Панкратов Б.м.
проектирование транспортных космических систем
(космические аппараты)
Часть JI
(Физические условия функционирования ТКС в космическом
пространстве, основные конструктивно-компоновочные
схемы и выбор проектных параметров)
1
Москва
Издательство май
1998 Г.

2
УДК:
Автор	Б.М.Панкратов
Проектирование транспортных космических систем, часть П.
Учебное, пособие /. Б.М.Панкратов / - М.: Изд-во МАИ, 1996 -
rtf с: 13 ил.
В учебном пособии ’’Проектирование транспортных космических сис¬
тем” часть 11 рассмотрены основные задачи,физические условия функ¬
ционирования ТКС в космическом пространстве, конструктивно-ком¬
поновочные схемы и выбор Проектных параметров.
Учебное пособие предназначено для студентов, аспирантов и
инженерно-технических работников, занимающихся проектированием
и отработкой космической техники.

3
ПРЕДИСЛОВИЕ
Вторая часть учебника "Проектирование транспортных космичес¬
ких систем" посвящается основным типам транспортных космических
систем - космическим аппаратам (КА) различного.,целевого назначения
и посвящена исследованию некоторых характеристик в основном косми¬
ческих аппаратов, стартующих с околоземной орбиты с набором вто -
рой или третьей космической скорости.
Поскольку такие аппараты должны длительное время находиться
в условиях космического пространства, то уже на начальной сталии
их проектирования, целесообразно учитывать ряд ограничений, накла¬
дываемых,на проектный параметры условиями полета: космической ра¬
диацией, метеорной опасностью, вакуумом, невесомостью, температур¬
ным воздействием и т.д.
Создание подобных КА связано также и с рядом технических,
производственных, экономических, организационных, проектных и дру¬
гих трудностей на всех этапах их разработки и испытания.
Работа является второй частью учебника "Проектирование ТКС"
и базируется на исследованиях отечественных и зарубежных ученых,
а также результатах собственных исследований автора.
Следует также отметить, что ряд разделов, связанных с пилоти¬
руемыми полетами, сборкой орбитальных станций, спускаемыми аппа -
ратами и т.д. будут изложены в следующих частях учебника.

Глава I. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ТКС
В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ
I.I.	Общая постановка задачи
Газовый состав межпланетных пространств (космоса) имеет глав¬
ным образом солнечное происхождение(, 4 ; 9]
Солнце представляет собой раскаленное газовое тело, состоя¬
щее по массе 90% из водорода, 9% гелия и других составляю -
щих. Верхняя атмосфера Солнца (корона) имеет температуру 10$К.
Газовые частицы инжектируются из короны со скоростями 30(к800 км/с
в околосолнечное- пространство и- образуют стационарные потоки плаз¬
мы, состоящей главным образом из ионизированного водородас сопут¬
ствующими электронами (так назыйаемый"солнечный ветер"). Послед -
ний характеризуется концентрацией ионизированных атомов и эффектив-
ной температурой л, 10 К.
Условия в космическом пространстве изменяются от периодов
солнечной активности/. В период максимальной солнечной активности
при происходящих на Солнце вспышках скорости частиц возрастают
до 1000 км/с, плотность - до 100 см“^. При взаимодействии "солнеч¬
ного ветра" с геомагнитным полем.образуется магнитосфера. Считает¬
ся, что вне магнитосферы газовые частицы имеют солнечное происхож¬
дение, а внутри - земное. В результате взаимодействия гиперзвуковых
потоков частиц "солнечного ветра" с геомагнитным полем последнее
деформируется. Возникает волна с фронтом ударной волны, магнито¬
паузой и областью турбулентного движения плазмы (на расстояниях
от поверхности Земли 10 земных радиусов).. Это вызывает возник¬
новение области с резко отличающимися значениями давления (~10$).
В стороне противоположной ударной волне, магниртосфера удлиняется
4

(подобно хвосту комет) и-может достигать области Луны.
Специфические условия работы КА и их составляющих в космичес¬
ком пространстве связаны в основном с влиянием глубокого вакуума,
электромагнитной и корпускулярной радиацией,- метеорной опасностью,
тепловым воздействием, широким диапазоном статических и вибрацион¬
ных перегрузок, Испытываемых в процессе эксплуатации космических
аппаратов и их разгонно-тормозных и корректирующих блоков Я)"] •
1.2.	Глубокий вакуум, тепловое воздействие,
невесомость
После выхода КА в космос он создает вокруг себя облако газа
из испарившегося материала, рабочего тела системы ориентации, воз¬
духа, отсасываемого космическим вакуумом из пористых материалов
системы теплозащиты конструкции аппаратов в космосе (при наличии
глубокого вакуума) постоянно испаряются конструкционные материалы
и смазки, Значительное влияние на физико-химическую структуру ма-
t
териалов, их прочность, агрегатное состояние, цвет оказывает косми¬
ческая радиация. Она может вызвать ионизацию среды приборных от¬
секов КА.
Метеоритная опасность связана с эрозией поверхности КА (из-^
менением ее оптических характеристик) и, как следствие - измене¬
нием теплового режима аппарата, снижением эффективности солнечных
батарей, иллюминаторов, возможен пробой оболочки герметических
отсеков и т.д.
Невесомость усложняет работу систем с жидкими и газообразными
телами, требует учета смачиваемости, поверхностного натяжения,
усложняется запуск маршевых, тормозных, корректирующих и других ДУ.
5

