостаточно для указанного
использования в составе КА. Для исключения потери формы НЭК в рабочем состо¬
янии, долгосрочно функционирующего КА в космической среде, материалу НЭК
420

10-1
для сохранения в случае утечки газа наддува первоначальной формы следует придать
жесткость. Это можно осуществить либо передачей к материалу НЭК на основе ПКМ
некоторого количества тепла от дополнительного источника энергии, либо воздей¬
ствием на него факторов космического пространства (ФКП).
Согласно литературным данным использовать условия ФКП для инициирования
и поддержания кинетики процесса изменения упруго-прочностных свойств ПКМ
(ужесточение, отверждение) неоднократно предлагалось (Новые наукоемкие техно¬
логии в технике., 1996; 2000; Guidanean К. et ah, 1998; Scarborough S.E. et ai, 2000;
Cadogan D.P. et ai, 2001; Allred R.E. et ai, 2002).
К факторам космической среды, влияющим на физическое состояние НЭК КА
и кинетику процессов ужесточения их материалов, относятся микрометеориты
и твердые частицы искусственного происхождения, космический вакуум, потоки
электронов и ионов высокой энергии, холодная и горячая космическая плазма, сол¬
нечное электромагнитное излучение в ультрафиолетовом (УФИ) и инфракрасном
(ИКИ) диапазоне длин волн, атомарный кислород, низкая гравитация и другие факто¬
ры {С ем кин Н.Д. и др., 2013).
Гпубокий вакуум способствует удалению низкомолекулярных компонентов, в том
числе адсорбированного на Земле кислорода, модифицирующих добавок (пластифи¬
каторов, антирадов и т.п.) и продуктов реакций, которое сопровождается потерей мас¬
сы материала, изменением его объема (усадками), самоускорением или замедлением
реакций деградации и другими эффектами.
Ионизирующие излучения вызывают интенсивные радиационно-химические
превращения (процессы деструкции, прививки и сшивания), сопровождающиеся вы¬
делением низкомолекулярных веществ, усадками, возникновением субмикро- и ми¬
кродефектов, накоплением электрических зарядов на поверхности и в объеме мате¬
риала. Их воздействие на полимеры на 90% локализуется в их поверхностных слоях
толщиной до 10 мкм, но за счет активационных процессов может достигать глубины
в 10... 100 раз большей.
Электромагнитное и рентгеновское излучение Солнца, в первую очередь ва¬
куумный ультрафиолет с длиной волны менее 200 нм, действует аналогично корпу¬
скулярным ионизирующим излучениям.
Перепад температур (термоциклирование) может вызвать термохимические
превращения полимеров, обратимые релаксационные и фазовые переходы в них,
в первую очередь расстеклование и плавление, усиливать термофлуктуационные
эффекты. Перепады температур способны вызывать также эффекты отжиг-закалка,
сопровождающиеся термическими усадками, возникновением остаточных термиче¬
ских напряжений, микро- и макродефектов (трещин).
Микрометеороидные частицы различной природы и размеров вызывают эро¬
зию и образование микро- и макрократеров в материалах или сквозных дефектов
в них.
Одним из наиболее опасных факторов космической среды на околоземных орби¬
тах для тонкостенных конструкций на основе полимерных пленок и органических
тканей, пропитанных полимерным связующим, является атомарный кислород, кото¬
рый вызывает интенсивные окислительные и эрозионные процессы в поверхностных
слоях полимеров. Наряду с вакуумным ультрафиолетом атомарный кислород оказы¬
вает наибольшее деструктирующее влияние (поверхностное окисление и травление)
на полимерные материалы.
421

10-1
В таблице Ю.З в качестве полезной информации приведены данные об эффектив¬
ности реакции атомарного кислорода с полимерами, полученные в натурных услови¬
ях при сравнительно небольших экспозициях, (Милинчук В.К. и др., 1994).
Таблица 10.3. Эффективность реакций атомарного кислорода с полимерными материалами,
измеренная в условиях космоса, и прогнозируемое уменьшение толщины материала за 11 лет
эксплуатации на высоте 300 км
Re-10"24, см’/атом О
уменьшение толщины
материал
материала, см
Rm in
#max
Atfmin
А Ншх
поликарбонат
6,0
-
0,8
-
капрон
4,2
-
0,73
-
полиимид (каптон)
3,0
3,5
0,37
0,43
аримид
3,5
-
0,45
-
полиметил метакрилат
3,1
4.8
0,47
0,75
поливиниловый спирт
3,1
-
0,23
-
полиформальдегид
2,6
-
0,46
-
полисульфон
2,4
-
0,3
-
полиэтилентерефталат
2,3
2,9
0,41
0,5
эпоксидный углепластик
2,0
2,6
0,36
0,46
полихлортрифторэтилен
1,8
-
0,13
-
эпоксидная смола
1,7
2,6
0,3
0,46
полистирол
1,7
-
0,27
-
органосилоксаны
0,05
0,4
0,009
0,07
тефлон
0,03
0,3
0,0025
0,025
Si02
0,0008
0,01
0,00006
0,0007
алюминий
0
0,01
0
0,0007
В вышеприведенных источниках об использовании условий ФКП для иниции¬
рования и поддержания кинетики процесса изменения упруго-прочностных свойств
ПКМ указано на возможность применения шести способов ужесточения под дей¬
ствием ФКП полимерных материалов, образующих крупногабаритные космические
конструкции:
1. Отверждение в результате химических реакций под действием нагрева (в пер¬
вую очередь солнечного инфракрасного излучения).
2. Отверждение в результате химических реакций под действием солнечного уль¬
трафиолетового излучения.
3. Отверждение под действием паров химических веществ, испаряющихся в кос¬
мическом вакууме и диффундирующих через стенку конструкции, пропитанную по¬
лимерным связующим.
4. Необратимое изменение жесткости стенки конструкции в результате вспенивания
полимерных композиций в вакууме, которое сопровождается химическими реакциями.
5. Обратимое изменение жесткости стенки конструкции в результате физических
превращений в полимере при последовательном нагреве/охлаждении.
6. Необратимое изменение жесткости стенки конструкции в результате физиче¬
ских превращений в процессе удаления в космическом вакууме низкомолекулярных
компонентов из состава материала.
422

10-1
Первые четыре способа ужесточения связаны с прохождением химических реак¬
ций отверждения полимерных композиций, вызванных солнечным излучением, под¬
водимой энергией или космическим вакуумом; пятый и шестой способы обусловлены
прохождением обратимых или необратимых физических превращений в полимерном
материале под действием тех же факторов.
Ради краткости изложения, оставим за рамками настоящей книги подробное опи¬
сание природы химических и физических превращений полимерных материалов под
воздействием ФКП, преимуществ и недостатков того или иного способа ужесточения
и другие общие вопросы теоретических исследований.
Перечислим лишь с краткими комментариями логическую цепочку проведенных
исследований и опытов, обеспечивших формулировку общих требований к материа¬
лам ПКМ для изготовления НЭК КА, выбору материалов, конструкции, к разработке
технологии изготовления материалов для надувных труб каркаса конкретного изде¬
лия - панелей солнечной батареи КА IRIS - и их ужесточения.
На первом этапе проведенных исследований анализировались существующие
способы преобразования форм крупногабаритных элементов КА: механические с ис¬
пользованием упругих сил, пружинного или магнитного привода, пневматические
путем наполнения оболочек газом, изготовление стержневых, балочных конструкций
и ферм непосредственно на орбите с помощью специальных машин (Plastics in outer
space, 1982) и др.
Здесь приоритет был отдан использованию концепции создания надувных эле¬
ментов в конструкции КА как наиболее мобильному и простому способу построения
легковесных конструкций.
Последующие исследования влияния космической среды на возможные материа¬
лы для создания НЭК КА позволили установить как разрушительное влияние ФКП
на них, так и полезное воздействие на специально созданные материалы, меняющие
свою жесткость.
В работах (Cadogan D.P. et al., 2001; Allred R.E. et ai, 2002) описаны некоторые
предложения об использовании в качестве инициатора отверждения полимерных
связующих солнечного ультрафиолетового излучения, приводящего к ужесточению
конструкционных материалов. Первой из предложенных и опробованных в условиях
космоса отверждаемых систем было связующее, которое обеспечило жесткость стен¬
ки спутника «Echo II» (см. главу 1) надувной конструкции. Оно представляло собой
ненасыщенную полиэфирную смолу, отверждаемую под воздействием УФИ по меха¬
низму радикальной полимеризации. Отверждение длилось 10...30 мин.
Модификацией этого способа ужесточения явилось также использование поли¬
эфирного связующего с добавками органической соли, которая под действием УФИ
разлагается с выделением азота, обеспечивающего вспенивание связующего. Дли¬
тельность отверждения такой композиции составляла 25...40 мин.
Перспективными также являются материалы на основе эпоксиполиэфирных ком¬
позиций, предварительно отверждаемых в земных условиях методом нагрева и окон¬
чательно отверждаемых на второй стадии в космосе под действием УФИ.
Рассмотрение ряда трансформируемых в космосе крупногабаритных конструкций
позволило выявить, что наиболее целесообразной для создания надувных каркасов
элементов КА являются конструкции, образованные системой перекрестных труб¬
чатых балок. Все эти конструкции объединяет то, что они принимают равновесную
форму при подаче избыточного внутреннего давления. Материал их стенок может
423

10-1
быть выполнен в виде пленок или армирующих тканей, способных придавать необ¬
ходимые свойства прочности и жесткости.
При этом по результатам опытных лабораторных исследований была отмечена
одна особенность свойств стенки, армированной тканью: поскольку в тканях нити
основы направлены вдоль, а нити утка - поперек, то получаемая стенка трубчатой
балки, образованная одним слоем ткани, будет иметь всего два ортогональных на¬
правления армирования. При этом если ткань ориентирована вдоль балки, то она бу¬
дет придавать ей повышенные прочностные и жесткостные свойства в продольном
и кольцевом направлении. Прочность же и жесткость балки при сдвиге и кручении
будут определяться типом связующего вещества.
При создании конструкции панели минимальной массы с ужесточающимся карка¬
сом для КА IRIS наибольший интерес представляет вариант, состоящий из простей¬
ших трубчатых балочных элементов.
Из анализа предлагаемых разворачиваемых при наполнении газом твердеющих
конструкций следует, что структура стенки такого элемента должна состоять как ми¬
нимум из 2-х или 3-х слоев, как показано на рисунке 10.4.
	з
)    2
 1
1 - внутренняя, герметичная оболочка балки; 2 - ужесточаемая, несущая часть конструкции;
3 - защитный слой, его наличие или отсутствие определяются типом используемого
связующего.
Рисунок 10.4. Стенка трубчатого элемента каркаса (балочного элемента)
На основе анализа полученных сведений о влиянии ФКП на полимерные мате¬
риалы могут быть сформулированы следующие основные эксплуатационные требо¬
вания, предъявляемые к ужесточаемым за счет воздействия ФКП материалам, пред¬
назначенным для производства крупногабаритных тонкостенных конструкции. Они
должны обладать:
- теплостойкостью не ниже 150°С;
- радиационной стойкостью, обеспечивающей заданный срок эксплуатации;
- низкой летучестью в вакууме;
- стойкостью к атомарному кислороду в случае эксплуатации на околоземной
орбите.
Наряду с этими требованиями используемые материалы должны удовлетворять
заданным технологическим требованиям и обеспечивать возможность развертывания
конструкции НЭК при регулируемой скорости изменения жесткости без затрат энер¬
гии от внешнего источника, что позволит зафиксировать форму конструкции после
окончания ее разворачивания.
Общий технологический процесс производства и ужесточения конструкций при¬
менительно к трубчатым элементам выбирался из анализа двух основных направле¬
ний, зависящих от выбранного варианта связующего.
Для варианта композиции, отверждаемой за счет химической реакции под
действием солнечного ультрафиолетового излучения, необходимо выполнение следу¬
ющих операций:
424

10-1
- приготовление связующего на основе термореактивного связующего вещества
с отвердителем для получения композиции редкосетчатой структуры;
- подготовка ткани для пропитки связующим веществом;
- изготовление из ткани шитьем цилиндрической заготовки;
- пропитка тканой цилиндрической заготовки композицией со связующим веще¬
ством, содержащим отвердитель, до заданного соотношения;
- термообработка заготовки для придания редкой сетчатой структуры полимерно¬
му связующему веществу;
- насыщение заготовки с редкосетчатым связующим веществом до заданного соот¬
ношения пластификатором с отвердителем;
- помещение внутрь заготовки герметичного чехла;
- подсоединение герметичного чехла к системе наддува конструкции;
- компактная укладка заготовки в герметичную упаковку и хранение;
- доставка заготовки конструкции на орбиту;
- разворачивание конструкции за счет наддува избыточным давлением газа из си¬
стемы наддува;
- ужесточение конструкции за счет отверждения временного пластификатора под
действием УФИ и фиксация формы конструкции.
Для реализации варианта композиции, ужесточаемой в условиях вакуума
за счет удаления летучего пластификатора, необходимо:
- приготовить связующее на основе растворимого водой вещества с модифициру¬
ющими добавками;
- обработать ткани с целью улучшения пропитки раствором растворимого водой
связующего;
- изготовить из ткани шитьем цилиндрические заготовки;
- пропитать тканые цилиндрические заготовки растворимым водой связующим
до заданного соотношения;
- просушить заготовки для удаления растворителя;
- термически обработать заготовки для придания редкосетчатой структуры поли¬
мерному связующему веществу;
- насытить заготовки пластификатором до заданного соотношения;
- поместить внутрь заготовки герметичный чехол;
- подсоединить герметичный чехол к системе наддува конструкции;
- уложить компактно заготовки в герметичную упаковку на хранение;
- доставить заготовки конструкции на орбиту;
- развернуть конструкцию за счет наддува избыточным давлением газа;
- ужесточить конструкцию в состоянии заданной формы за счет самоудаления
остаточного пластификатора.
Анализ результатов всех проведенных исследований в обеспечение выполнения
задачи проектирования и создания разворачиваемого надувного каркаса панели сол¬
нечной батареи КА IRIS показал целесообразность рассмотрения следующих вари¬
антов его конструкции:
- с комбинированными многозвенными жесткими торцевыми элементами
(вариант А);
- с жестким корневым элементом (вариант Б);
- с пневматическими и ужесточаемыми элементами (вариант В);
- с основанием в форме треугольника (вариант Г);
425

10-1
- с кольцом в форме тора (вариант Д);
- с перекрестной системой балок (вариант Е).
Схемы конструкций всех этих вариантов показаны на рисунке 10.5.
В варианте А каркас панели СБ снабжен двумя торцевыми поперечными жестки¬
ми элементами и тремя продольными надувными отверждаемыми балками. Жест¬
кие элементы выполнены складываемыми для обеспечения требований по укладке
в транспортное положение. К торцевым элементам крепится мембрана.
После разворачивания и ужесточения каркаса торцевые элементы и продольные
штанги работают как перекрестные балки, воспринимающие растяжение-сжатие, пе¬
ререзывающие силы и изгибающие моменты. На корневую поперечную балку, кроме
того, передается значительный крутящий момент.
Недостатком рассматриваемой схемы является то, что из-за большой протяженно¬
сти продольных балок закрепление мембраны на них нежелательно.
Д	Е
А - вариант с комбинированными многозвенными жесткими торцевыми элементами;
Б - вариант с жестким корневым элементом; В - вариант с пневматическими
и ужесточаемыми элементами; Г - вариант с основанием в форме треугольника;
Д - вариант с торообразным кольцом; Е - вариант с перекрестной системой балок.
Рисунок 10.5. Варианты возможных конструкций разворачиваемого каркаса панели
426

10-1
В отличие от предыдущего варианта, в варианте Б каркас панели имеет жесткий
корневой элемент и трубчатый U-образный ужесточаемый контур. При этом как
продольные трубы, так и концевая поперечная имеют одинаковый диаметр. Жест¬
кий элемент выполнен складным, состоящим из трех звеньев, которые фиксируются
в развернутом состоянии. Закрепление мембраны предусматривается только на попе¬
речных элементах. Силовая схема напоминает вариант А, за исключением централь¬
ной продольной балки, и все элементы работают на те же нагрузки.
Каркас панели варианта В является полностью пневматическим и ужесточаемым.
Силовая схема панели в рабочем состоянии совпадает с вариантом Б.
К недостаткам этой конструкции относится то, что из-за больших крутящих мо¬
ментов, возникающих в корневой балке, потребуются специальные мероприятия,
обеспечивающие требуемые прочностные и жесткостные характеристики панели.
Каркас варианта Г является полностью пневматическим и ужесточаемым. По си¬
ловой схеме он представляет собой раму с двумя продольными балками и четырьмя
поперечными. В основании панели располагаются две балки, образующие треуголь¬
ник, вершина которого жестко закреплена с платформой КА. Все балки выполнены
в виде тонкостенных труб одинакового диаметра и расположены в одной плоскости.
Трубы соединены друг с другом по всем линиям пересечения.
На каркасе установлена мембрана прямоугольной формы, которая может быть
закреплена как к поперечным, так и продольным балкам. Наличие двух средних по¬
перечных балок позволяет существенно разгрузить продольные балки от нагрузок,
вызванных мембраной, и повышает общую жесткость конструкции в поперечном
направлении.
Недостатком рассмотренной силовой схемы является то, что в двух корневых
балках, образующих треугольник, возникают значительные крутящие моменты, хотя
и меньшие по величине, чем в варианте В.
Каркас варианта Д включает две тонкостенные трубчатые балки, расположенные
V-образно и жестко закрепленные на платформе. На балках установлено кольцо, вы¬
полненное в виде тонкостенного тора, на кольце закреплена мембрана. Кольцо имеет
четыре точки контакта с балками (по две на каждую балку). В этих точках осущест¬
вляется передача нагрузок от кольца к балкам.
Наличие кольца позволяет равномерно нагружать мембрану в ее плоскости. Кроме
того, данная конструкция представляет интерес с позиции получения минимальной
длины периметра при заданной площади мембраны и, соответственно, массы кон¬
струкции. В рассматриваемой схеме балки должны воспринимать усилия растяжени¬
я-сжатия, перерезывающие силы и изгибающие моменты. В кольце, кроме названных
выше сил, возникают значительные крутящие моменты.
Недостатком рассмотренной силовой схемы является наличие больших крутящих
моментов в сечениях кольца.
В варианте Е, как и в варианте Д, имеются две тонкостенные трубчатые балки,
расположенные V-образно и закрепленные на платформе. На этих балках устанав¬
ливаются поперечные балки, имеющие с каждой V-образной одну точку контакта.
Таким образом, поперечные балки можно рассматривать как двухопорные, а каждую
из V-образных - как консольно закрепленную.
Мембрана закреплена на поперечных балках. Достоинством данной силовой схе¬
мы является то, что во всех балках практически отсутствуют крутящие моменты.
427

10-1
Отметим, что в тех случаях, когда мембрана закреплена по всему периметру,
жесткость всей конструкции панели в ее плоскости повышается.
Сформулированные выше основные эксплуатационные требования к материалам
тонкостенных конструкций, ужесточаемых в условиях космического пространства,
позволили проанализировать требования к ним по стадиям технологического процес¬
са получения заготовки конструкции, компактной ее укладки, доставки, разворачива¬
ния, ужесточения и эксплуатации.
На стадии получения заготовки необходимо обращать внимание на то, что по¬
лимерное связующее и тканый наполнитель должны:
- быть совместимыми, обеспечивающми качественную пропитку ткани;
- быть доступными, дешевыми и обладать низким удельным весом;
- позволять использовать традиционные технологические процессы получения
слоистых ПКМ.
На стадии хранения полуфабрикат должен обладать:
- низкой жесткостью, обеспечивающей компактную укладку заготовки;
- минимальной липкостью во избежание слипания в сложенном состоянии;
- способностью длительно храниться в сложенном состоянии без образования за¬
ломов на местах изгибов;
- микробиологической стойкостью, а также обеспечивать возможность проверки
ужесточения в земных условиях.
На стадии преобразования и фиксации формы заготовка должна:
- легко и надежно преобразовываться в готовое изделие в широком температурном
интервале, принимая заданную форму;
- обеспечивать регулируемую скорость ужесточения без нарушения процесса
разворачивания;
- обеспечивать конструкции требуемую устойчивость формы после ужесточения;
- обеспечивать минимальное энергопотребление с борта КА для реализации про¬
цесса разворачивания и ужесточения.
После ужесточения материал конструкции должен:
- быть стойким к воздействию факторов космического пространства, в первую оче¬
редь к УФИ, ИКИ, радиации, воздействию атомарного кислорода и термоцикли-
рованию, обеспечивая заданный срок эксплуатации конструкции в условиях кос¬
мической среды;
- обладать высокими удельными деформационно-прочностными свойствами, тер¬
мической стойкостью, низким газовыделением, минимальным коэффициентом
термического расширения.
Выбор тканей из перечисленных в таблице Ю.2 и пригодных для изготовления
тонкостенных надувных конструкций обусловлен, в первую очередь, требованиями
к упругим и весовым характеристикам конструкции, а также требованием к каче¬
ственной пропитке ткани связующим.
Учитывая эти требования, углеродные ткани не подходят из-за своей хрупкости,
затрудняющей компактную укладку заготовки. Несмотря на то, что стеклянные ткани
обладают высокими удельными весовыми характеристиками, что ведет к повыше¬
нию весовых параметров конструкции, их использование возможно при оптимальном
выборе характера плетения.
Наиболее пригодными для рассматриваемого применения являются органические
ткани, обладающие максимальным модулем упругости и высокой теплостойкостью.
428

10-1
К таким тканям, в первую очередь, относятся ткани на основе ароматических полиа¬
мидов торговых марок «СВМ», «Терлон», «Фенилон» (Россия), «Кевлар» (США) и др.
В. качестве связующих (пропитывающих составов) для получения композицион¬
ного материала целесообразен выбор из двух альтернативных вариантов:
- олигомерные композиции, которые хорошо смачивают и пропитывают ткани раз¬
личного плетения и претерпевают химические превращения, сопровождающиеся
отверждением под действием температуры и/или излучений;
- полимерные композиции в виде растворов, из которых после пропитки удаляют
растворитель, заменяя его временным пластификатором, удаление которого в ва¬
кууме сопровождается ужесточением материала.
Первый вариант при дальнейшем проектировании надувного каркаса КА IRIS
был выбран как резервный, а второй принят основным. В качестве резервного ва¬
рианта (химически ужесточаемые композиции под действием УФИ) было решено
использовать эпоксидную композицию с аминным отвердителем для придания эпок¬
сидной смоле редкосетчатой структуры и исключения ее липкости при сохранении
относительно низкой жесткости и способности к набуханию во временном пласти¬
фикаторе. При этом в качестве временного пластификатора, снижающего жесткость
отверждённых эпоксидных смол, использовался ненасыщенный олигоэфир с ини¬
циированием отверждения и соответствующего необратимого изменения жесткости
композиции УФИ.
В качестве второго варианта композиций (ужесточаемых в условиях вакуума
за счет удаления летучего пластификатора) принят состав на основе термопластич¬
ного полимера - поливинилового спирта со сшивающим агентом для придания ему
редкосетчатой структуры с целью предотвращения растворения при насыщении пла¬
стификатором и слипания при хранении.
Ткань пропитывают водным раствором поливинилового спирта со сшивающим
агентом, после чего растворитель удаляют, а полимеру придают сетчатую структуру.
При этом он сохраняет способность набухать в низкомолекулярном летучем временном
пластификаторе, обратимо изменяя свою жесткость при его сорбции или десорбции.
Исходными компонентами для ужесточаемого (отверждаемого) в вакууме
материала (основной вариант) являются:
- органические ткани: «Фенилон», СВМ, стеклоткань Т-16;
- термопластичный полимер (поливиниловый спирт), растворимый или набухаю¬
щий во временном пластификаторе;
- сшивающий агент: триметилолфенолат бария в количестве от 3 до 25 массового
процента от массы поливинилового спирта;
- временный пластификатор с заданной летучестью в вакууме и не загрязняющий
поверхности воды;
- пленочный внутренний герметизирующий чехол - пленка полиэтилентерефта-
латная толщиной от 10 до 50 мкм или ткань ТПМ-8.
В полностью высушенном состоянии материал основного варианта облада¬
ет следующими свойствами: плотность р=1,3±0,1 г/м3, термостойкость до 220°С,
и деформационно-прочностными характеристиками: £',,„=5400 МПа, ар=100 МПа,
а|П1=65 МПа.
Соотношение компонентов ужесточаемого материала тканый наполнитель к тер¬
мопластичному полимеру - от 0,4:0,6 до 0,6:0,4 массовых долей, в зависимости
от требуемой жесткости и прочности материала.
429

10-1
В редкосетчатом поливиниловом спирте содержится дополнительное количество
растворителя или пластификатора, удаляемого в вакууме, от 12 до 20 массовых про¬
центов от веса полимера (в зависимости от требуемой начальной эластичности мате¬
риала в сложенном состоянии).
Исходными компонентами для ужесточаемого под действием УФИ матери¬
ала (резервный вариант) являются:
- органические ткани: «Фенилон», СВМ, стеклоткань Т-16;
- эпоксидная смола марки ЭД-20;
- аминный отвердитель (диаминодифенилметан - ДАДФМ);
- композиция для временной пластификации редкосетчатой эпоксидной смолы -
смесь дианового эпоксиакрилата с мономером МГФ-9 и перекисью (андрахинон);
- пленочный внутренний герметизирующий чехол, выполненный из полиэтиленте-
рефталатной пленки толщиной от 10 до 50 мкм или из ткани ТПМ-8.
Соотношение компонентов ужесточаемого материала НЭК тканый наполнитель
к предварительно отверждённой эпоксидной смолой с композицией для временной
пластификации можно выбирать в диапазонах от 0,4:0,6 до 0,6:0,4 массовых долей,
в зависимости от требуемой жесткости и прочности материала.
Оба способа ужесточения были опробованы на модельных образцах и показали
удовлетворительные результаты. Время отверждения химически ужесточаемой под
действием УФИ и ужесточаемой под действием вакуума композиции составляло
1...5 и 20...30 мин соответственно.
Лабораторные исследования механических характеристик двух типов органиче¬
ских тканей «Терлон» и СВМ, совмещенных с ужесточаемым связующим, показали,
что однослойный конструкционный материал на тканевой основе с высокой плотно¬
стью набивки (ткань СВМ) не может обеспечить высокие жесткостные характеристи¬
ки, особенно в направлении основы. Последнее связано с более высокой степенью
изогнутости нитей основы, чем уточные нити, при равном тексе нитей и полотняном
типе структуры.
Кроме того, плотно набитые ткани плохо пропитываются высоковязкими раство¬
рами, в результате чего основная масса связующего высаживается на внешних по¬
верхностях тканого материала, а середина оказывается сухой. Таким образом, нити
основы, оставаясь внутри ткани в сильно изогнутом состоянии, оказываются неза¬
фиксированными матрицей, что и приводит к значительному снижению жесткости
однослойного материала при одноосном растяжении.
Ткань «Терлон» имеет вдвое меньший текс при аналогичном количестве нитей
на единицу длины и типе структуры. Степень изогнутости волокон в этой ткани зна¬
чительно ниже, а степень пропитки выше. Поэтому начальный модуль упругости
вдоль основы на ткани «Терлон» значительно превышает соответствующий модуль
упругости на ткани СВМ.
Таким образом, на основе полученной информации можно предположить, что
для однослойных конструкций из органопластика, с возможно большей жесткостью
в плоскости слоя, ткани с плотной набивкой (высокой степенью изогнутости волокна)
не подходят. Лучшей структурой в этом плане являлась бы структура типа «рогожка»
с соответствующим погонным показателем веса или тексом используемого жгута.
Экспериментальная проверка возможности ужесточения конструкции НЭК КА
по основному варианту была проведена на образцах, изготовленных в виде цилин¬
дрических труб.
430

10-1
Рисунок 10.6. Виды образцов труб надувного каркаса панелей СБ до и после отверждения их
материала
На рисунке 10.6 показаны образцы этих образцов в разложенном, сложенном виде
и в состоянии, принимаемом трубами после ужесточения в вакуумной камере.
Полученные результаты подтверждают возможность использования выбранного
метода создания разворачиваемых и ужесточаемых конструкций в условиях космоса.
Проектирование СБ космического аппарата IRIS на последнем этапе основыва¬
лось на использовании результатов трех основных блоков проведенных исследова¬
ний, касающихся:
- разработки принципов и директивных регламентов технологических процессов
получения материалов и фрагментов конструкций из них, ужесточаемых по двум
вариантам. Суть ужесточения ПКМ заключается в том, что пропитывающий
и связующий его ткани временный пластификатор (рсакционноспособный по¬
лимер или олигомер) по первому варианту, принятому в дальнейшем в качестве
основного, в космическом вакууме удаляется из материала, что приводит к кри¬
сталлизации полимера и стеклованию его аморфной фазы. Во втором (резерв¬
ном) варианте временный пластификатор отверждается в результате химических
реакций под действием солнечного излучения, приводящих к стеклованию по¬
лимерной матрицы. Оба указанных явления приводят к увеличению жесткости
материала и всей конструкции в целом;
- проведения лабораторных испытаний образцов ужесточаемых материалов и опре¬
деление характеристик материалов до и после ужесточения по обоим вариантам:
431

10-1
- лабораторных исследований деградации ПКМ после ужесточения под действи¬
ем ФКП, в частности определение количества и состава веществ, выделяющихся
из ПКМ в вакууме, и изменений при этом свойств материалов.
В первом блоке испытаний определены принципы и разработана технология из¬
готовления фрагментов силового каркаса панели IRIS по обоим вариантам, приведен
перечень компонентов, необходимых для изготовления ужесточаемых материалов,
и дан критический анализ преимуществ и недостатков предложенных вариантов ма¬
териалов и технологий.
Во втором и третьем блоках по разработанным программам и методикам проведе¬
ны систематические исследования на плоских и трубчатых образцах ПКМ характери¬
стик ужесточаемых материалов до (параметров сминаемости, липкости, слеживаемо-
сти и др.), в процессе и после ужесточения. Также исследованы возможные способы
регулирования кинетики ужесточения рассмотренных материалов.
По результатам всего комплекса описанных исследований было принято решение
изготовить конструкцию каркаса космической платформы IRIS по схеме А, показан¬
ной на рисунке 10.5, и по первому варианту ужесточения.
Рассмотрим более подробно основной вариант, использованный для ужесточения
труб надувного каркаса СБ космического аппарата IRIS - демонстратора возможно¬
стей концепции применения надувных элементов в конструкциях КА.
При реализации этого варианта используется следующий состав ужесточаемого
полимерного связующего:
- реакционноспособный кристаллизующийся полимер;
- сшивающий агент;
- летучий временный пластификатор.
В качестве варьируемых параметров материала для основного варианта можно ис¬
пользовать густоту полимерной сетки (количество сшивающего агента), химическую
природу пластификатора и его количество.
В качестве основных компонентов связующих (полимерных матриц) этого вари¬
анта выбраны материалы, указанные в таблице 10.4.
Таблица 10.4. Компоненты полимерного связующего основного варианта
компоненты
материал
ГОСТ (ТУ)
полимер
поливиниловый спирт (ПВС) марки 8/2
ГОСТ 10779-78
сшивающий агент
раствор триметилолфенолята бария
(ВаТМФ),
ТУ 6-09-13-752-80
временный
пластификатор
вода дистиллированная техническая
ТУ 2384-007-17210747-99
ткань
ткань арамидная (Р-125) артикул 12012
ТУ 8378-003-18059169-04
Предлагаемый тип ткани и её физические свойства для получения ПКМ основно¬
го варианта ужесточения приведены в таблице 10.5.
Таблица 10.5. Физические свойства ткани для получения полимерного композита
ткань
поверхностная
плотность, г/м2
плотность набивки,
нитей/100 мм
плотность нити,
текс
крутка нити,
об/м.
органическая ткань
арамидная Р-125
125
100
58,8
100
432

10-1
Процесс подготовки композиционного материала и элементов конструкций из него
для изготовления каркаса СБ космического аппарата IRIS состоит из четырех стадий:
1. Приготовление раствора связующего на основе поливинилового спирта.
2. Получение полуфабриката.
3. Формование заготовки элемента конструкции.
4. Насыщение заготовки элемента конструкции временным пластификатором
и ее упаковка (укладка).
Подготовка ПКМ и элементов конструкций из него на каждой из стадий включает
в себя выполнение определенных операций.
На стадии приготовления раствора связующего выполняются операции по:
- приготовлению необходимого количества компонентов связующего;
- перемешиванию компонентов до образования однородного прозрачного раствора;
- выдержке раствора в течение суток при НКУ в закрытой емкости;
- хранению раствора в темном месте в герметичной таре при температуре 20±2°С
в течение не более 30 суток;
- подготовке необходимого количества связующего для пропитки ткани заданной
площади на стадии получения полуфабриката;
- подготовке необходимого количества связующего для пропитки полуфабриката
на стадии формования заготовки элемента конструкции.
На стадии получения полуфабриката ПКМ выполняются следующие техноло¬
гические операции:
- подготовка необходимого количества связующего для пропитки ткани заданной
площади;
- проверка ткани на отсутствие заломов, складок и механических повреждений,
по весу и влажности;
- вырезка кусков ткани по размеру будущего изделия с припуском около 200 мм
по каждой стороне, необходимым для закрепления ткани на пропиточной раме;
- закрепление ткани на раме и создание строго горизонтальной поверхности про¬
питываемого участка;
- пропитка ткани связующим с контролем равномерности нанесения его по всей
площади ткани и исключением образования капель на внутренней поверхности;
- сушка ткани в натянутом состоянии в течение суток при температуре 20±2°С
и влажности не выше 50±5%.
Третья стадия - формование заготовки элемента конструкции - сопрово¬
ждается последовательным выполнением:
- выкройки из полученного полуфабриката фрагмента необходимого размера для
изготовления элемента конструкции с припуском Ю мм вдоль главной оси;
- намотки полуфабриката на цилиндрическую оправку той стороной к оправке
(внутренняя сторона), на которую наносился раствор связующего;
- закрепления края полуфабриката с помощью термического клея;
- пропитки полуфабриката связующим веществом с проведением контроля равно¬
мерного нанесения его по всей поверхности полуфабриката;
- термообработки пропитанной заготовки конструкции на оправке;
- снятия заготовки конструкции с оправки.
Последняя стадия подготовки ПКМ для изготовления каркаса СБ космического
аппарата IRIS - насыщение заготовки элемента конструкции временным пла¬
стификатором и ее упаковка (укладка). В продолжение этой стадии:
433

10-1
- осуществляют выдержку заготовки конструкции при 80% влажности в течение
суток;
- помещают внутрь заготовки герметичный чехол;
- подсоединяют герметичный чехол к системе наддува конструкции;
- упаковывают заготовку конструкции в герметичный контейнер.
Результаты параллельно проведенных исследований ПКМ, ужесточаемых за счет
физических превращений в полимерной матрице при удалении временного пласти¬
фикатора в вакууме (материал - на основе редкосетчатого поливинилового спирта
как основной вариант для изготовления трубчатых балок каркаса СБ КА IRIS), и за
счет химического отверждения временного пластификатора под действием солнеч¬
ного УФ-излучения (ПКМ на основе редкосетчатой эпоксидной смолы ЭД-20 и сши¬
вающего агента полиэтиленполиамин как резервный вариант), позволили выявить
основные достоинства основного варианта по отношению ко второму.
Достоинства изготовления труб надувного каркаса СБ КА IRIS по основ¬
ному варианту, сгруппированные по всем стадиям подготовки ПКМ:
- используются дешевые, нетоксичные и легкодоступные компоненты изготовляе¬
мого полимерного композиционного материала;
- процесс пропитки легко регулируется и может быть осуществлен многократно
с набором необходимого соотношения связующего и матрицы;
- практически отсутствует межслоевая липкость материала заготовки;
- допускается длительное хранение материала в высушенном состоянии с насыще¬
нием водой непосредственно перед подготовкой конструкции к запуску;
- вследствие малой зависимости от излучения Солнца отпадает необходимость
во вращении конструкции;
- отсутствует опасность загрязнения поверхностей КА и его оптических систем
летучими продуктами, т.к. в качестве пластификатора используется вода;
- имеется возможность получения конструкции сложной формы, в том числе
незамкнутой;
- можно регулировать кинетикой процесса ужесточения за счет варьирования лету¬
чести удаляемых низкомолекулярных компонентов;
- возможен широкий выбор низкомолекулярных растворителей или пластификато¬
ров для полимеров, которые обладают низкой токсичностью и слабо загрязняют
оптические поверхности космических объектов;
- достаточно просты процессы разворачивания и ужесточения и высока их надеж¬
ность и универсальность.
К недостаткам можно отнести следущее:
- из-за низкой концентрации исходного раствора поливинилового спирта необхо¬
дим многократный нанос связующего на ткань для достижения заданного соот¬
ношения связующего и матрицы;
- необходимо хранение насыщенной водой заготовки в герметичном контейнере;
- необходима специальная подготовка ткани для обеспечения ее хорошей пропитки
связующим веществом;
- возможно образование заломов в местах складки материала при длительном хра¬
нении под нагрузкой;
- приходится выводить на орбиту дополнительную массу в виде удаляемого пла¬
стификатора (воды);
434

10-1
- для исключения преждевременного удаления пластификатора и ужесточения
конструкции требуется обеспечивать герметичность контейнера с заготовкой
на стадии хранения в земных условиях и при доставке в космос;
- происходит усадка полимера в процессе удаления летучего компонента;
- существует возможность затруднения разворачивания заготовки конструкции
вследствие преждевременного ужесточения при охлаждении в результате дли¬
тельного нахождении материала в тени.
Следующий этап исследований был посвящен изготовлению модельных образцов
фрагментов силового каркаса по типовому технологическому процессу и исследова¬
нию кинетики их ужесточения в условиях имитирующих космические.
На рисунке 10.7 представлена схема технологического процесса изготовления
препрега (полуфабрикатов, представляющих собой листы тканых или нетканых во¬
локнистых материалов, пропитанных неотверждёнными полимерными связующи¬
ми), начиная от приготовления раствора связующего, пропитки ткани, раскроя пре¬
прега и материала для внутренней герметичной оболочки, установки её в заготовку
трубы и до сборки и испытаний трубчатого каркаса.
Раскрой материала	Склейка	j Вклейка фланцев	Отверждение	Опрессовка
для внутренней	►	 ►	 ►	:	►	оболочки и контроль
оболочки	оболочки	;	и бандаж	клея	герметичности
Рисунок 10.7. Схема технологического процесса изготовления силового каркаса IRIS
На рисунке 10.8 показана схема установки для пропитки, сушки и намотки на при¬
ёмные гильзы стеклянных тканей и сеток. На этой установке выполняется комплекс
операций, включающий:
- размотку тканей;
- соединение концов непропитанных тканей;
- пропитку тканей;
- подсушку тканей (удаление влаги и замасливания);
- сушку тканей (удаление растворителей из пропитанной ткани);
- улавливание растворителей для последующего использования.
Сушка тканей производится в парах растворителей.
Процессы изготовления препрега композиционного материала из арамидной тка¬
ни и полимерного связующего на основе поливинилового спирта к настоящему вре¬
мени доведены до промышленного способа.
435

10-1
Рисунок 10.9. Автоматизированный стол для раскроя тканей ОРИОН-2!00
Рисунок 10.10. Сварочная установка SELETRON
436

10-1
Рисунок 10.11. Сборка модели панели СБ космического аппарата IRIS на стенде
КАСГ-7810-300 с имитатором системы наддува
При реализации этих процессов используются установки, общий вид некоторых
из них показаны на рисунках 10.9-10.11.
Для раскроя тканей использовался автоматизированный стол ОРИОН-2ЮО
(рисунок 10.9).
Изготовление труб выполнялось методом высокочастотной сварки на сварочной
установке SELETRON, рисунок 10.10.
Сборка панели IRIS производилась на стенде для доводочных испытаний КАСГ-
7810-300, рисунок 10.11.
Все описанные выше исследования по выбору варианта исполнения надувно¬
го каркаса солнечных батарей для КА IRIS, опыты в обеспечение выбора полимер¬
ных композиционных материалов и способа их ужесточения в летных испытани¬
ях этого аппарата, а также изготовление препрегов и штатных надувных элементов
конструкции каркаса СВ на существующих установках выполнены специалистами
Московского авиационно-технологического института им. Э.К. Циолковского (МА-
ТИ-РГТУ ) с участием ряда российских организаций-поставщиков материалов-компо¬
нентов для подготовки ПКМ (ЗАО «ЭНПЦ ЭПИТАЛ», ОАО «Завод стекловолокна»,
ООО «Термотекс», ООО «АМХ ЭКО», ООО ХП «Волна Полимер», ТД «Неорганика»,
SIGMA-ALDRICH).
Подготовленные к ужесточению панели СБ устанавливались на рамах летной
платформы КА IRIS, изготовленной в НПО им. С.А. Лавочкина.
10.1.3 Космический аппарат IRIS и результаты
его летных испытаний
Космический аппарат IRIS был предназначен для демонстрации возможности
реализации процесса ужесточения герметичных надувных оболочек, формирующих
некоторые элементы конструкции КА во время его орбитального полета в условиях
космического пространства.
437

10-1
Основными задачами летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) КА IRIS являлись:
- отработка технологии раскрытия надувных элементов его конструкции;
- отработка технологии ужесточения (отверждения) этих элементов в условиях ор¬
битального полета;
- получение информации о результатах выполнения поставленных задач экспери¬
мента в виде изображений ужесточаемых элементов конструкции КА IRIS и пе¬
редача их на Землю;
- определение характеристик ужесточаемых элементов конструкции КА в продол¬
жение его функционирования на орбите ИСЗ.
Для проведения ЛКИ был изготовлен относительно легковесный КА IRIS, вклю¬
чавший в свой состав следующие основные системы и агрегаты:
- силовую конструкцию;
- одну (вместо двух, планируемых на начальном этапе проектирования) панель
солнечной батареи КА IRIS на каркасе с элементами надувной конструкции, уже¬
сточаемыми под воздействием факторов космического пространства;
- систему наполнения надувных элементов каркаса панели;
- комплексы бортовой аппаратуры системы IRIS и КА;
- систему обеспечения теплового режима (СОТР) КА;
- бортовую кабельную сеть (БКС).
Выведение КА IRIS на рабочую орбиту было осуществлено с помощью раке¬
ты-носителя «Союз-2» и разгонного блока «Фрегат» в качестве попутного груза при
очередном запуске основной полезной нагрузки. Основная полезная нагрузка - кос¬
мический аппарат - отделялась до начала проведения эксперимента по программе
полета КА IRIS.
Основным силовым элементом конструкции КА IRIS являлся установленный
на РБФ адаптер с рамой, на которой были смонтированы панель солнечной батареи,
система наполнения газом продольных балок каркаса СБ и касающаяся работы пане¬
лей аппаратура.
На этом адаптере также были установлены антенны, телекамеры и элементы си¬
стемы динамического измерения параметров КА IRIS.
Несущий каркас панели СБ, описанный в разделе lO.l.l, был выполнен из сочле¬
няемых элементов надувной и жесткой конструкций, обеспечивающих развертыва¬
ние панели из уложенного в компактный объем транспортного положения в рабочее
состояние. Развертывание осуществлялось подачей газа из системы наполнения в по¬
лости первоначально гибких, выполненных из ПКМ, продольных балок трубчатого
сечения, и последующим их самоужесточением под воздействием ФКП.
Комплекс бортовой аппаратуры КА IRIS устанавливался на адаптере РБФ и выпол¬
нялся совместимым с комплексом бортовой аппаратуры разгонного блока «Фрегат».
Панель СБ КА IRIS при запуске находится в сложенном положении. Раскрытие её
осуществляется по циклограмме, заложенной в память комплекса системы управле¬
ния панелью (КСУп) солнечной батареи КА IRIS.
Циклограмма, заложенная в память КСУп, запускалась, в свою очередь, по цикло¬
грамме, заложенной в КБА РБФ.
Продолжительность полета летного экземпляра КА IRIS выбиралась из расчета
достаточности времени на обеспечение развертывания панели СБ, проведение всех
необходимых измерений и передачи полученных данных на наземные средства на¬
блюдений и измерений.
438

10-1
о
о
о
Рисунок 10.12. Схема полета космического аппарата IRIS
Передаваемая информация, необходимая для определения степени выполнения
миссии, принималась двумя дублирующими друг друга наземными системами (стан¬
циями, не обязательно разделенными географически).
На рисунке 10.12 приведена схема первоначального варианта выведения КЛ IRIS
в космос и полета по траектории орбиты ИСЗ с двумя панелями СБ. Запущен же был
КА IRIS с одной панелью СБ.
Полёт КА IRIS в составе PH «Союз-2» продолжался -9,3 минуты, завершился вы¬
ходом на опорную орбиту и отделением головного блока (ГБ) от носителя.
Выведение ГБ на переходную орбиту осуществлялось с помощью первого вклю¬
чения маршевой двигательной установки (МДУ) РБФ.
Эксперименты
с панелями IRIS
Раскрытие
панелей IRIS
Целевая
орбита КА
Опорная
Эрбип о
I
Торможение РБФ
перевод на орбиту
затопления’
Зона видимости
российских станций
слежения
Первый активный
участок РБФ
Второй активный
участок РБФ
Третий активный
участок РБФ
Перевод ГБ
на целевую
орбиту
отделение КА
от РБФ
439

10-1
После окончания активного маневра в течение ~45 минут ГБ находился в режиме
пассивного полета. Система управления РБФ закруткой вокруг продольной оси вы¬
полняла заданную ориентацию ГБ для обеспечения теплового режима РБФ КА IRIS
и основного КА.
Второй активный участок полета РБФ (включение МДУ, с помощью которого ГБ
выводился на целевую орбиту отделения), располагался в южной акватории Тихого
океана, вблизи Антарктиды. Отделение основного КА от РБФ осуществлялось через
-20 с после второй главной команды в ориентации ГБ, соответствующей моменту её
подачи. После этого основной КА оказывался на целевой орбите выведения, а РБФ -
на квазицелевой орбите.
После отделения основного космического аппарата РБФ продолжал полет по ква¬
зицелевой орбите.
При входе РБФ с КА IRIS в зону видимости соответствующих наземных станций
слежения планировалось получить текущую телеметрическую информацию (ТМИ)
о результатах второго активного маневра РБФ, записанных на запоминающее устрой¬
ство (ЗУ), и провести траекторные измерения. Результаты этого сеанса должны были
использоваться для оценки успешности запуска. При необходимости можно было
получить уточненные целеуказания для осуществления радиосвязи с выведенным
КА IRIS.
Операции, связанные с реализацией эксперимента с КА IRIS, были запланиро¬
ваны на время полета РБФ по квазицелевой орбите со второго по седьмой виток
включительно.
Последовательность их выполнения:
- на втором витке раскрытие панелей IRIS и их ужесточение (отверждение). При
этом ТМИ предусматривалось записывать на ЗУ КСУп и передать на Землю
в зоне радиовидимости в режиме непосредственной передачи (НП);
- на 3-м и 4-м витках - сброс информации;
- на 5-м витке - динамический эксперимент с панелями IRIS и запись ТМИ на ЗУ
блока управления демонстратором (БУД) IRIS;
- на 6- м и 7-м витках - только сброс информации на Землю в зоне радиовидимо¬
сти. Затем в этой же зоне радиовидимости планировалось провести третий ма¬
невр РБФ, обеспечивающий увод его с квазицелевой орбиты и ввод в атмосферу;
- на 8-м и последующих витках планировался также только сброс информации
с КА IRIS на Землю в зоне радиовидимости наземных станций слежения.
Однако связь с КА IRIS после вывода его на орбиту по невыявленным причинам
не была установлена. В продолжение интервала времени от 30.10.2009 до 10.05.2011
проводилось только наблюдение за положением аппарата на орбите оптическими
и радиолокационными средствами.
Здесь приведем полный и более детальный состав элементов конструкции и аппа¬
ратуры КА-демонстратора IRIS, предназначенных для выполнения всего комплекса
поставленных перед КА задач, в который входили:
- панель СБ на надувном ужесточаемом каркасе;
- система наполнения надувных элементов панели;
- рама с кронштейнами для размещения панели СБ;
- комплекс бортовой аппаратуры:
комплекс системы управления панелью СБ КА IRIS;
радиосистема;
440

10-1
- антенно-фидерная система;
система пиротехнических устройств;
система электроснабжения (СЭС);
- научная аппаратура:
система измерения динамических параметров (СИДП);
- фотокамера;
- система ТМИ:
датчики выдвижения панелей;
датчики температуры;
датчики давления;
- бортовая кабельная сеть (БКС);
- система обеспечения теплового режима (СОТР).
Источником питания в системе электроснабжения КБА КА IRIS служила аккуму¬
ляторная батарея.
Все составляющие КА IRIS, за исключением аккумуляторных батарей (входящих
в СЭС), датчиков СИДП и фотокамер, размещены на раме, где установлен и каркас
панели СБ КА IRIS.
Датчики СИДП и фотокамеры были установлены на адаптере РБФ.
При проведении эксперимента операции по ориентации и стабилизации КА IRIS
осуществлялись штатной системой РБФ.
Массовая сводка КА IRIS приведена в таблице 10.6.
Таблица 10.6. Массовая сводка систем КА IRIS •
наименование
кол-во
масса, кг
примечание
панель IRIS
2
27,200
с пиротехническими
устройствами
система наполнения
2
6,200
с пиротехническими
устройствами
рама с кронштейнами
2
8,000
комплекс бортовой аппаратуры
-	блок управления
-	система электроснабжения
-	радиосистема
-	антенно-фидерная система
I
I
1.500
1.500
0,600
0,850
аккумуляторная батарея
входит в состав РБФ
научная аппаратура:
-	система измерения
динамических параметров
-	фотокамера
-	система ТМИ
2
2,580
0,240
масса ТМИ учтена
в массах систем
БКС
2,500
СОТР
3,200
азот
0,080
резерв
5,550
итого: установка IRIS
60,000
Схема первоначального варианта установки системы IRIS на разгонном блоке
«Фрегат» представлена на рисунке 10.13.
441

1 - панель IRIS в транспортном положении; 2 - панель IRIS в рабочем положении;
3 - система наполнения; 4 - рама с кронштейнами; 5 - КСУп; 6 - пиротехническая система;
7 - радиосистема; 8 - БКС; 9 - СЭС; 10 - АФС; 11 - датчик СИДП; 12 - преобразователь
СИДП, 13 - фотокамера, 14 - СОТР, 15 - РБФ, 16 - адаптер РБФ.
Рисунок 10.13. Схема (первоначальная, для двух панелей) установки панели СБ КА IRIS
на адаптере разгонного блока «Фрегат»
э-
Монтаж системы IRIS на адаптере РБФ, предварительные проверки всех систем
КА IRIS перед отправкой аппарата на космодром проводились специалистами НПО
им. С.А. Лавочкина на территории предприятия.
На рисунке 10.14 показан общий вид полезной нагрузки, устанавливаемой под
головной обтекатель ракеты-носителя в монтажно-испытательном комплексе (МИК)
космодрома.
442

10-1
Рисунок 10.14. КА IRIS, подготовленный под надзором руководителя проекта «Орбитальный
демонстрационный эксперименте надувными отверждаемыми конструкциями» Иванова С.В.
для помещения в объем под головной обтекатель PH в МИК космодрома
Запуск разгонного блока «Фрегат» с основным КА «Мстеор-М» и КА-демонстра-
тором IRIS был осуществлен 17 сентября 2009 года.
Далее приведем результаты анализа информации о летных испытаниях КА-де-
монстратора IRIS, несущего панель солнечной батареи.
Итак, 17 сентября 2009 года в 18 часов 55 минут 07,4 секунды ДМВ со старто¬
вого комплекса космодрома Байконур ракетой-носителем «Союз-2-16» осущест¬
влен запуск разгонного блока «Фрегат» с КА-демонстратором IRIS и основным КА
«Метеор-М».
После завершения выполнения программы полета РБ «Фрегат», отделения КА
«Метеор-М» и проведения эксперимента по раскрытию панели солнечной батареи
системы IRIS на квазицелевой орбите продолжает находиться объект, состоящий
из РБ «Фрегат» с адаптером и экспериментальной установкой IR1S.
Оптические и радиолокационные наблюдения объекта с использованием наземных
средств позволяют получить наиболее полную и достоверную информацию о работе
КА IRIS и его систем и использовать эти данные для оценки проведенного экспери¬
мента и степени выполнения программы эксперимента. В период с 30 октября 2009 г.
443

10-1
по I0 мая 2011 г. европейскими и российскими наземными станциями проводились
наблюдения объекта КА IRIS в связке с РБФ.
Далее приведены результаты наблюдений наземными станциями слежения теку¬
щею состояния КА-демонстратора IRIS с РБ «Фрегат».
Анализ текущего состояния объекта РБФ-КА IRIS через 45 дней после начала
эксперимента
По инициативе Операционного центра Е;КА ESOK в Дармштадте (Герма¬
ния) 2.II.2009, на 306-й день после запуска, техническими средствами института
Fraunhofer были проведены радиолокационные наблюдения объекта РБФ-КА IRIS.
Съемка объекта прои зводилась покадрово с шагом 8,5 секунд при частоте повторения
импульсов 117,6 Гц. Разрешающая способность прибора: </r=0,12 м, t/,-0,12 м. Полу¬
чено 5 блоков по 6 снимков, один из которых в качестве примера приведен па рисун¬
ке 10.15 в формате фирмы Fraunhofer.
Radar for Space Observation	^	Fraunhofer
f HR
Рисунок 10.15. Шесть кадров радиолокации объекта РБФ-КА IRIS от 02.11.2009.
444

Рисунок 10.16. Блок кадров радиолокации объекта РБФ-КА IRIS от 02.1I.2009
с шагом 9,27 секунд
Просматривая блок кадров на рисунке К). 15, можно заметить некоторое измене¬
ние картинки отражаемого сигнала, что говорит об изменении положения наблюдае¬
мого объекта через каждый перерыв времени между кадрами.
Изменения положения объекта можно наблюдать и на остальных четырех блоках,
содержащихся в Приложении: Эксперимент IRIS. Причем положение объекта меня¬
ется как при переходе от блока к блоку (ср. рисунки 10.15 и 10.16), так и при рассмо¬
трении рядом стоящих кадров одного блока.
Анализ конфигурации объекта РБФ-КА IRIS по результатам
радиолокационных наблюдений
Ниже проводится сравнительный анализ конфигураций и положений модели связ¬
ки РБФ-КА IRIS, соответствующих данным локации и её ЗО-модели. Сравнения про¬
водились с учетом размеров объекта и спектра интенсивности излучения.
При обработке учитывались также потери качества изображения при сжатии сиг¬
нала, обусловленные чувствительностью прибора. На снимках этот эффект проявля¬
ется в виде поперечных полос (не являющихся частями объекта), исходящих от наи¬
более ярких частей объекта.
Неравномерности излучения основных частей объекта объясняются интерферен¬
ционной картиной при излучении от покрытых ЭВТИ частей.

10-1
Рисунок 10.17. Сопоставление положения
святки РВФ-КА IRIS на кадре локации
и соответствующего положения её
3 D-модели
Рисунок 10.18
Рисунок 10.20
Рисунок 10.22
Рисунок 10.19
Рисунок 10.21
Рисунок 10.23
Рисунок 10.24
446

10-1
Рисунок 10.25
Рисунок 10.26
Рисунок 10.27. Сопоставление положения
святки РБФ-IRIS на кадре локации
и соответствующего положения сё
3D-модели
Рисунок 10.28. Сопоставление
геометрических параметров панели СБ КА
IRIS на кадре локации и соответствующего
положения её ЗР-модели
Анализ снимков показал, что объект совершает движения вокруг центра масс
по трем осям с разной угловой скоростью: о)д=0,3 град/с, oj>=2,5 град/с и tO/=0.4 град/с.
На рисунках 10.17-10.27 представлен ряд сопоставляемых картин конфигура¬
ции объекта наблюдения с пространственной конфигурацией 3D-модели связки
РБФ- IRIS.
На рисунке 10.28 показан детальный анализ одного из снимков. Здесь видно со¬
впадение основных частей и деталей объекта и их размеров.
Совпадение размеров панели СБ на рисунке 10.28 может быть объяснено только
тем. что панель солнечной батареи РБФ-КА IRIS полностью раскрыта и трубы карка¬
са панели находятся в ужесточенном состоянии (отверждены).
Для подтверждения выводов, сделанных в результате анализа данных радиоло¬
кационных наблюдений, привлечем и фотоснимки оптических наблюдений объекта
РБФ-КА IRIS средствами российских станций слежения.
Анализ текущего состояния объекта РБФ-КА IRIS через 565 дней
после начала эксперимента
В период с апреля по май 2011 года российскими техническими средствами с тер¬
ритории Российской Федерации проведены оптические наблюдения и фотосъемка
объекта РБФ-КА IRIS. Съемка объекта производилась покадрово с шагом 4 секун¬
ды. Разрешающая способность приемного телескопа dy и J, составляет 0,22 угловых
секунд.
Получены шесть серий кадров.
447

10-1
Первая серия из 6 снимков произведена 4 апреля 2011 г. (запуск - 17 сентя¬
бря 2009 г.). Вторая серия из 15 снимков была произведена 12 апреля 2011 г., тре¬
тья (5 снимков) - 20 апреля 2011 г., четвертая (5 снимков) -24 апреля 2011 г., пятая
(2 снимка) -5 мая 2011 г. и шестая серия из 4 снимков - 10 мая 2011 г.
Качество снимков первой и второй серии позволяет оценить состояние объекта
РБФ-КА IR1S в момент наблюдения.
Минимальная дальность до объекта составляла 537,8 км.	Характерные	линейные
размеры объекта РБФ-КА IRIS на этой дальности соответствуют	следующим	угло¬
вым размерам:
- ширина панели СБ КА IRIS -2,0 м соответствует 0,76 утл. сек.
- диаметр корпуса РБФ - 3,5 м соответствует 1,33 утл. сек.
- общая длина РБФ с панелью СБ - 7,2 м соответствует 2,77 угл. сек.
Максимальная дальность составляет 797,5 км. Характерные линейные разме¬
ры объекта РБФ-КА IRIS на этой дальности соответствуют следующим угловым
размерам:
- ширина панели ИРИС - 2,0 м соответствует 0,5 угл. сек.
- диаметр корпуса РБФ - 3,5 м соответствует 1,0 угл. сек.
- общая длина РБФ с панелью СБ - 7,2 м соответствует 1,87 угл. сек.
Вертикальная ось кадров соответствует угломестной оси, горизонтальная - азиму¬
тальной, но с инверсией правое-левое.
Т=2011-04-12 17:32:45,333	Т=2011-04-12 17:32:56,409
L (tan) =782,974	L (tan) =722,292
A (deg) =3 52 , 5604	A (cleg) =353 , 5547
Н(deg)=37,0547	Н(deg)=41,5441
f	0
Г=2011-04-12 17:33:02,665	Т=2011-04-12 17:33:07,075
L(km) =689,952	L(km) =668,134
A(deg)=354,2 613	A(deg)=354,8446
H(deg)=44,3884	H(deg)=46,5405
0	f
T=2011-04-12 17:33:16,920	T=2011-04-12 17:33:22,560
L(tan) =622,846	L (km) =599,354
A(deg)=356,5045	A(deg)=357,7757
H(deg)=51,8206	H(deg)=55,1557
♦	С
I -1 угл. сек.
Рисунок 10.29. Результат оп тического наблюдения (первая серия) за положением объекта
РБФ-КА IRIS с панелью солнечной батареи в отвержденном состоянии
448

10-1
1Г-2011-04-12 17:33:26,047	Т-2011-04-12 17:33:29, 123
II(km) -585,835	L(km) -S74,616
lA(deg)-358,7283	A (deg)-359,7098
IH(deg) *57, 3310	H (deg)-59, 3220
T-2011-04-12 17:33:35,277
L(tan) -554,295
A(deg)-2,2157
H(deg)-63,4938
T-2011-04-12 17:33:38,661
L(kro) -544,420
A(deg)-4,0282
H(deg)-65,8829
T-2011-04-12 17:33:41,122	T-2011-04-12 17:35:08,599
L(k») -537,8S2	L(tan) -683,751
A(deg)-5,6182	A(deg)-159,0524
H(deg)-67,6542	H(deg)-45,0500
I -1 у гл. сек.
Т=2011-04-12 17:35:15,060
Т=2011-04-12 17:35:17,726
L(km) =716,849
L(km) =730,982
A(deg)=159,8103
A(deg)=160,0845
Н(deg)=42,0676
f
Н(deg)=40,9107
f
Т=2011-04-12 17:35:29,725
L(km) =797,505
A (deg) =161, ИЗО
Н(deg)=36,1802
1
■
Рисунок 10.30. Результат оптического наблюдения (вторая серия) за положением объекта
РБФ-КА IRIS с паиелыо солнечной батареи в отвержденном состоянии
Анализ конфигурации объекта РБФ-КА IRIS по результатам оптических
наблюдений
Сопоставление размеров объекта в целом и его элементов проводилось с учетом
положения его собственных осей и освещенности Солнцем. При этом учитывалось
положение Земли относительно Солнца на дату съемки, географические координаты
приемного телескопа и время съемки.
На рисунках 10.29 и 10.30 видны изображения только тех фрагментов объекта
РБФ-КА IRIS, которые освещены Солнцем и стороны их ориентированы в сторону
приемного телескопа.
Количество элементов разрешения в каждом изображении невелико, т.к. предель¬
ное (дифракционное) угловое разрешение телескопа составляет 0,22 угловых секунд.
Из анализа снимков первой и второй серии видно, что на большинстве кадров
видимый максимальный размер изображения превышает размер корпуса РБФ (3,5 м).
Из этого можно сделать вывод, что процесс разворачивания имел место.
На всех снимках серии 2 можно выделить три основных элемента объекта цен¬
тральный - наиболее крупный и яркий. Размеры элемента, при учете изменения даль¬
ности и положения объекта относительно приемного телескопа варьируются от 2,5 м
до 3,5 м и два периферийных менее крупных и ярких. Один из них расположен в верх¬
ней части центрального элемента, другой в нижней части. Оба элемента перемещают¬
ся относительно центрального, при этом изменяются их форма и размеры.
Очевидно, что имеет место вращение всего объекта. Ввиду того, что элементы из¬
меняются по-разному, объект вращается вокруг трех осей с разной угловой скоростью.
Анализ снимков показал, что объект совершает движения вокруг центра масс но трем
осям с разной угловой скоростью: о)А=0,3.. .0,5 град/с, а),= 1,5.. .3 град/с и oj/=0,3 град/с.
449

10-1
Верхний элемент объекта напоминает тонкое «крыло» прямоугольной формы.
На некоторых снимках часть элемента закрыта тенью центральной части. Это говорит
о том, что «крыло» находится за центральным элементом. Размеры «крыла» превыша¬
ют размеры центрального элемента. Прямоугольная форма верхнего элемента может
говорить о полном раскрытии экспериментальной панели СБ КА IRIS, так как любое
другое промежуточное положение неизбежно приведет к искажению формы панели.
Анализ результатов данных радиолокационных и оптических наблюдений связки
РБ «Фрегат»+КА IRIS с панелью СБ позволяет сделать следующее заключение:
- угловые размеры и конфигурация деталей изображений объекта РБФ-КА IRIS
с панелью СБ, раскрываемой с использованием надувных элементов в конструк¬
ции её каркаса, подтверждают факт полного её раскрытия и, ввиду отсутствия ви¬
димых изменений в конфигурации объекта в течение более 1,5 лет подтверждают
факт состоявшегося ужесточения труб каркаса СБ, выполненных из первоначаль¬
но гибких ПКМ.
Описанную технологию ужесточения надувных элементов конструкций космиче¬
ских аппаратов можно использовать при проектировании различных типов КА и СА
с надувными элементами конструкции, рассмотренных в настоящей книге.
450

10-2
ВИНО ПРОЕКТЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
«СОЛНЕЧНЫЙ ПАРУС»
10.2.1	Конструкция КА «Солнечный парус» (КАСП)
Солнечный парус как элемент, входящий в состав КА, можно отнести к его вспо¬
могательному оборудованию, воспринимающему давление солнечного света, сила
которого может быть использована в качестве управляемой тяги, непрерывно дей¬
ствующей на КА на протяжении всего времени функционирования его в космическом
пространстве.
Впервые предположение о том, что давление света существует, было сделано не¬
мецким учёным Иоганном Кеплером в XVII веке. Изучая поведение комет, пролетаю¬
щих вблизи Солнца, он обратил внимание на то, что хвост кометы всегда отклоняется
в сторону, противоположную Солнцу. Кеплер предположил, что каким-то образом это
отклонение вызывается воздействием солнечных лучей.
Теоретически существование светового давления было предсказано в XIX веке
британским физиком Джеймсом Клерком Максвеллом, создавшим электромагнит¬
ную теорию и утверждавшим, что свет - это также электромагнитные колебания и он
должен оказывать давление на препятствия.
Иоганн Кеплер
(1571—1630)
Максвелл Д. К.
(1831-1879)
Лебедев П.Н.
(1866-1912)
Цандер Ф.А.
(1887-1933)
По расчётам Максвелла, солнечный свет производит на чёрную пластину, располо¬
женную на Земле, давление определённой величины (у; = 4-10 41/м2). А если вместо
чёрной пластины взять светоотражающую, то световое давление будет в 2 раза больше.
Но эго всего лишь теоретическое предположение. Чтобы доказать его, нужно было
подтвердить теорию практическим экспериментом, то есть измерить величину свето¬
вого давления. На практике это осуществил русский физик-эксперименгатор Пётр
Николаевич Лебедев. Опыт, проведенный им в 1899 году, подтвердил предположение
Максвелла о том, что световое давление на твёрдые тела существует.
Природа солнечного давления заключается в том, что свет - это электромагнит¬
ная волна, создающая электрическое поле, под действием которого электроны в при¬
поверхностном слое тела, встречающем волну, совершают колебания. В теле возни¬
кает электрический ток, направленный вдоль напряжённости электрического поля.
Со стороны магнитного поля волны на электроны действует сила Лоренца. Её направ¬
ление совпадает с направлением распространения световой волны. Эта сила и есть
сила светового давления.
451

10-2
Величина давления света зависит от удельного потока солнечного излучения
S [Вт/м2], поступающего к поверхности тела со скоростью света с=3-10х м/с, и коэф¬
фициента к его отражения:
S{\+k)
где к=0 соответствует абсолютно поглощающей свет поверхности тела, а к=\ - пол¬
ностью отражающей.
В таблице 10.7 приведены значения светового давления в окрестности основных
тел Солнечной системы.
Таблица 10.7. Давление света в окрестности тел Солнечной системы
окрестность
расстояние от Солнца, а.е.
р, Па
Солнца
0,20
0,2270
Меркурия
0,39
0,0606
Венеры
0,72
0,0174
Земли
1,00
0,00908
Марса
1,52
0,00391
пояса астероидов
3,00
0,00101
Юпитера
5,20
0,00034
Идею полетов в космосе с помощью солнечного паруса в 1920 году выдвинул со¬
ветский ученый и изобретатель, один из создателей первой ракеты на жидком топливе,
Фридрих Артурович Цандер, опубликовав статью, описывающую «полет в межзвезд¬
ном пространстве...с использованием огромных зеркал, состоящих из очень тонких
листов».
Все годы, прошедшие с той поры, интерес к идее покорения космоса с использо¬
ванием солнечных парусов не исчезал - и в России, и в США, и в Японии, и в евро¬
пейских странах шли разработки КА, работающих на принципе использования дав¬
ления солнечного света.
В НПО им. С.А. Лавочкина (НПОЛ) замысел создать образец КА «Солнечный
парус» возник еще в 90-е годы. Основным препятствием реализации этого намерения
была недостаточность материальной базы для изготовления основного элемента кон¬
струкции солнечного паруса (СП) - развертываемого каркаса для гарантированного
расправления полотнищ (лопастей) больших площадей, воспринимающих солнечное
давление, и удержания их в этом состоянии продолжительное время.
Опыт попыток НПОЛ внедрения в РКТ концепции применения в конструкциях
КА развертываемых крупногабаритных надувных элементов и создания движущих¬
ся в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами приот¬
крыл пути решения отмеченных проблем на базе современных достижений в области
материаловедения.
Эти достижения в области материалов для изготовления развертываемых в космо¬
се крупногабаритных и сверхмалых масс конструкций позволяют осуществить целый
ряд полезных миссий с использованием СП. Так, например, в США под руководством
NASA команда L’Garde, Jet Propulsion Laboratories, Ball Aerospace и Langley Research
Center разрабатывала СП для удовлетворения будущих потребностей космонавтики.
Этот парус представлял собой развертываемый наполняемым газом каркас, расправ¬
ляющий лопасти общей площадью 10000 м2, и систему ужесточения (отверждения)
452

10-2
материала стенок каркаса. Проектная масса КА составляла 232,9 кг при поверхност¬
ной плотности паруса всего в 14,1 г/м2 и занимала под головным обтекателем PH
объем, равный 1,7 м\ После развертывания каркаса паруса со светоотражающей
мембраной 92,2 кг неполетного оборудования КА сбрасывается, в результате чего
масса самого парусного судна, включая полезную нагрузку и систему управления,
составляла 140,7 кг. Такой КА в околоземном космическом пространстве начинал бы
двигаться с ускорением 0,58 мм/с2 (Lichodziejewski D. et cil., 2003).
В 2000 году в НПОЛ были начаты работы по программе Космический аппарат «Сол¬
нечный парус» (КАСП). Участниками этого проекта выступали НПО им. С.А. Лавоч¬
кина, Институт космических исследований (ИКИ) РАН, Планетарное общество США
и американская общественная организация Cosmos Studios (рисунок 10.31).
Работы велись на основании контракта между НПО им. С.А. Лавочкина и Плане¬
тарным обществом США.
Целью проведения работ было создание малого космическою аппарата нового
класса, где солнечный парус является основным источником создания силовой тяги
для управления движением КА по орбите ИСЗ, коррекции её и поддержания ориента¬
ции и стабилизации КА представлены на рисунке 10.31.
Рисунок 10.31. Основные руководители проекта КАСП от организации-участников КАСП.
Слева направо: главный специалист Максимов Б.Л., руководитель проекта с российской
стороны Кудряшов В.А. (оба НПОЛ), директор проекта Фридман Л. (Планетарное общество,
США), научный руководитель проекта Линкин В.М. (ИКИ РАН) в сборочном цехе НПОЛ
Для практических целей в силу малости величины светового давления площадь
СП. в зависимости от необходимой тяги КА, должна составлять несколько сотен
и даже тысяч квадратных метров. Следовательно, конструкция СП должна быть раз¬
вертываемой после вывода КА в космос. При этом общую площадь его рабочей по¬
верхности целесообразно набирать из нескольких секций существенно меньшей, чем
общая площадь солнечного паруса.
Поэтому за основу проектируемого солнечного паруса был принят многосекцион¬
ный трубчатый каркас со с вегоотражающей мембраной, закрепленной между труба¬
ми каркаса каждой секции.
453

10-2
Основные проблемы, которые необходимо решить при создании солнечного пару¬
са такой конструкции, заключаются в выборе:
- формы и площади поверхности солнечного паруса;
- способа развертывания СП и конструкции каркаса, формирующего рабочую по¬
верхность паруса;
- материалов для изготовления элементов каркаса СП и светоотражающей
мембраны;
- технологии укладки лопастей СП в компактный объем;
- способов видоизменения формы или размеров секций СП с целью управления
тягой КА с парусом по величине и направлению её действия;
- комплекса экспериментальной отработки элементов, агрегатов, узлов и систем
конструкции паруса в наземных условиях;
- этапов лётных испытаний, состава КА с СП, технического и регистрирующего
оборудования для получения информации о функционировании систем СП и пе¬
редачи её на наземные пункты приема.
В проекте КАСП выбрана плоская, центрально симметричная форма рабочей по¬
верхности паруса, составленная, как показано на рисунке 10.32, из восьми автоном¬
ных секций в виде треугольника, каждая из которых в описываемом проекте КАСП
названа лопастью. Угол при вершине каждой лопасти равен 40°, зазор между сосед¬
ними лопастями - 5 град. Основание треугольника лопасти составляет 10,45 м. Пло¬
щадь поверхности паруса КА проекта КАСП около 635 м-.
Рисунок 10.32. Конструктивная схема рабочей поверхности паруса КАСП
Основу каждой секции этого паруса составляет трубчатый каркас, являющийся
боковыми сторонами треугольной лопасти, расправляющий при развертывании рабо¬
чей поверхности паруса светоотражающую мембрану, закрепленную на трубах, рас¬
ходящихся от вершины к основанию лопасти. Вершина каждой лопасти соединена
с валом своего привода в центральной части паруса, обеспечивающего поворот ло¬
пасти относительно её продольной оси при необходимости маневрирования КА с С'П
при движении по траектории.
454

10-2
В качестве простого и перспективного способа развертывания рабочей поверх¬
ности СП проекта КАСП принят прием, соответствующий концепции исполь¬
зования в конструкциях КА элементов, формируемых путем подачи газа в их по¬
лости. С этой целью трубы каркаса СП КАСП выполнены из гибкого материала
и легко укладываются вместе со светоотражающей мембраной в компактный объем
в транспортном положении, распрямляясь на всю длину при подаче в их герметич¬
ную полость газа.
Материалами для изготовления труб каркаса СП проекта КАСП могут служить
полимерные материалы, пленки ПМ-1-ЭУ и ПЭТ-К-ОА разной толщины и проре¬
зиненная оболочка ТПМ-8 на основе капроновой ткани, полиэтилентерефталатной
(ПЭТ) плёнки и резины.
Светоотражающая мембрана СП проекта КАСП может быть изготовлена из ме¬
таллизированных пленок ПМ-1-ЭУ-ОА или ПЭТ-К-ОА.
Физические и механические характеристики перечисленных полимерных матери¬
алов приведены в таблице 10.8.
Таблица 10.8. Физические и механические характеристики полимерных материалов,
пригодных для изготовления труб каркаса СП проекта КАСП
характеристика
ПМ-1-ЭУ, ПЭТ-К-ОА
ТПМ-8
толщина, мкм
3, 5, 12, 20...250
-
ширина, мм
580, 600, 1500,2300
-
плотность г/см:’
1,38
-
плотность, г/м2
8=5 мкм /77=7
8=12 МКМ /77=16
8=20 мкм /77=27,6
134
прочность на растяжение,
кг/см2 (кг/см)
1750
734-продольн.(11)
670-поперечн.(10)
удлинение, %
40....50
17
рабочий диапазон температур, °С
-195...155
о
о
'О
1
толщина металлизации, мкм
0,05 0,09
-
термооптические
свойства
As
алюминий: 0,14...0,21
0,52...0,94
е
0,06...0,37
0,37...0,97
газопроницаемость,
см7(см2-с атм)
гелий
3,4-1 O'4
-
азот
2,0-10 11
-
срок хранения, лет
12
3
радиационная стойкость, мрад
150-300
>3,5
модуль упругости
3500-4500
-
При выборе материала для изготовления труб лопастей и светоотражающей мем¬
браны было рассмотрено несколько вариантов различной их комбинации. Часть ре¬
зультатов этих исследований приведена в таблице 10.9.
455

10-2
Таблица 10.9. Габаритно-массовые параметры вариантов лопастей СП проекта КАСП
параметр
вариант I
вариант 2
вариант 3
вариант 4
мембрана
труоа
мембрана
труба
мембрана
труба
мембрана
труба
материал
ПМ-1ЭУ-
ОА.
0.012 мм
ПМ-1ЭУ
0,012 мм
ПМ-1ЭУ-
ОА,
0,012 мм
ПМ-1ЭУ,
0,02 мм
ПЭТ-К-
ОА,
0,005 мм
ПЭТ-М,
0.02 мм
пэт-к-
ОА,
0,005 мм
ТПМ-8
0,02 мм
плотность,
г/см:
17
17
17
28
7
28
7
134
масса
общая, кг
1,96
0,48
1.96
0,8
0,8
0,7
0,8
2,5
2,44
2,76
1,5
3,3
давление,
атм.
-
0,02
-
0,2
-
0,2
-
0.13
плотность
укладки
лопасти
LID, см
32/25
37/17
30/20
30/20
Анализ данных таблицы Ю.9 определил выбор комбинации материалов для изго¬
товления лопасти СП проекта КАСП по варианту 3, имеющему наименьшую погон¬
ную массу 1,5 кг/м: из всех рассмотренных вариантов и более компактную упаковку
длиной 30 и диаметром 20 см. Такие же габариты после укладки имеет и лопасть,
каркас которой выполнен из материала ТПМ-8 (вариант 4), но она более чем в 2 раза
тяжелее выбранной конструкции.
Лопасть СП проекта КАСП, рисунок 10.33 состоит из пневматически сообщаю¬
щихся с помощью углового элемента двух труб диаметром 150 мм и мембраны, при¬
соединяемой к трубам по всей их длине хомутами, изготовленными из лент того же
материала что и трубы.
Рисунок 10.33. Осмотр развернутого лепестка СП проекта КАСП первым заместителем
генерального конструктора и генерального директора НПОЛ Пичхадзе К.М.
456

10-2
В окончательном варианте длинная часть труб каркаса была изготовлена
из дублированной плёнки ПЭТ-М толщиной 20 мкм и погонной массой 28 г/м2 с ан¬
тистатическим покрытием. После изготовления на этот материал наносится со сто¬
роны полиимидной плёнки прозрачное антистатическое покрытие из оксида индия,
легированного окисью олова.
Отметим, что дублированный материал имеет на несколько порядков меньше ми-
кродеффектов, чем одинарные полиэтилентерефталатные и полиимидные плёнки,
устойчив к воздействию повышенных температур и изгибающих деформаций слож¬
ного профиля.
Угловой элемент каркаса выполнен из материала ТПМ-8, удовлетворительно
склеивающегося клеем на основе натурального каучука с введением лейконата в ка¬
честве вулканизирующего компонента. Швы вулканизируются нагревом между элек¬
тродами сварочной установки. Этот материал имеет толщину 150 мкм, достаточную
для восприятия силовой нагрузки и передачи её на ложемент укладки лопасти и вал
привода её поворота относительно продольной оси при маневрах КА. Кроме того,
на угловом элементе каркаса смонтированы штуцеры для проведения технологиче¬
ских операций по проверке герметичности внутренней полости каркаса и для её ва-
куумирования перед укладкой и в процессе укладки.
Каждая лопасть в своем ложементе закреплена механическим способом. Чертежи
лопасти СП КАСП и её углового элемента приведены на рисунке 10.34.
457

10-2
Мембрана лопасти, площадь которой около 75 м2, изготовлена из металлизи¬
рованной с одной стороны (толщина покрытия 0,05...0,09 мкм) пленки ПЭТ-К-ОА,
толщиной 5 мкм и погонной массой 7 г/м2, методом тепловой сварки. Площадь мем¬
браны с теневой стороны каркасирована в продольном направлении самоклеющейся
пленкой шириной 5...6 мм, в поперечном направлении роль каркаса осуществляет
сварной шов, ширина которого ~Ю мм. Каркасирование обеспечивает локализацию
появляющихся микроскопических дефектов пленки (проколов, трещин и др.) грани¬
цами клетки каркаса. По периметру мембраны с шагом ~0,5 м приварены хомуты, вы¬
полненные из такой же пленки, с помощью которых мембрана закрепляется на проти¬
волежащих трубах каркаса. Мембраны металлизированной поверхностью обращены
по направлению к Солнцу.
Пневматический каркас лопасти служит для организации процесса развертывания
лопасти СП, поддержания заданной формы и обеспечения жесткости при вращении
лопасти вокруг её продольной оси и передачи сил и моментов от давления солнечного
света на мембрану в течение времени эксплуатации. Ожидается, что жесткость карка¬
са и его устойчивость в данном эксперименте обеспечиваются остаточным внутрен¬
ним давлением воздуха внутри труб каркаса.
В соответствии с регламентом создания изделия космической техники до нача¬
ла её эксплуатации она подвергается наземным и затем летно-конструкторским
испытаниям.
10.2.2	Наземные испытания систем КАСП.
Организация летно-конструкторских испытаний
Испытания конструкции лопастей СП в наземных условиях и на стендах, обеспе¬
чивающих условия, близкие к реальным условиям эксплуатации солнечного паруса
КАСП, позволяют определить надежность соединяемых материалов лопасти, влия¬
ние низких и высоких температур на прочность и герметичность этих соединений
и каркаса СП в целом, установить ресурс конструкции лопастей, подтвердить полага¬
емый порядок и скорость развертывания лопастей и др.
В процессе технологической отработки изготовления лопастей СП проекта КАСП
получены положительные результаты, удовлетворяющие требованиям к таким кон¬
струкциям. Хорошо зарекомендовала себя склейка плёнки липким слоем «Tesa», обе¬
спечивающая соединение необходимого качества. При этом швы, склеенные липким
слоем «Tesa», сохраняют работоспособность и при повышенных температурах.
Все используемые материалы: плёнка, дублированный материал и прорезинен¬
ный материал, а также клеевые швы проверены и на работоспособность при отрица¬
тельных температурах. Все они показали удовлетворительные результаты до темпе¬
ратуры минус 75°С при испытании на герметичность и устойчивость при изгибе. Все
варианты клеевых швов также испытаны на длительное воздействие нагрузки при
повышенных температурах, на стойкость к длительному хранению в плотно уложен¬
ном состоянии. Установлено, что все образцы материалов и клеевых соединений со
сложенными угловыми складками под грузом сохранили герметичность после хране¬
ния в течение шести месяцев.
По отработанной технологии были изготовлены 10 штатных лопастей СП, кото¬
рые показали удовлетворительную герметичность при контрольных испытаниях в те¬
чение 4-5 суток.
458

10-2
Также были проведены ресурсные испытания двух лопастей СП с целью опреде¬
ления максимального времени сохранения их работоспособности при воздействии
внутреннего избыточного давления газообразного азота от исходного 0,007ишк)5 МПа
до минимального допустимого 0,002~0()(Ю5 МПа в нормальных климатических услови¬
ях, результаты которых дали положительный результат.
Ресурсные испытания проводились на стенде НПОЛ, рисунок 10.35.
Рисунок 10.35. Схема стенда ресурсных испытаний лопасти СП
Для гарантированного раскрытия лопастей СП в рабочее положение немаловаж¬
ное значение выбранная схема (порядок) укладки каркаса с мембраной в компактный
объем при подготовке КАСП к выводу в космическое пространство. На рисунке 10.36
показаны три возможные схемы, принятые к отработке технологии укладки лопастей
в транспортное положение, раскрытие которых проверялось затем при испытаниях
в вакуумной камере предприятия. На рисунке 10.37 показаны моменты реального
процесса укладки.
459

10-2
Рисунок 10.37. Моменты процесса реальной укладки лопасти СП от развернутого рабочего
состояния в рулон и помещения в ложемент (справа налево)
Испытания по раскрытию лопастей солнечного паруса разной укладки в вакуум¬
ной камере проводились с целью проверки прочности конструкции лопасти, опреде¬
ления времени развёртывания и контроля герметичности лопасти после раскрытия
в камере от автономной ёмкости системы наполнения в условиях, приближенных
к эксплуатационным.
Объектом испытаний являлась лопасть СП, изготовленная из выбранных матери¬
алов с принятой нормой негерметичности, уложенная и зарифованная в ложементе
и укомплектованная автономной ёмкостью системы наполнения.
На рисунке 10.38 приведена схема расстановки и подключения оборудования для
проведения вакуумных испытаний.
При проведении испытаний по раскрытию лопастей СП в вакуумной камере пред¬
приятия получены следующие результаты:
- наполнение и развёртывание труб лопасти СП в вакуумной камере по времени
и величине давления соответствуют требованиям конструкторской документации;
- начальный динамический удар при напуске воздуха в трубы лопасти СП не при¬
водит к нарушению целостности труб СП;
- потери герметичности лопасти СП в вакуумной камере при давлении
810 ' мм рт. ст. в течение 30 минут не зафиксировано;
- слипание мембраны в местах перфорации, в зонах мелкого ремонта, в узлах ме¬
таллизации и крепежа хомутов к мембране лопастей образовалось вследствие вы¬
ступления в этих местах клея.
460

10-2
Рисунок 10.38. Схема стенда для проведения вакуумных испытаний по раскрытию
лопастей СП
Таким образом, проведенными испытаниями подтверждено, что раскрытие и на¬
полнение лопастей СП КАСП в условиях, приближенных к реальным, происходит
надёжно, и принято решение для исключения слипания мембраны ввести двухсто¬
роннее осыпание тальком клеевых соединений мембраны СП.
Оценка качества труб каркаса лопасти СП при входном контроле осуществляется
в помещении, отвечающем требованиям пятого класса чистоты, проводится посред¬
ством визуального осмотра труб СП и проверкой прочности и герметичности свар¬
ных труб СП на стенде, схема которого показана на рисунке 10.39.
Рисунок 10.39. Схема стенда для оценки изготовления сварных каркасных труб СП
461

10-2
После отработки технологии изготовления лопастей СП проекта КАСП и испыта¬
ний, направленных на определение их качеств, согласно графику выполнения работ
по контракту следовало провести летные испытания КА «Солнечный парус».
При этом планировалось осуществить два летных эксперимента - технологиче¬
ский и демонстрационный.
Целями технологического эксперимента предполагалось лётное подтверж¬
дение ожидаемого порядка раскрытия элементов конструкции СП в условиях кос¬
моса, получение видеоматериалов и параметров о поведении системы наполнения
и процессе развертывания лопастей СП и их поведении при различных возмущениях
в обеспечение выбора окончательного варианта конфигурации и размера лопастей
солнечного паруса.
Рамки этого эксперимента предусматривали запуск в космос носителя двух ло¬
пастей СП, регистрацию процесса их раскрытия и поведения, передачу полученной
информации на наземные пункты наблюдения.
Основными задачами организации демонстрационного эксперимента яв¬
лялись: создание малого КА с солнечным парусом, запуск его на орбиту ИСЗ, по¬
лучение информации о поведении лопастей при их раскрытии и при движении под
действием инерционных нагрузок во время коррекции орбиты и поддержания ориен¬
тации и стабилизации. Кроме того ставилась задача проверки работы механической
системы управления солнечным парусом и получение данных по дальнейшей её от¬
работке. Предполагалось также получить рекламные изображения СП на фоне Земли.
Выведение экспериментального образца фрагмента СП КАСП на орбиту ИСЗ целе¬
сообразно было бы осуществить в качестве сопутствующей полезной нагрузки (ПН).
На начальной стадии проектирования технологического эксперимента для выве¬
дения технологической платформы на орбиту рассматривались различные варианты
запуска носителя с набором лопастей СП.
По одному из них планировалось использовать запуск ракетой «Союз-2» разгон¬
ного блока «Фрегат» с двумя лопастями СП.
При этом запуске между РБФ и основной полезной нагрузкой устанавливается
проставка. Ложементы со сложенными лопастями солнечного паруса устанавли¬
ваются на платформах, которые крепятся к кронштейнам на проставке так, чтобы
в рабочем положении плоскость лопасти СП находилась под углом 30° к плоскости,
перпендикулярной продольной оси РБФ. На этих же платформах устанавливаются
фото-видео камеры, каждая из которых регистрирует раскрытие лопастей солнечного
паруса, расположенного на противоположном кронштейне.
Компоновочная схема проекций РБФ - носителя испытуемых лопастей
СП проекта КАСП - в сложенном и развернутом положениях представлена
на рисунках 10.40-10.42.
В дополнение к рассмотренным вариантам можно было бы рассмотреть проведе¬
ние технологического пуска в составе транспортного грузового корабля «Прогресс»
(для проведения съёмки процесса разворачивания лепестков с борта МКС) или в со¬
ставе PH «Космос-ЗМ». Но при выборе этих вариантов нужно было бы учесть весь
объём создаваемой вновь конструкторской и эксплуатационной документации, а так¬
же рассмотреть организационные и технические вопросы проведения эксперимента.
Однако в период выполнения работ по созданию КА «Солнечный парус» к лётным
испытаниям в 2001 году готовился спускаемый аппарат с с НТУ «Демонстратор-1».
Запуск этого СА планировался с помощью ракеты-носителя «Волна», разработанной
для запусков с борта подводной лодки по суборбитальным траекториям и выведения
малых КА на околоземную орбиту.
462

10-2
Лопасть солнечного паруса
Фото-видео камера
Радиопередатчик
Блок управления
Химический источник
РБ «Фрегат»
Проставка ПН
тока
Рисунок 10.40. Схема размещения оборудования на РБФ для технологического эксперимента
(этап выведения, лопасти СП уложены в транспортное положение)
Рисунок 10.41. Схема размещения оборудования на РБФ для технологического эксперимента
(этап выведения - лопасти (лепестки) СП уложены в ложементы)
Поэтому по согласованию сторон, выполняющих работы по контракту проекта
КАСП, было принято решение провести подготовку технологического и демонстра¬
ционного экспериментов с использованием для запуска PH «Волна».
На рисунке 10.43 представлены логотипы этих двух экспериментов.
463

10-2
Рисунок 10.42. Общий вид аппарата для технологического эксперимента с развернутыми
лопастями СП
Рисунок 10.43. Логотип технологического (а) и демонстрационного (б) экспериментов
Реализацию технологического эксперимента планировалось провести установкой
двух лопастей в донной части приборного отсека СА с НТУ «Демонстратор-1» по схе¬
ме, соответствующей описанной выше схеме запуска с помощью РБФ. На рисун¬
ке 10.44 приведена картина размещения двух лопастей СП на приборном контейнере
СА «Демонстратор-1». Однако запуск этого аппарата окончился неудачей по причине
сбоя в работе двигательной установки третьей ступени PH «Волна» (см. главу 3).
464

10-2
надувное
тормозное
устройство
технологическая
платформа с СП
Рисунок 10.44. Размещение двух лопастей на СА с НТУ «Демонстратор-1»
Рисунок 10.45. Фотографии макета (а) и летного варианта (б) КА «Солнечный парус»,
готового к отправке в район старта PH «Волна»
465

10-2
Дальнейшие работы по проекту КАСП были направлены на изготовление КА
«Солнечный парус», его наземную отработку по регламенту полной подготовки КА
к эксплуатации в космическом пространстве по установленной для него программе
функционирования.
Космический аппарат «Солнечный парус», рисунок 10.45, был подготовлен к за¬
пуску в июле месяце 2005 года.
Конструктивной основой КА является приборная платформа, на которой крепятся
разгонная двигательная установка (РДУ) со смонтированной на ней системой отделения,
защитный кожух, блок парусов, приборное оборудование и служебные системы КА.
На герметичном днище приборной платформы размещаются узлы крепления
адаптера РДУ, антенна «Ы-диапазона, антенна GPS, две антенны «5»-диапазона, два
солнечных датчика, фото- и телекамера, газовые сопла системы ориентации и ста¬
билизации, а также откидывающиеся панели фотоэлектрических преобразователей.
На оставшееся свободное пространство днища с наружной и внутренней стороны
установлена экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ) и нанесены покрытия с оп¬
тическими свойствами, обеспечивающими требуемый тепловой режим.
С внутренней стороны платформы размещаются два радиокомплекса («L»-
и «Sw-диапазонов), приемник GPS, бортовой компьютер, датчик микроускорений,
блоки датчиков угловых скоростей (ДУС), аккумуляторная батарея, газовые баллоны,
ресивер и арматура СОиС.
На верхнем фланце приборной платформы установлен блок парусов, представля¬
ющий собой стойку, на которой размещены лопасти парусов с приводами, системой
наполнения и механизмами расчековки. В верхней части трубы имеется крестовина,
на которой установлены антенны «L»- и «Sw-диапазонов, звездный датчик, энергоа¬
нализатор и резервные панели фотоэлектрических преобразователей.
До выведения на рабочую орбиту космический аппарат проекта КАСП закрыт за¬
щитным кожухом.
На рисунке 10.46 показаны вид КА «Солнечный парус», основные составляющие
его элементы и расположение КА в защитном кожухе PH.
Рисунок 10.46. Основные элементы КА «Солнечный парус» и размещение его в защитном
кожухе PH «Волна»
466

10-2
На блоке парусов лопасти СП расположены на двух ярусах - по четыре четных
номера лопастей на верхнем и четыре нечетных номера на нижнем ярусе. Лопасти
разнесенны так, что при их раскрытии образуется парус в форме восьмиугольника.
Комплекс бортовой аппаратуры (КБА) КА обеспечивал:
- управление угловым движением КА;
- управление работой бортовой аппаратуры по циклограммам, хранимым в памя¬
ти блока управления (в процессе полета циклограммы могут корректироваться
и дополняться);
- прием с Земли и дешифрацию командно-программной информации;
- сбор телеметрической информации, ее хранение, формирование телеметриче¬
ских кадров и передачу ТМИ на Землю;
- прием и передачу на Землю информации с видео- и телекамер;
- диаг ностику и парирование нештатных ситуаций согласно заложенным в память
блока управления (БУ) алгоритмам.
Космический аппарат «Солнечный парус» был оснащен прецизионным датчиком
для измерения давления и его суточных вариаций внутри надувных направляющих
солнечных лопастей, а также датчиком .микроускорений для измерения по трем неза¬
висимым осям малых ускорений на КА, которые возникают под давлением солнечно¬
го давления в течение всего времени полета. Диапазон измерений ускорений от I до
10 5 см/с: с чувствительностью датчика не хуже 10 5 см/с:.
На базе производства НПО им. С.А. Лавочкина было изготовлено необходимое
количество макетов КА «Солнечный парус», оснащенных приборным и другим обо¬
рудованием, для проведения испытаний соответствующих регламенту создания оте¬
чественных автоматических космических аппаратов. На рисунке 10.47 представлены
моменты осмотра одного из макетов КА «Солнечный парус» перед испытаниями.
В процессе подготовки к запуску КА «Солнечный парус» проекта КАСП прошел
все положенные виды испытаний в соответствующей комплектации: электрические,
механические, тепловые и др.
На рисунке 10.48 приведена схема запуска КА «Солнечный парус» проекта КАСП,
соответствующая запланированной последовательности этапов:
Рисунок 10.47. Осмотр макетов перед испытаниями научным руководителем Линкиным В.М.
(ИКИ РАН), ведущим конструктором Максимовым Б.Л., руководителем проекта
Кудряшовым В.А. (НПОЛ) (все, слева направо на левом фото) и главным специалистом
Роговским Г.Н. (НПОЛ, крайний справа на втором фото)
467

10-2
Отделение
защитного
кожуха
Останов закрутки
Раскрытие панелей
Закрутка КА
el
Отделение КА
Ориентаций
на Солнце
Работа РДУ
*!<МI
Отделение 4
РДУ
с
Отделение 2 ступени
I
Отделение 1 ступени
Раскрытие
солнечного
паруса
Старт PH «волне»
Рисунок 10.48. Схема запуска КА «Солнечный парус» с использованием PH «Волна»
- старт ракеты-носителя «Волна» с борта подводной лодки;
- выведение головного блока (ГБ) РИ на суборбитальную траекторию с высотой
апогея >850 км;
- отделение Г'Б от 3-й ступени PH «Волна»;
- пассивный полет ГБ в режиме трехосной ориентации;
- закрутка ГБ вокруг продольной оси КА;
- запуск РДУ и разгон ГБ до выхода его на орбиту ИСЗ;
- отделение РДУ от КА;
- успокоение КА. ориентация продольной оси аппарата на Солнце и поддержание
солнечной ориентации КА;
- последовательное раскрытие СП (сначала первой группы из 4-х четных лопастей,
затем - второй группы из 4-х нечетных лопастей СП);
- орбитальный полет КА «Солнечный парус» в продолжение трех месяцев и прове¬
дение эксперимента по управлению КА при помощи поворота лопастей солнеч¬
ного паруса.
Запуск КА «Солнечный парус» проекта КАСП состоялся 22 июля 2005 года. Од¬
нако полностью схема запуска КА реализована не была. На 83-й секунде полета,
задолго до отделения головного блока, из-за нештатной работы двигательной уста¬
новки первой ступени PH полет был прекращен и КА «Солнечный парус» проекта
КАСП погрузился в воды Северного Ледовитого океана в районе архипелага Новая
Земля.
Таким образом, из семи запусков КА с целью демонстрации возможностей
концепции применения в конструкциях космических аппаратов надувных элемен¬
тов оборудования частично реализованы были ЛКИ аппаратов «Демонстратор»
и «Демонстратор-2Р», система IRIS - КА с солнечными батареями на надувном
каркасе.
468

10-2
Перевод АМС «Марс-96», несущей два зонда СА с НТУ «Пенетратор», на трассу
межпланетного перелета не состоялся из-за отказа двигателя разгонного блока «Д»
PH «Протон».
Доставка аппарата «Демонстратор-1», несущего на своем борту две лопасти сол¬
нечного паруса проекта КАСП с целью проверки их раскрытия в космосе, на полигон
запланированной посадки не состоялся из-за отказа в работе ДУ третьей ступени PH
«Волна».
Также из-за превышения перегрузки при отделении второй ступени PH «Волна»
были разрушены болты, удерживающие СА с НТУ «Демонстратор-2» в защитном ко¬
жухе ГБ ракеты, и дальнейшее выполнение циклограммы полета пошло по нештат¬
ной ситуации.
Наконец, полет КА «Солнечный парус» проекта КАСП, несущего рабочие поверх¬
ности (лопасти) паруса, разворачиваемые с помощью каркаса надувной конструкции,
был прерван на этапе работы ДУ первой ступени PH «Волна».
Тем не менее, в НПО Лавочкина получен богатый опыт проектирования КА с на¬
дувными элементами конструкции, и предприятие обладает надлежащей материаль¬
но-технической и экспериментальной базой для дальнейшего продолжения работ
по внедрению в космическую отрасль страны концепции прорывной космической
технологии создания КА, рассмотренных в настоящей книге конструкций.
469

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
АвдуевскийВ.С., Галицейский Б.М., Глебов Г.А. и др. Основы теплопередачи в авиа¬
ционной и ракетно-космической технике. М.: Машиностроение. 1975. 624 с.
Автоматические космические аппараты для фундаментальных и прикладных
научных исследований / под общ. ред. Г.М. Полищука и К.М. Пичхадзе. М.: Изд-во
МАИ-Принт. 2010. 690 с.
Акатьев О.Б., Акимов А И., Богданов В.В., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Алго¬
ритм и результаты экспериментальной отработки гибкой теплозащиты для надувно¬
го тормозного устройства СА «Пенетратор» КА «Марс-96» // Сб. научных тр. НПО
им. С.А. Лавочкина. Рос. акад. космонавтики им. К.Э. Циолковского. Вып. 2. 2000.
М.: С. 240-243.
Акатьев О.Б., Богданов В.В., Финченко B.C. Экспериментальная отработка те¬
пловой защиты спускаемого аппарата «Демонстратор-2» с конструктивными элемен¬
тами прибора RAFLEX. // Сб. научных тр. НПО им. С.А. Лавочкина. Вып. 4. 2002.
С. 116-121.
Акатьев О.Б., Богданов В.В., Финченко B.C. Система защиты элементов косми¬
ческого аппарата в донной области от теплового воздействия газового потока при
аэроторможении в атмосфере Марса. Рос. акад. космонавтики им. К.Э. Циолковского.
Сб. научных тр. НПО им. С.А. Лавочкина. Выпуск 4. 2002. М.: С. 108-115.
Александров Ю.А., Андреянов В.В., Бабакин Н.Г. Бабышкин В.Е. и др. Радиоастрон
(Проект «Спектр-Р») - радиотелескоп много больше Земли. Основные параметры
и испытания // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. 2011. № 3. С. 11-18.
Алексашкин С.Н., Богданов В.П., Ноздрачёв Е.Н., Поляков А.Б., Финченко B.C.
Методики экспериментальных исследований аэродинамики и динамики надувных
тормозных устройств спускаемых аппаратов в аэродинамических трубах. Актуаль¬
ные вопросы проектирования космических систем и комплексов. Рос. акад. космо¬
навтики им. К.Э. Циолковского. Сб. научных тр. НПО им. С.А. Лавочкина. 2005. М.:
Выпуск 6. С. 438-443.
Алексашкин С.Н., Иванков А.А., Финченко B.C. Анализ температурного состояния
надувного тормозного устройства по результатам лётно-конструкторских испытаний
спускаемого аппарата «Демонстратор-2Р» для определения версии его нештатного
полёта // Тепловые процессы в технике. 2009. Том 1. № 6. С. 253-258.
Алексашкин С.Н., Пичхадзе К.М., Устинов С.Н., Финченко B.C. О проектах и те¬
плозащите спускаемых аппаратов с надувными тормозными устройствами в России
и за рубежом // Тепловые процессы в технике. 2010. Т. 2. № 1. С. 230-240.
Алексашкин С.Н., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Принципы проектирования спу¬
скаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами //
Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 2 (13). С.4-11.
Алексеев А.К., Павлов Г.А., Финченко B.C. Аэротермодинамика пенетратора в ат¬
мосфере Марса// Космические исследования. 1996. Т. 34. № 1. С. 98-101.
470

Алифанов О.М., Будник С. А., Нет ел ев А.В. Патент РФ № 2528506 на изобретение
«Развертываемое тормозное устройство для спуска в атмосфере планеты». Приори¬
тет 29.03.2013.
Алифанов О.М., Иванков А.А., Нетел ев А.В., Финченко B.C. Применение аэро-
упругих устройств с гибкой тепловой защитой для торможения аппаратов в атмосфе¬
ре планеты//Тепловые процессы в технике. 2014. Т. 6. № 7. С. 301-307.
Алифанов О.М., Иванков А.А. Мордвинкин А.С., Финченко B.C., Шматов С.И.
Аэротермодинамика космического спускаемого аппарата с аэроупругим тормозным
устройством // Тепловые процессы в технике. 2015. Т. 7. № 5. С. 227-234.
Алифанов О.М., Ненарокомов А.В., Ненарокомов К.А., Титов Д.М., Финчен¬
ко B.C. Неразрушающая дефектоскопия материалов гибкой тепловой защиты мето¬
дами нелинейной акустики // Тепловые процессы в технике. 2016. № 8. С. 369-377.
Алифанов О.М., 'Нестерин И.М., Сысоев В.К., Терентьев В.В., Финченко B.C.,
Фирсюк С.О. Анализ систем аэродинамического торможения малых и сверхмалых
космических аппаратов для предотвращения загрязнения космического простран¬
ства // Сб. тезисов чтений, посвященных памяти С.П. Королёва и других выдающихся
ученых - пионеров освоения космического пространства. 2017. С. 461-462.
Аношко И.А., Ермаченко B.C., Жданок С.А., Румынский А.Н., Финченко B.C. Пер¬
спективы применения мощного холловского ускорителя плазмы для исследования и
использования космического пространства // Сб. трудов 2-го Белорусского космиче¬
ского конгресса 25-27 октября 2005. Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2005. С. 23-27.
Аношко И.А., Ермаченко B.C., Жданок С.А., Залогин Т.Н., Катасонов А.А., Пу¬
гачёв В.А., Румынский А.Н. Смол некий А. А., Устинов С.Н., Финченко B.C. Экспери¬
ментальные исследования эффективности гибкой теплозащиты спускаемых аппара¬
тов с надувным тормозным устройством // Сб. трудов 3-го Белорусского космического
конгресса. 23-25 октября. 2007. Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2007. С. 100-105.
Аношко И. А., Ермаченко B.C., Жданок С. А., Сандригайло Л.Е., Смол некий А.А.,
Финченко B.C. Моделирование натурных условий входа космического аппарата в ат¬
мосферу Земли // Сб. трудов 4-го Белорусского космического конгресса 27-29 октя¬
бря 2009. Минск. ОИПИ НАН Беларуси. Т. 1. С.52-51.
Аношко И.А., Ермаченко B.C., Сандригайло Л.Е., Смолнский А.А., Финченко B.C.
Определение лучистого теплового потока в плазме торцевого холловского ускорите¬
ля // Тепловые процессы в технике. 2013. Т. 5. № 10. С. 457-462.
Аношко И.А., Ермаченко B.C., Пенязьков О.Г., Сандригайло Л.Е., Финченко B.C.
Экспериментальная отработка тепловой защиты десантного модуля аппарата «Экзо-
Марс» // Тепловые процессы в технике. 2014. Т. 6. № 10. С. 475-480.
Аношко И.А., Ермаченко B.C., Пенязьков О.Г., Протасеня В.Т., Финченко B.C.
О результатах испытаний некоторых теплозащитных материалов для системы тепло¬
вой защиты спускаемого аппарата в атмосферу Марса // Тепловые процессы в техни¬
ке. 2017. Т. 9. №2. С. 66-75.
471

Анфимов Н.А., Румынский А.Н. Лучисто-конвективный теплообмен и теплозащи¬
та космических аппаратов, спускаемых на поверхность Земли и других планет Сол¬
нечной системы // Проблемы механики и теплообмена в космической технике. М.:
Машиностроение, 1982. С. 54-81.
Анфимов Н.А., Беда Г.А., Даниленко И.П., Золотарев С.Л., Фадеев В.А. Электро-
дуговые газодинамические установки ЦНИИмаш. Схемы и методы испытаний // Кос¬
монавтика и ракетостроение. 1994. № 2. С. 33-46.
Басаргин И.В., Менде Н.П., Мишин Г.И., Палкин С.Н., Явор И.П. Гиперзвуко-
вая баллистическая установка // Физико-газодинамические исследования. Л.: Нау¬
ка. 1980. С. 171-179.
Бедин А.П., Мелешко В.П., Мишин Г.И., Чистякова М.В. Влияние отношения
удельных теплоемкостей среды на аэродинамические характеристики затупленных
тел. / В книге физико-газодинамические исследования. Л.: Наука. 1980. С. 25-33.
Белоцерковский О.М., Булекбаев А., Голомазов М.М. и др. Обтекание затупленных
тел сверхзвуковым потоком газа / Под ред. О.М. Белоцерковского. М.: Изд-во ВЦ
АН СССР, 1967. 401 с.
Белоцерковский О.М., Осетрова С.Д., Фомин В.Н., Холодов А.С. Гиперзвуковое
обтекание затупленных тел потоком излучающего газа // Журн. вычислит, математи¬
ки и мат. физики. 1974. Т. 14. № 4. С. 992-1003.
Богданов В.В., Залогин Г.Н., Землянский Б.А., Кнотько В.Б., Маринин В.П., Ру¬
мынский А.Н., Финченко B.C. Экспериментальные исследования эффективности гиб¬
кой теплозащиты надувных тормозных устройств // Космонавтика и ракетостроение.
2001.	№ 22. ЦНИИмаш. С. 22-32.
Богданов В.П., Козлов И.А., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Объем и результаты
экспериментальной отработки аэродинамики «Пенетратор» изд. «Марс-96» // Сб. на¬
учных трудов НПО им. С.А. Лавочкина. 2000. Вып. 2. С. 236-239.
Богданов В.П., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Анализ параметров эффективности
использования спускаемых аппаратов с надувным тормозным устройством // Сб. на¬
учных трудов НПО им. С.А. Лавочкина. 2002. Вып. 4. С. 63-70.
Бойко А.С., Алексеева С.Г., Дегтярёва Л.А., Стекениус К.А. и др. Аэродинамика
летательных аппаратов с тормозной и несущей лобовой частью. Руководство для кон¬
структоров, ЦНИИмаш. 1978. Т. 5. Кн. 2. 180 с.
Борисов В.М., Иванков А.А. Расчет переноса лучистой энергии при гиперзвуко-
вом обтекании затупленных тел с использованием Рг и Р2- приближений метода сфе¬
рических гармоник // Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1992. Т. 32. №6.
С. 952-966.
Борисов В.М., Голомазов М.М., Иванков А.А., Финченко B.C. Расчет лучистого те¬
плообмена в задачах обтекания тел с учетом потери массы теплозащитного покры¬
тия//Изв. РАН. МЖГ. 2004. №4. С. 143-151.
Бугров В.Е. Марсианский проект С.П. Королёва, 2-е изд., перераб. и доп. М.: Фонд
«Русские витязи», 2009. 316 с.
472

Варгафтик Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей.
М.: Наука. 1972. 721 с.
Васанов Ю.А., Кнотько В.В., Лужеиков В.В., Финченко B.C. Экспериментальное
исследование термостойкости экранно-вакуумной теплоизоляции при аэротормо¬
жении космического аппарата в атмосфере Марса // Космонавтика и ракетострое¬
ние. 2001. №23. С. 103-109.
Внедряемый исследовательский зонд. Эксперимент «Визит». Эскизный проект.
НПО им. С.А. Лавочкина, 1991. 177 с.
Воронцов В.А., Дерюгин В.А., Пичхадзе К.М. и др. Метод исследования планеты
Венера с помощью плавающих аэростатных станций. Математическая модель // Кос¬
мические исследования. 1988. Т. 26. Вып.З. С. 430-433.
Воронцов В.А. Проектирование аэростатных зондов для исследования планет Сол¬
нечной системы. Под ред. К.М. Пичхадзе. Изд. МАИ-ПРИНТ. 2009. 96 с.
Воронцов В.А., Лохматова М.Г., Мартынов М.Б., Пичхадзе К.М., Симонов А.В.,
Хартов В.В., Засова Л.В., Зеленый Л.М., Кораблев О.И. Перспективный космический
аппарат для исследования Венеры. Проект «Венера-Д» // Вестник НПО им. С.А. Ла¬
вочкина. 2010.№ 4. С. 62-67.
Воронцов В.А. Проектирование средств десантирования и дрейфа в атмосферах
планет и их спутников. Под ред. К.М. Пичхадзе. М.: Изд. МАИ-ПРИНТ, 2011. 64 с.
Воронцов В.А. Мы были первыми на Венере // Наука и технологии в промышлен¬
ности. 2011. № 3. С. 60-67.
Воронцов В.А., Крайнов А.М., Мартынов М.Б., Пичхадзе К.М., Хартов В.В. Пред¬
ложения по расширению программы исследований Венеры с учетом опыта проект¬
ных разработок НПО им. С.А. Лавочкина//Труды МАИ. 2012. № 52. 13 с.
Воронцов В.А., Пичхадзе К.М. Методологические основы формирования схем¬
ных решений средств десантирования и дрейфа в атмосферах планет и их спутни¬
ков // Проектирование автоматических космических аппаратов научного назначения
и их служебных систем / Сост. В.В. Ефанов, И.Л. Шевалев; Под ред. В.В. Ефанова,
К.М. Пичхадзе: В 2-х т. Т. 1. М.: Изд-во МАИ, 2012. С 9-54.
Воронцов В.А., Торрес Санчес К.Х. Особенности выбора схемно-технических ре¬
шений малых космических спускаемых аппаратов // Научно-технический вестник
Поволжья 2014. № 6. С. 118-122.
Воронцов В.А., Торрес Санчес К.Х., Пичхадзе К.М., Крайнов А.М. Проблемные
вопросы формирования схемно-технических решений малогабаритных спускаемых
аппаратов // Вестник «НПО им. С.А. Лавочкина» 2015. № 1. С. 4-9.
Воронцов В.А., Карчаев Х.Ж., Мартынов М.Б., Пичхадзе К.М., Примаков П.В. Про¬
грамма исследования Венеры и международное сотрудничество // Труды МАИ. 2016.
Вып. №86. URL: http://trudymai.ru/upload/iblock/laa/vorontsov_karchaev_martynov_
primakov_rus.pdf?lang=ru&issue=86. (Дата обращения: 25.10.2016 г.).
473

Ганиев Ю.Х., Кислых В.В., Михайлов В. М., Финчеико B.C. Наземная отработка спу¬
скаемых аппаратов (Малой станции и Пенетратора) с моделированием атмосферы
Марса и воспроизведением траекторных чисел Маха, Рейнольдса, температурного
фактора // Сб. научных тр. НПО им. С.А. Лавочкина 2004.Вып. 5. С. 421-426.
Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика. М.: Высшая школа, 1966. 404 с.
Говоренко Г.С., Малышев В.В., Пичхадзе К.М., Воронцов В.А., Поршнев В.А.,
Сафронов В.В., Тетерин Д.П. Методика выбора эффективных вариантов систем де¬
сантирования на планеты Солнечной системы. // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина,
2014.№ 3. С. 116-124.
Гэломазов М.М., Финченко B.C., Иванков А.А., Шматов С.И. Пакет программ для
системы автоматизированного проектирования спускаемых в атмосферах планет ап¬
паратов // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2011 .№ 2 (8). С. 20-25.
Гэломазов М. М., Литвинов И.А., Литвинов Л.А., Иванков А.А., Финченко B.C. Чис¬
ленное моделирование обтекания спускаемых аппаратов при входе в атмосферу пла¬
неты // Вестник МГТУ им. Н.Э.Баумана. Серия Машиностроение. 2011. №4 (85).
С.42-53.
Голомазов М.М., Финчеико B.C., Шматов С.И. Теоретико-экспериментальные
методы решения задач аэродинамики космических аппаратов, спускаемых в атмос¬
ферах планет / Проектирование автоматических космических аппаратов для фунда¬
ментальных научных исследований. Под ред. В.В. Хартова, В.В. Ефанова. М.: НПО
им. С.А. Лавочкина. 2014. Т. 2. С. 962-1034.
Голомазов М.М., Иванков А.А. Расчетно-теоретическое исследование воздействия
атмосферы Марса на десантный модуль проекта «ЭКЗОМАРС-2018» при аэродина¬
мическом торможении // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 2 (28). С.26-35.
Горовцов В.В., Ефанов В.В., Душенок С.А., Котомин А.А., Моишеев А.А. Разра¬
ботка безосколочных разрывных болтов и детонационных замков систем разделения
КА // Сб. научных трудов НПО им. С.А.Лавочкина. М.: 2000. Вып. 2. С. 144-147.
ГОСТ 16504-81: Система государственных испытаний продукции. Испытания и
контроль качества продукции. Основные термины и определения. 1981.
ГОСТ4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М.: Изд-во стандартов. 1981.
178 с. Дата последнего изменения 13.07.2017.
Государственный ракетный центр «КБ им. академика В.П. Макеева». М.: Изд.
дом «Оружие и технологии», 2007. 73 с.
Грыиь В.И. Вариационные принципы для уравнения переноса и метод сфериче¬
ских гармоник//Журн. вычислит, математики и мат. физики. 1984. Т. 24. № 1. С. 75-91.
Гувернюк С.В., Зубков А.Ф., Пичхадзе К.М., Финченко B.C., Швец А.И. Сверхзвуко¬
вое обтекание тел малого удлинения // Вестник Московского университета. Серия 1.
Математика, механика. 2009. № 5. С. 69-71.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы (История. Развитие.
Перспектива) М, 1996. 654 с.
474

Дегтярь В.Г. Использование практических пусков БРПЛ для научных исследова¬
ний // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015. № 3 (29). С. 64-68.
Дегтярь В.Г., Молчанов С.Р. Исследовательские эксперименты в космическом про¬
странстве с новыми образцами техники // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017.
№2(36). С. 115-118.
Дерюгин В.А., Долгополов В.П., Карягин В.П., Ковтуненко В.М. и др. Автоматиче¬
ские станции «Вега-1» и «Вега-2». Функционирование спускаемых аппаратов в ат¬
мосфере Венеры // Космические исследования. 1987. Т. 25. С. 649-654.
Дерюгин В.А., Пичхадзе К.М., Финченко B.C., Шматов С.И. Оценка возможности
безымпульсного спуска объектов с орбит ИСЗ на поверхность Земли // Сб. научных
трудов НПО им. С.А. Лавочкина. М.: Вып.2. 2000. С. 9-11.
Ефанов В.В. К расчету параметров системы разделения на основе удлиненных ку¬
мулятивных зарядов // Сб. научных трудов НПО им. С.А.Лавочкина. М.: 2000. Вып.2.
С. 191-197.
Ефанов В.В., Королева Т.В. Основы проектного расчета основных параметров пи¬
ротехнических систем разделения для космических аппаратов. // Сб. научных трудов
НПО им. С.А.Лавочкина. М.: 2000. Вып.2. С. 128-132.
Залогин Г.Н., Землянский Б.А., Кнотько В.Б., Лунев В.В., Мурзинов И.Н., Румын¬
ский А.Н. Высокочастотный плазмотрон - установка для исследований агрофизиче¬
ских проблем с использованием высокоэнтальпийных газовых потоков // Космонав¬
тика и ракетостроение. 1994. № 2. С.22-32.
Зайцева О.Н., Лукьянчиков А.В., Пичхадзе К.М. Аспекты технической реализации
автоматического космического комплекса для захвата и свода с орбиты объектов, пре¬
кративших активное существование // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 5
(16). С. 12-18.
Зеленый Л.М., Зайцев Ю.И. Проект «ВЕГА»: Как это было // Вестник НПО им.
С.А. Лавочкина. 2015. № 3 (29). С. 94-102.
Землянский Б.А., Иванков А.А., Устинов С.Н., Финченко B.C. Современное состо¬
яние вопроса о применении технологии надувных элементов конструкции в издели¬
ях ракетно-космической техники, об использовании надувных тормозных устройств
в конструкции спускаемых аппаратов и теплозащитные покрытия этих устройств //
Вестник РФФИ № 1 (57). 2008. С. 38-64.
Землянский Б.А., Кнотько В.Б., Румынский А.Н., Акатьев О.Б., Богданов В.В.,
Иванков А.А., Финченко B.C. Расчетные и экспериментальные исследования в обеспе¬
чение выбора теплозащиты десантного модуля с надувным тормозным устройством
при аэроторможении в атмосфере Венеры // Космонавтика и ракетостроение. 2001.
№23. С. 94-102.
Иванков А.А. Исследование поля течения возле затупленных тел с учётом перено¬
са тепла излучением // Математические методы управления и обработки информа¬
ции. М.: Изд-во МФТИ, 1982. С. 82-88.
475

Иванков А.А. Расчет теплового режима элементов конструкции ГО на участке вы¬
ведения. TREK.1. Описание программы. К85К.53000-01 13 01. НПОЛ, 1994. 93с.
Иванков А.А. О численном решении задачи прогрева многослойной теплозащиты
спускаемого аппарата с учетом уноса массы внешних и внутренних слоев покрытия //
Журн. вычислит, математики и мат. физики. 2005. Т. 45. № 7. С. 1279-1288.
Иванков А.А. Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ
№2009614632 РФ. Расчетное определение тепломассообмена при проектировании
космических спускаемых аппаратов / А.А. Иванков (ФГУП «НПО им. С.А. Лавочки¬
на» (RU)); Заявка: № 2009613552; 09.07.2009; Зарегистрировано в Реестре программ
ЭВМ: 31.08.2009.
Иванков А.А. О тепловой защите аппарата в условиях интенсивного лучистого на¬
грева и сильного вдува продуктов разрушения с поверхности при входе в атмосферу
планеты // Сб. науч. тр. «Актуальные вопросы проектирования космических систем
и комплексов». М.: Полиграф-Информ. 2009. Вып. 7. С. 201-212.
Иванков А.А., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Аэротермодинамика спускаемого
контейнера надувной конструкции для доставки грузов с Международной космиче¬
ской станции // Тепловые процессы в технике. 2009. Т. 1. № 5. С. 204-207.
Иванков А.А. Метод расчета параметров гибкой многослойной теплозащиты спу¬
скаемого аппарата с надувным тормозным устройством // Тепловые процессы в тех¬
нике. 2010. Т. 2. № 7. С. 320-328.
Иванков А.А., Финченко B.C. Численное исследование теплового разрушения ме¬
теорита «Челябинск» при входе в атмосферу Земли // Компьютерные исследования
и моделирование. 2013. Т. 5, № 6. С. 941-956.
Иванов М.С., Рогазинский С.В. Метод прямого статистического моделирования
в динамике разреженного газа. Новосибирск: ВЦ СО АН СССР, 1988. 118 с.
Иванов С.В., Кудряшов В.А., Полищук Г.М., Пичхадзе К.М., Финченко B.C., Терте-
рашвили А.В. Технология использования надувных конструкций в космической тех¬
нике: настоящее состояние и проблемы будущего. Сб. научных тр. НПО им. С.А. Ла¬
вочкина. 2005. Вып.6. С. 138-145.
Изделия космической техники. ГОСТ Р 52925-2008. Общие требования к космиче¬
ским средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического
пространства. М.: Стандартинформ, 2008. 8 с.
Казаковцев А.П., Сухенко А.В. Об использовании предварительного тормозного
импульса при выведении космического аппарата на орбиту спутника Марса // Вест¬
ник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия «Машиностроение». 2005. № 4. С. 1-11.
Карпенко С., Афанасьев И. Первое плавание «Фрегата» // Новости космонавтики.
2000. Т. 10. № 4 (207). 1 -29 февраль. С. 8-11.
Каширин А.В., Глебанова И.И. Анализ современного состояния рынка наноспут¬
ников как прорывной инновации и возможностей его развития в России // Молодой
ученый. 2016. № 7. С. 855-867.
476

Космический полет НПО им. С.А. Лавочкина /Под общ. ред. д.т.н., профессо¬
ра К.М. Пичхадзе и д.т.н., профессора В.В. Ефанова. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Изд.
МАИ-ПРИНТ, 2010. 692 с.
Красильников А.В., Михайлов В.М., Финченко B.C. Динамическая устойчивость
спускаемых аппаратов с надувным тормозным устройством // Сб. научных трудов
НПО им. С.А. Лавочкина, 2004.Вып. 5. С. 361-365.
Кузьмин А.Д., Маров М.Я. Физика планеты Венера. М.: Наука. 1974. 248 с.
Кульков В.М., Егоров Ю.Г., Крайнов А.М., Шаханов А.Е., Ельников Р.В. К вопросу
проектирования малых космических аппаратов с маршевой электрореактивной дви¬
гательной установкой для исследования окололунного пространства // Вестник НПО
им. С.А. Лавочкина. 2013. № 4 (20). С. 68-74.
Левкевич М. Большая космическая уборка. Aviation Express. Lenta.ru. 8.05.2015. 5 с.
(Дата обращения: 5.10.2017).
Маркачев Н.А., Захаров Ю.В., Гришин С.А. Опыт использования центробежных
установок для наземной отработки автоматических космических аппаратов // Вест¬
ник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 2 (13). С. 44-51.
Маров М.Я. Модель атмосферы Венеры // Доклады АН СССР. 1971. Т. 196 (№ 1).
С. 67-70.
Маров М.Я. Планеты Солнечной системы. 2-е изд. М.: Наука. 1986. 320 с.
Маров М.Я., Хантрес У.Т. Советские роботы в Солнечной системе. Технологии
и открытия. М.: Физматлит, 2013. 612 с.
Милинчук В.К., Клиншпонт Э.Р., Тупиков В.И. Основы радиационной стойкости
органических материалов. М.: Энергоатомиздат, 1994. 256 с.
Мишин Г.И. Физико-газодинамические исследования. Л.: Наука, 1980. 238 с.
Мороз В.И. Физика планет. М.: Наука. 1967. 496 с.
Назаренко А.И. Моделирование космического мусора - М.: ИКИ РАН. 2013. Се¬
рия «Механика, управление и информатика». 216 с.
Нариманов Г.С., Тихоиравов М.К. Основы теории полета космических аппаратов /
Под ред. М.: Машиностроение, 1972. 608с.
Нестерии И.М., Пичхадзе К.М., Сысоев В.К., Финченко B.C. и др. Предложение
по созданию устройства для схода наноспутников CUBESAN с низких околоземных
орбит // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 3 (37). С. 20-26.
Новые наукоемкие технологии в технике: Энциклопедия / Под общ. Ред К.С. Ка-
саева. Т.8. Композиционные материалы: Расчет и конструирование. М.: ЭНЦИТЕХ,
1996.432 с.
Новые наукоемкие технологии в технике. Энциклопедия / Под общей ред. К.С. Ка-
саева. Т. 16, 17. Воздействие космической среды на материалы и оборудование косми¬
ческих аппаратов. М.: ЗАО «НИИЭнцитех», 2000. 235 с.
Номура Ш. К определению плотности теплового потока в критической точке
тупого тела, обтекаемого гиперзвуковым потоком при малых числах Рейнольдса //
Аэрокосмическая техника. 1984. № 7. С 113-115.
477

Панкова Л.В. Перспективные технологические возможности в космосе: синер¬
гетический эффект. Актуальные проблемы развития отечественной космонавтики.
Материалы XXVIII академических чтений по космонавтике. М.: Война и мир, 2004.
С. 173-174.
Перминов В.Г. Проект долгоживущей венерианской станции // Новости космонав¬
тики. 2001. № 8. С.72-73.
Петров К.П. Аэродинамика тел простейших форм. М.: Факториал. 1998. 480 с.
Пичхадзе К.М., Воронцов В.А., Защирииский А.М., Пономарев П.А. Системы спу¬
ска с орбиты и аварийного спасения на основе надувного тормозного устройства //
Общероссийский научно-технический журнал «Полёт», 2003. № 8.
Пичхадзе К.М., Финченко B.C., Иванков А.А. Об одной концепции безымпульсного
спуска грузовых контейнеров с МКС // Актуальные проблемы развития отечествен¬
ной космонавтики: Труды XXIX акад. чтений по космонавтике. Москва. Январь 2005.
Отв. редактор А.К. Медведева. М.: Изд. Война и мир, 2005. С. 407-408.
Победоносцев Ю.А. Триумф советской науки // Наука и жизнь. 1957. № 11. С. 8-10.
Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защита. Под ред. А.В. Лыкова. М.: Энер¬
гия, 1976. 392 с.
Полищук Г.М., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Проблемные вопросы использова¬
ния надувных конструкций в космической технике // Сб. 2-го Белорусского космиче¬
ского конгресса. 25-27 октября 2005. Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2005. С. 16-22.
Полищук Г.М., Пичхадзе К.М., Моиьиеев А.А., Финченко B.C. Использование на¬
дувных элементов в конструкциях космических аппаратов - передовая технология
в космической технике // Актуальные проблемы развития российской космонавтики:
Труды XXX Академических чтений по космонавтике. Москва. Январь. 2006 / Под
общ. ред. А.К. Медведевой. М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пио¬
неров освоения космического пространства, 2006. С. 381-382.
Роготовскии О.А., Устинов С.Н., Финченко B.C. Анализ современного уровня
развития технологии спускаемых аппаратов надувной конструкции в России и за ру¬
бежом // Актуальные проблемы российской космонавтики: Материалы XXXIV акаде¬
мических чтений по космонавтике. М., 2010. С. 499-500.
Руководство для конструкторов. Т. 1. М.: ГОНТИ. 1982. № 1. 74 с.
Руководство для конструкторов. Конвективный теплообмен изделий РКТ / Под
ред. Б.А. Землянского. Королев: ЦНИИмаш, 2010. 397 с.
Семкин Н.Д., Телегин А.М., Калаев М.П. Космическое пространство и его влия¬
ние на элементы конструкций космических аппаратов. Самар, гос. аэрокосм, ун-т им.
С.П. Королева (нац. исслед. ун-т). Самара, 2013. 46 с.
События в околоземном космическом пространстве. Август 2014 года. Выпуск 8
(51) // Центральный научно-исследовательский институт машиностроения: «Осталь¬
ные 15 827 КО - космический мусор».
Спутник «Космос-2251» продолжает разрушаться на орбите // cnews.ru.
27.03.2009. 1 с. (Дата обращения: 03.10.2017).
478

Стекениус К.А., Бойко А.С. и др. Выбор рациональных аэродинамических компо¬
новок летательных аппаратов с тормозной и несущей лобовой частью. Руководство
для конструкторов, ЦНИИмаш. 1982. Т. 5. Кн. 3.
Успенский М.В., Харри А.-М., Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Шмидт В., Алексаш-
кин С.Я. Надувной посадочный модуль MetNet для доставки научных метеорологи¬
ческих приборов на поверхность Марса // Актуальные вопросы проектирования ав¬
томатических космических аппаратов для фундаментальных и прикладных научных
исследований / Составитель В.В. Ефанов. Химки: НПО им. С.А. Лавочкина, 2015.
С. 55-66.
Фипатьев А.С., Финченко B.C. ЦАГИ и НПО им. С.А. Лавочкина - соприкаса¬
ющиеся параллели науки и техники // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. №4
(15). С. 108-116.
Финченко B.C., Богданов В.В., Бондаренко В.А., Иванков А.А., Пичхадзе К.М., Ка-
лаишик В.И., Красников Ю.Д. Теоретико-экспериментальная проверка эффективно¬
сти и работоспособности гибкой теплозащиты надувного тормозного устройства на
полномасштабном макете спускаемого аппарата «Демонстратор-Солнечный парус» //
Сб. научных тр. НПО им. С.А. Лавочкина, 2001 .Вып.3. С. 364-371.
Финченко B.C., Богданов В.П., Козлов И.А., Пичхадзе К.М. Аэродинамические ис¬
следования функционирования надувного тормозного устройства спускаемого аппа¬
рата «Демонстратор-Солнечный парус» на предпосадочном участке спуска // Сб. на¬
учных тр. НПО им. С.А. Лавочкина, 2001. Выл.З. С. 349-356.
Финченко B.C. Аэротермодинамические исследования тепловой защиты наду¬
вных тормозных устройств спускаемых аппаратов // Полет. 2004. № 7. С. 56-60.
Финченко B.C., Шматов С.И. Программный комплекс AIRSOL для расчёта аэро¬
динамического и радиационного воздействия на космические летательные аппара¬
ты //Актуальные вопросы проектирования космических систем и комплексов. Сб. на¬
учных тр. НПО им. С.А. Лавочкина, 2005. Вып.6. С. 394-401.
Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Алексашкин С.Н., Поляков А.Б. Патент РФ
№ 2383476 на изобретение «Гибкая система тепловой защиты спускаемого космиче¬
ского аппарата». Приоритет 25 декабря 2008 г. Зарегистрировано в Государственном
реестре изобретений РФ 10.03.2010.
Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Иванков А.А. Патент РФ № 2381967 на изобрете¬
ние «Способ доставки грузов с пилотируемых орбитальных станций на поверхность
Земли». Приоритет 25 декабря 2008 г. Зарегистрировано в Государственном реестре
изобретений РФ 20.02.2010.
Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Иванков А.А. Патент РФ № 82679 на полезную мо¬
дель «Спускаемый аппарат для доставки грузов с пилотируемой орбитальной стан¬
ции на поверхность Земли». Приоритет 25 декабря 2008 г. Зарегистрировано в Госу¬
дарственном реестре 10.05.2009.
Финченко B.C. Тепловая защита дополнительных надувных тормозных устройств
аппаратов, движущихся в атмосфере // Тепловые процессы в технике. 2009. Т. 1. № 8.
С. 343-348.
479

Финченко B.C., Шматов С.И. Методика оперативного расчёта силового воздей¬
ствия разреженной атмосферы на космические аппараты // Вестник ФГУП НПО
им. С.А. Лавочкина. 2012. № 3 (14). С.40-47.
Финченко B.C., Пичхадзе К.М. Основы проектирования надувных космических
конструкций. Проектирование автоматических космических аппаратов для фунда¬
ментальных научных исследований / Под ред. В.В. Ефанова, К.М. Пичхадзе. М.: НПО
им. С.А. Лавочкина. 2013. Т. 1. С. 430-489.
Финченко B.C., Иванков А.А., Алексашкин С.Н., Острешко Б.А. Графоаналитиче¬
ский метод определения условий входа в атмосферу Земли спускаемого аппарата при
ракетных испытаниях тепловой защиты // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2015.
№4(30). С. 43-52.
Финченко B.C., Пичхадзе К.М., Алексашкин С.Н., Острешко Б.А. Трансформиру¬
емые аппараты, спускаемые в атмосферах планет // Вестник НПО им. С.А. Лавочки¬
на. 2015. №2 (28). С.4-13.
Финченко B.C., Фирсюк С.О., Кульков В.М., Егоров Ю.Г., Чернышов А.П., Кру¬
глов Д.А. Инновационный спускаемый с орбиты аппарат - демонстратор возмож¬
ностей развёртываемых аэроупругих тормозных устройств // Актуальные вопросы
проектирования автоматических космических аппаратов для фундаментальных и при¬
кладных научных исследований / Сост. В.В. Ефанов. Химки. Изд. НПО им. С.А. Ла¬
вочкина. 2015. С. 67-72.
Финченко B.C., Алифанов О.М., Кульков В.М., Фирсюк С.О., Терентьев В.В. Патент
РФ № 2626788 на изобретение «Спускаемый аппарат-буксир для снятия космических
объектов с орбиты». Заявка: 2015155349 от 23.12.2015. Срок действия исключитель¬
ного права на изобретение истекает 23 декабря 2035 г. Опубликовано: 01.08.2017.
Бюл. № 22.
Финченко B.C., Фирсюк С.О., Кульков В.М., Егоров Ю.Г. К вопросу проектиро¬
вания инновационного спускаемого аппарата с развёртываемым надувным тормоз¬
ным устройством // Актуальные вопросы проектирования автоматических космиче¬
ских аппаратов для фундаментальных и прикладных научных исследований / Сост.
В.В. Ефанов. Химки. НПО Лавочкина, 2017. Вып.2. С. 44-51. 592 с
Финченко B.C., Иванков А.А., Шматов С.И. Проект КА, оснащенного системой
удаления космического мусора [Аэротермодинамика, габаритно-массовые характе¬
ристики и траектории спуска КА с околоземных орбит] // Вестник НПО им. С.А. Ла¬
вочкина. 2018. № 1 (39). С.10-18.
Финченко B.C., Котляров Е.Ю., Иванков А.А. Системы обеспечения тепловых ре¬
жимов автоматических межпланетных станций. Под ред. В.В. Ефанова и B.C. Фин¬
ченко. Изд. АО «НПО Лавочкина», 2018. 400 с.
Фирсюк С.О., Лысков Д.В., Терентьев В.В., Харри А.-М., Успенскии М.В., Хаук-
ка X., Алексашкин С.И., Финченко B.C. Спускаемые в атмосферах планет аппараты
с аэроупругими (надувными) тормозными устройствами и моделирование тепловых
стендовых испытаний их полномасштабных макетов //Тепловые процессы в технике.
2015.	Т. 7. №8. С. 370-378.
480

Хартов В.В., Пичхадзе К.М., Воронцов В.А., Засова Л.В. и др. Новый этап в ис¬
следовании Венеры. Технические средства исследований в проектк «ВЕНЕРА-Д» //
Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина . 2010. № 4. С. 62-67.
- Черток Б.Е. Ракеты и люди: Фили-Подлипки-Тюратам:.М.: Машиностроение,
1999. 448 с.
Шесть лет и вся жизнь конструктора Г.Н. Бабакина / Авт.-сост. И.Л. Шевалев;
Гл. редактор Г.Г. Карвовский. М.: Арт-Бизнес-Центр, 2004. 448 с.
Шкловский И.С. Вселенная. Жизнь. Разум. 2-е изд., перераб. и доп.М.: Наука.
1965.284 с.
Шматов С.И. Свидетельство о Государственной регистрации на ЭВМ
№ 2012614770 РФ. AIRSOL / С.И. Шматов (ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина). (RU);
Заявка №2012612480, поступившая 5.04.2012 г.; Зарегистрировано в Реестре про¬
грамм для ЭВМ: 29.05.2012 г.
Шматов С.И., Финченко B.C., Мордвинкин А.С. Методы расчета возмущающего
воздействия аэродинамических сил и сил светового давления на орбитальные кос¬
мические аппараты // Проектирование автоматических космических аппаратов для
фундаментальных научных исследований / Под ред. В.В. Хартова, В.В. Ефанова.НПО
им. С.А. Лавочкина. М., 2014. Т. 2. С. 699-777.
Шматов С.И. Численное исследование силового воздействия солнечного излу¬
чения на поверхности космических аппаратов с учетом их реальных геометрических
особенностей // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 4 (38). С. 35-40.
Юревич Ф.Б., Ермаченко B.C. и др. Исследование теплообмена в потоке плазмы
торцевого холловского ускорителя // МФК. 1989. Т.57. № 3. С. 47-52.
Alekseev А.К., Pavlov G.A., Finchenko V.S. Aerodynamics of a PENETRATOR in the
Martian Atmosphere. Cosmic Research. 1996. T. 34. № 1. pp. 90-92.
Alexashkin S.N., Pichkhadze K.M., Finchenko V.S. Design Principles of Descent
Vehicles with an Inflatable Braking Device // Solar System Research. 2013. Vol. 47. No. 7.
pp. 491-498.
Alifanov O.M., Nenarokomov A.V., Nenarokomov K.A., Terentieva A.V., Titov D.V.,
Finchenko VS. Experimental-computational system for noncontact diagnostics of elastic
materials // Proceedings of 8,h International Conference on Inverse Problems in Engineering
(May 12-15. 2014. Poland). Silesian TU Publ. Gliwice-Wroclaw, Poland. 2014. pp. 13-22.
Allred R.E., Hoyt A.E. UV regidizable carbon-reinforced isogrid inflatable booms.
A1AA Paper 2002-1202. 2002.
Arnold J.O., Beck R.A., McGuire M.K., Dupzyk I.C., Prabhu D.K. Thermal Protection
for a Supersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator Cover Panel System. AIAA Paper
2011-2570. 2011. pp. 1-20.
Bogdanov V.V., Kremnev R.S., Rodimov R.Yu., Pitchkhadze K.M., Terterashvili A. V,
Finchenko VS. On the Use of Ballute-equipped Vechicles for Landing on Surface of Planets
Having Atmosphere. Proceeding of 4th Ukraine-Russia-China Symposium of Space Science
and Technology. Vol. 1. 1996. pp. 253-254.
481

Bogdanov P., Rodimov R., Pichkhadze K., Terterashvili A., Finchenko V., Kuznetsov V.
Inflatable Ballutes to Provide Aerodynamic Shape to the Payload Bus Enabling its
Atmosphere Entry. 48"' International Aeronautical Congress. 6-10 Oct. 1997. Turin.
IAF-97-I.6.03.
Bogdanov V.V., Pichkhadze K.M., Rodimov R.Yu., Finchenko V.S. On Algorithm and
Experimental Development Results of Thermal Protection Cover for Flexible Inflatable
Shells Using in Re-Entry Vehicles for Descent in Planetary Atmospheres. Proceeding of
the 3"' International Conference on Experimental Fluid Mechanics. 3-6 June. 1997. Korolev,
pp. 34-38.
Bondarenko, S., Lyagitshin, S., and Shifrin, G. Prospects of Using Lasers and Military
Space Technology for Space Debris Removal. Second European Conference on Space
Debris. Vol. 393. 1997. p. 703.
Borisov V.M., Golomazov M.M., Ivankov A.A., Finchenko PS. Calculation of Radiation
Heat Transfer in Problems of Flow past Bodies with Account for Heatshield Coating Mass
Loss. Fluid Dynamics. 2004. T. 39. № 4. C. 633.
Cadogan D.P., Scarborough S.E. Rigidizable materials for use in gossamer space
inflatable structures. AIA A Paper 2001-1417. 2001.
Cassapakis, Dr. Costa and Dr. Mitch Thomas. Iflatable Struktures Technology
Development Overview. AI AA 01-1264. 2001. pp. 1-12.
Claudio Bombardedi and Jesus Pe/dez. Ion Beam Shepherd for Contactless Space
Debris Removal. 2010. 9 p http://arxiv.org/pdf/1102.1289.pdf. Последнее обращение
12.01.2019.
Detlef Wilde, Matthias Taushe, Matthias Orth. Inflatable Re-Entry Technologies - IRT.
54th IAC. Bremen. 29.9-3.10.2003. IAC-03-U.2.a.03.
Fay J.A., Riddell F.R. Theory of Stagnation Point Heat Transfer in Dissociated Air //
J. Aeronaut. Sci. 1958. V. 25/ Feb. pp.73-97.
Finchenko V, Ivankov A., Shmatov S., Marraffa L. Aerobraking and Aerocapture:
Aerodynamic and Aerothermal Study Applicability of Inflatable Structures. Proceedings
of 16lh AIAA Conference on Decelerators in Boston. USA. 22-24 May. 2001. AIAA Paper
2001-2057.
Finchenko V, Pichkhadze K., Marraffa L., Vennemman D., Wilde D. Thermal and
Aerodynamic Experimental Testing for Full Scale Models of Descent Modules with Inflatable
Braking Device. Proceed, of the 4th European Symposium on Aerothermodynamics for
Space Vehicles. 15-18 Oct. 2001. Capua. Italy. SP-487. Feb. 2002. pp. 465-470.
Finchenko PS., Ivankov A. A. Calculation of Constructive Heat Protection Characteristics
for Inflatable Braking Devices Moving in Planet’s Atmospheres. Proc. of the 1th European
Workshop on Inflatable Space Structures. 21-22 May. 2002. ESA HQ Site Management
Services. 29 Oct. 2002. P. 305-313.
Finchenko P., PichkhadzeK., MarraffaL., Vennemman D., WaltherS., WildeD. Inflatable
Re-Entry and Descent Technology Advanced State and Prospects of Development. Proc. of
the l"1 European Workshop on Inflatable Space Structures. 21-22 May. 2002. ESA HQ Site
Management Services. 29 Oct. 2002. pp. 368-377.
482

Finchenko V., Ivankov A. Inflatable Braking Device Heat Protection. Proceeding of
the 4"' International Conference: Inverse Problems: Identification, Design and Control.
2-6 July. 2003. Moscow, pp. 7-13.
Finchenko V Methodology of a Thermal Protection Design for Descent Modules
Inflatable Braking Device. Proceeding: 54,h International Astronautical Congress of the
International Astronautical Federation (IAF), the International Academy of Astronautics
and the International Institute of Space Law. Bremen. 2003. C. 1927-1933.
Finchenko V. Methodology of a Thermal Protection Design for the Descent Modules
Inflatable Braking Device 11 Space Technology. Vol. 24. No. 2-3. 2004. pp. 149-155.
Finchenko. V., Pichkhadze K., Ivankov A., Voron N. Inflatable Re-entry Technology
for Manned Martian Mission. Proceeding: 55th International Astronautical Congress.
International Astronautical Federation. 2004. Vancouver. 2004. C. 2163-2169.
Finchenko. V.S., Polishchuk G.M., Moisheev A.A., Pichkhadze K.M. Inflateble Reentry
and Descent Technology - Fantasy and Reality. Proceeding: 58lh International Astronautical
Congress of International Astronautical Federation. 2007. Hyderabad. 2007. C. 5270-5277.
Finchenko VS., Alexashkin S.N., Pichkhadze K.M., Ustinov S.N. Achievements and
Problems of the Inflatable Re-Entry Descent Technology Development. Proceeding:
6 llh International Astronautically Congress. 27.09-1.10.2010. Prague. C. 2045-2055.
Finchenko VS., Shmatov S.I. A Method of Rapidly Calculating How a Rarefied
Atmosphere Acts on a Spacecraft // Solar System Research. 2013. Vol. 47. No. 7. pp. 513-519.
Finchenko V, Pichkadze K., Alexashkin S., Ostreshko B. Transformable Descent
Vehicle // Solar System Research. 2016. T. 50. № 7. C. 489-497.
Finchenko VS., Ivankov A.A., Shmatov S.I. Spacecraft Equipped with a Space Debris
Removal System (Aerothermodynamics, Bulk-Mass Characteristics and Trajectories of
Spacecraft Descent from Near-Earth Orbits) // Solar System Research. 2018. Vol. 52.	7.
pp. 622-629.
Golomazov M.M., Finchenko VS., Ivankov A.A., Shmatov S.I. Program Pacage for
the Computer-Aided Aerodynamic Design System for Descent Vehicles in Planetary
Atmospheres // Solar System Research. 2012. Vol. 46. No. 7. pp. 542-547.
Gossamor Orbit Lowering Device (GOLD); a Lightweight, Low-cost, and Simple De¬
orbit Sistem. Global Aerospace Corporation. April 16, 2003, 25c.
Guidanean, Koorosh, Williams, Geoffrey T. An Inflatable Rigidizable Truss Strukture
with Complex Joints. AiAA 98-2105. 1998.
Guvernyuk S. V, Zubkov A.F., Pichkhadze K.M., Finchenko VC., Shvets A.I. Supersonic
Flow Around a Body of Small Elogation // Moscow University Mechanics Bulletin. 2009.
T. 64. №5.C. 123-125.
Harri A.-M., Pichkadze K, ZelenyL., Vazquez L., Schmidt W., Alexashkin S., Korablev O.,
Guerrero H., Heilimo J., Uspensky М., Finchenko V, Linkin V, Arruego I., Maria
Genzer, Lipatov A., Polkko J., Paton М., Savijdrvi H., Haukka H., Siili Т., Khovanskov V,
Ostreshko B., Poroshin A., Marina Diaz-Michelena, Siikonen Т., Palin М., Vorontsov V,
Polyakov A., Valero F., Kemppinen O., Leinonen J. and Romero P. The MetNet Vehicle:
483

a Lander to Deploy Environmental Stations for Local and Global Investigations of Mars //
Geoscientific Instrumentation. Method and Data Systems. 6. 103-124, 2017. /www.geosci-
instrum-method-data-syst.net/6/103/2017/doi: 10.5194/gi-6-103-2017.
Heyman Jos. FOCUS: CubeSats - A Costing + Pricing Challenge. Sat Magazine.
October. 2009.
http://www.iki.rssi.ni/books/20l2 veniaminov.pdf Up age=25. (Дата обращ.: 03.10.2017).
http://www.rscc.nt/ru/news/archive/2006.03.29.htmi. (Дата обращения: 03.10.2017).
James N. Moss, Christopher E. Glass, Brian R. Hollis, John W. Van Norman. Low-
Density Aerodynamics of the Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE). AIAA Paper
2006-1189. 2006
James Oberght. They’re Coming to Bring You Safely Back to Earth. Maybe // Air &
Space. October/November. 2003. pp. 58-63.
Kerry T. Nock. Gossamer Orbit Lovering Device, a Lightweight, Low-cost and Simple
De-Orbit System. Presentation to Advance Space Propulsion Workshop. April 16, 2003.
Global Aerospace Corporation.
Kessler D.J. and Burton G. Cour-Palais. Collision Frequency of Artificial Satellites:
The Creation of a Debris Belt. Journal of Geophysical Research 83: 63. 1971.
Kessler D.J. Collisional Cascading: The Limits of Population Growth in Low Earth Orbit.
Advances in Space Research 11:2637-2646. DOL 10.1016/0273-1177(91 )90543-S. 1991.
Leonard David. Cubesats: Tiny Spacecraft, Huge Payoffs Space.com’s Space Insider
Columnist, September 8, 2004.
Lichodziejewski D., Derbes B., West J., Reinert R., Belvin K., Pappa R. Bringing an
effective solar sail design toward TRL 6, AIAA 2003-4659.
Liou, J.C. and Johnson, N.L. A sensitivity study of the effectiveness of active debris
removal in LEO” Acta Astronautica.Vol. 64. No. 2-3. 2009. pp. 236-243.
Liou J.-C. An Assessment of the Current LEO Debris Environment and the Need for
Active Debris Removal. NASA Orbital Debris program Office, Johnson Space Center,
Houston, TX 77058, 2010. USA.
Liou J.-C. A note on Active Debris Removal // Orbital Debris Quartery News, июль
2011. T. 15, вып. 3.
Marov M. Ya. The Atmosphereof Venus: Venera Data // Fundamentals of Cosmic
Physics. 1979. V. 5, P. 46-91.
Marraffa L., Finchenko V., Pichkhadze K., Kassing D., Baglioni P., Wilde D., Inflatable
Re-Entry Technologies: Flight Demonstration and Future Prospects // ESA Bulletin 103.
August. 2000. pp. 78-85.
Marraffa L., Vennemann D., Anschuetz U., WaltherS., Pitchkhadze K.M., Finchenko VS.
IRDT-Inflatable Re-Entry and Descent Technology. The IRDT-2 Mission and Future
Applications. Proceed. European Space Agency, (Special Publication) ESA SPHot Structures
and Thermal Protection System for Space Vehicles. Editors: A. Wilson. Palermo. 2003.
pp. 19-28.
484

McRonaldA. A Light-Weight Inflatable Hypersonic Drag Device for Venus Entry. Paper
AAS, 99-355, 1999.
Nesterin I.М., Pichhadze K.M., Sysoev V.K., Finchenko V.S., Firsyuk S.O., Yudin A.D.
Proposal for Creating a Device for Deorbiting Low-Earth-Orbit CubeSats // Solar System
Research. 2018. Vol. 52. № 7. pp. 6606-612.
Orbital Debris Quarterly News. Volume 17, Issue 2, Aprile 2013: page 10 «Satellite
Box Score» (as of 3 April 2013, cataloged by the U.S. Space Surveillance Network).
Origin of the new Space Revolution, http://www.cubesat.org/suppliers/) (Дата обраще¬
ния: 05.10.2017).
Phipps, C.R. and Reilly, J.P., “ORION: Clearing near-Earth space debris in two years
using a 30-kW repetitively-pulsed laser,” SPIE Proceedings of the International Society for
Optical Engineering., 1997, pp. 728-731.
Phipps C.R., Baker K.L., Libby S.B. etal. Removing orbital debris with lasers. Advances
in Space Research, 2012. №49. P. 1283-1300.
Piehkhadze K.M., Rodimov R.Yu., Terterashvili A.V., Finchenko V.S., Ganiev Y.H.,
Zolotarev S.L. Experimental Checking of Martian Penetrator Design Parameters with Using
of the Ground Development Equipments. Proceeding of the 3'h International Conference on
Experimental Fluid Mechanics. 3-6 June. 1997. Korolev, pp. 197-202.
Plastics in outer space yield new technology for earthlings. Plastics technology, 1982.
vol. 28. №6. p. 19-21.
Process for Limiting Orbital Debris. NASA Technical Standard Revision A with Change
1. National Aeronautics and Space Administration Washington. December 2011. 74 p.
Requirements on Space Debris Mitigation for Agency II Projects ESA/ADM IN/I POL,
2008.	№ 2. 3 p.
Robert Lyman and James E. Neumard. Inflatable Foam-Rigidized Approach to Solar
Concentrators // Progress in Astronautics and Aeronautics. Vol. 11. Power Systems for
Space Flight. AIAA. 1963. 687-704 c.
Rubenchik A. et al. Laser systems for orbital debris removal. International Symposium
on High Power Laser Ablation, Santa Fe, N.M., 2010, AIP Conf. Proc. 1278, pp. 347-353
(2010).
Scarborough S.E., Cadogan D.P, Pederson L.M., Blandino J.R. Elevated temperature
mechanical characterization of isogrid booms. AIAA 2000-1028.
Shapiro 1.1., Jones, H.M., Perkins, C.W. Orbital properties of the West Ford dipole belt.
Proceedings of the IEEE. May 1964. Vol.:52, Issue: 5. Pages 469-518.
Space debris orbiting Earth to be destroyed with giant lasers fired from Australia -
Science - News - The Independent. Australian Space Science Conference 2005; pages:
338-357. Melbourne: RMIT University, 2005.
Stephen J. Hughes, Robert A. Dillman, Brett R. Starr, Ryan A. Stephan, Michael C. Lindell,
Charles J. Player, and Dr. F. McNeil Cheatwood. Inflatable Re-Entry Vehicle Experiment
(IRVE) Design Overview. AIAA Paper 2005-1636. May 2005.
485

Stephen J. Hughes, Dr. F. McNeil Checitwood, Robert A. Dillman, Henry S. Wright,
Joseph A. DelCorso and Dr Anthony M. Calomino. Hypersonic Inflatable Aerodynamic
Decelerator (HIAD) Technology Development Overview. AIAA Paper 2011-2524. 2011.
pp. 1-24.
Takeichi, N., “Practical operation strategy for deorbit of an electrodynamic tethered
system,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 43, No. 6, 2006, pp. 1283-1288.
The Program to Advance Inflatable Dece/erators for Atmospheric Entry (PAIDAE).
pp. 1-8. Интернет-информация: www.nasa.gov.
Thomas Lee Philley Jr. Development, Fabrication, and Ground Test of an Inflatable
Structure Space - Flight Experiment. AFIT/GA/ENY/03-3. 2003. pp. 1-152.
Ulvestad, James S., et al. ARISE: A Space VLBI Mission Using an Inflatable Antenna
Structure. AIAA 95-3794. 1995.
Veal, Gordon and Robert Freeland. In-Step Inflatable Antenna Discription. AIAA
95-1193b. 1995.
486

ПРИЛОЖЕНИЕ
Основные научно-технические отчеты
ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина» и НИЦ им. Г.Н. Бабакина
по теме «Космические аппараты с надувными элементами конструкции
Исследование M1AS в соответствии с MIAS BSC SOW, от 16.08.2001 и Предложе¬
нием №01.1.85.082 Заказчика Astrium GmbH. Документ № BSC-MIAS-FR-01-2002.
2002.	55 с.
Расчет на прочность. НТО ФГУП НИЦ им. Г.Н. Бабакина BSC-VVL-E8-01-2002.
20.06.2002. 62 с.
Испытания ММС. НТОБ. № BSC-MML-E10-01-2002. 20.06.2002.
Отчет о дизайне миссии. BSC-IRDT2R-MDR-0001. 16.10.2003. 79 с.
Полет IRDT-2R. Отчет о конструкции. BSC-1RDT2R-DDR-0001. 29.10.2003.
134 с.
Орбитальный образец с панелями 1RIS. Уточненный проект на демонстратор пнев¬
матических отверждаемых конструкций. IRIS FQ-BSC-RP-0003. Контракт № 2836
от 23.12.2003. Заказчик МНТЦ. 90 с.
Надувные отверждаемые конструкции. Анализ материалов и технологий. Проект
«Разработка надувных отверждаемых конструкций». Контракт № 2835. Технический
отчет IRIS-BSC-RP-001. НПОЛ. Выпуск 1. 24.04.2004. 48 с.
Разработка моделей для весовых, бросковыхи динамических испытаний. НТОБ.
METNET -FT-LA-EDW-4-0001. Версия 1. 27.07.2004.
Разработка моделей для весовых, бросковых и динамических испытаний. НТОБ.
METNET-FT-LA-EDW-5-0001. Версия 1. 15.12.2004.
Проект «Д-2Р». Отчет по результатам анализа телеметрической информации, по¬
лученной при летно-конструкторских испытаниях. НТО НПО им. С.А. Лавочкина.
2005.40 с.
Технология ужесточения. Описание процессов изготовления и отверждения.
Проект «Разработка надувных отверждаемых конструкций». Контракт № 2835
от 14.07.2004. Технический отчет IRIS-BSC-RP-0005. НИЦ Бабакина. Версия 1.
12.09.2005. 80 с.
LAV-MML-MD-0001. 27.03.2008
Формирование проектного облика космического аппарата для проведения дли¬
тельных исследований планеты Венера. НИР «Венера-Д». НПОЛ. № 161-060-1/09.
2009.	221 с.
Эксперимент /Я/УПослеполетный анализ IRIS FQ-BSC-RP-0007. Контракт
№2836 от 23.12.2003. Заказчик МНТЦ. 2011. 33 с.
Законы подобия для Марса. Система входа в атмосферу Земли. НПОЛ. 24.11.2011.
47 с.
Возможность входа Met-Net EDLS в атмосферу Земли. НПОЛ. 27.12.2011. 72 с.
Окончательное проектирование приборного контейнера. Проектирование ан¬
тенного макета. НПОЛ. INT-MML-FDPC-001. 31.01.2012. 85 с.
Анализ проведения технологического и демонстрационного пусков космическо¬
го аппарата с солнечным парусом. Инженерная записка. НПО им. С.А. Лавочки¬
на. 2002. 28 с.
487

9 ‘785905 646164
научное издание
монография
Финченко Валерий Семёнович,
Пичхадзе Константин Михайлович,
Ефанов Владимир Владимирович
НАДУВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ В КОНСТРУКЦИЯХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ -
ПРОРЫВНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ
В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ
подписано в печать 18.11.2019
бумага мелованная
формат 70х 100 1/16
печать офсетная
уел. печ. л. 30,5
тираж 500 экз.
издатель - АО «НПО Лавочкина»
отпечатано в типографии ООО «Буки Веди»
117246, г. Москва, проезд Научный, д. 19, этаж 2, ком. 6Д, оф. 202

ФИНЧЕНКО
ВАЛЕРИЙ СЕМЕНОВИЧ
доктор технических наук
ведущий научный сотрудник НПО им. С.А. Лавочкина
ученый в области аэро-, термо- и газодинамики
участвовал в разработке аэродинамических форм, систем тепловой защиты
создаваемых на предприятии спускаемых в атмосферах планет аппаратов
и систем обеспечения теплового режима автоматических межпланетных
станций для фундаментальных исследований космического пространства
ПИЧХАДЗЕ
КОНСТАНТИН МИХАЙЛОВИЧ
доктор технических наук, профессор
специалист в области динамики спускаемых в атмосферах планет станций
и проектирования космических аппаратов для исследований космического
пространства и физики планет Солнечной системы
прошёл в НПО им. С.А. Лавочкина путь от инженера до генерального
конструктора и генерального директора предприятия
в настоящее время - профессор кафедры «Системный анализ и управление»
Московского авиационного института
(национальный исследовательский университет)
ЕФАНОВ
ВЛАДИМИР ВЛАДИМИРОВИЧ
доктор технических наук, профессор
главный научный сотрудник НПО имени С.А. Лавочкина
ученый в области системного анализа и проектирования
служебных систем автоматических космических аппаратов
участвовал в разработке и реализации проектов станций
и обсерваторий для планетных и астрофизических исследований
и других космических средств

НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ
имени Семёна Алексеевича ЛАВОЧКИНА
является головным в ракетно-космической отрасли по созданию автоматических
космических комплексов для фундаментальных научных исследований Вселенной,
в том числе Солнечной системы и её планет.
Для реализации этого направления предприятие осуществляет разработку, испытания,
производство, дистанционное управление в полёте космическими аппаратами
научного и прикладного назначения, а также средств выведения
(космических межорбитальных буксиров, головных обтекателей, переходных отсеков).
АО «НПО ЛАВОЧКИНА»
ул. Ленинградская, д. 24, город Химки,
Московская область, Российская Федерация, 141402
+7(495) 251-6744, факс: +7(495) 573-3595
NPOL@LASPACE.RU HTTP://WWW. LASPACE.RU
ЦII ;■!!
Ц—iiii