6
Работа экипажа КА в условиях невесомости требует специальной тре¬
нировки и длительной адаптации организма космонавтов к этим усло¬
виям.
Глубоким вакуумом, вызывающим испарение конструкционных мате¬
риалов, их покрытий, унос пластмасс, испарение смазки и т.д., счи¬
тается среда с давлением р <1,3’ 10"^ Па.
Если толщина уноса достигает порядка 10 мм, изменяются оп¬
тические свойства поверхности, при уносе (0,5 + I ) мм могут изме¬
няться прогностные свойства конструкции, возможна проницаемость
герметичных отсеков КА[ s]
Поверхностное испарение материалов описывается формулой
к Р
П1- 2^*10 f V т 7
где р - давление насыщенных паров материала (в паскалях); р -
плотность материала.; - молекулярный вес газовой ц,азы испаряю¬
щегося материала ; Т ~ температура окружающей среды.
Металлы относительно стойки к испарению в вакууме. Испарение
может привести к изменению чистоты поверхности металлов и, как
следствие, к нарушению теплового-режима 91
Поастмассовые элементы конструкции оболочки и т.д., как пра¬
вило, металлизуются (например, Покрываются слоем аллюминия). Поте¬
ря летучих компонентов в этом случае ухудшает прочностные свойст¬
ва, изменяется электрическое сопротивление, оптические характерис¬
тики.
Сложной задачей является обеспечение смазки в трущихся элемен-
тах конструкции-(парах-шарнирах) подшипниках, выдвигающихся теле¬
скопических механизмах, ’зубчатых зацеплениях и т.д. Испарение смаз¬
ки приводит к сухому трению неокцсляемых в вакууме поверхностей.

Обычно стремятся в подвижных соединениях заменить сухое трение
гидродинамическим. Однако смазки в условиях глубокого вакуума испа¬
ряются и гидродинамическое трение сменяется сухим трением неокисля-
емых в вакууме, поверхностей. Чистые поверхности при контакте под -
вержены интенсивной б диффузии и ’’холодной сварке".
При трении твердых неметаллических материалов также наблюдают¬
ся подобные явления. Так у графита (при уносе, 7 = 1680°С)
коэффициент трения возрастает в вакууме в пять раз, а у сапфира и
алмаза в ТО раз.;
Износ в вакууме возрастает еще более интенсивно, чем коэффи -
з
циент трения..Например, износ графита возрастает в 10 раза.
Обычные смазочные материала в космосе в общем случае не приме¬
нимы из-за высокой упругости их паров и больших скоростей испаре¬
ния. Используются специальные смазки, имеющие низкую испаряемость,
для применнния жидких и консистентных смазрк в условиях косми -
ческого пространства, используются специальные лабиринтные уплот¬
нения, применяются "твердые ’’ смазки (различные покрытия - цемен -
тирование, «фосфатирование, золочение,серебрение и .т.д.). [
1.3.	.йикрометеоритное воздействие
При движении КА их поверхности могут подвергаться воздайствию
метеоритных частиц. Основную часть этих частиц в космосе, составля-
ют мелкие пылинки (микрометеориты) с массами ±С +' 10 г. Уда¬
ры таких частиц не‘могут привести к пробою стенок аппарата, однако
многократные воздействия микрометеоритов вызывают эрозию внешних
поверхностей и могут существенно менять их свойства Г $]
Метеориты подразделяются на первичные с достаточно стабильной
связью между их массой и количеством-в единице объема Солнечной

системы вторичные - в районе Земли, выбиваемые первичными, попав¬
шими в- Дуну метеоры астероидного пояса и метеорные потоки с из -
вестными траекториями и своими статистическими законами связи плот¬
ности с массой единичных образцов.
Встречаются каменные и железные первичные метеориты с плотностью
р = 2 т 3,5 г/см3 Их абсолютная скорость V = 11 + 72 км/с ;
средняя (принимаемая для расчетов) -	30 км/с, для вторичных -
J9 = 3,5 г/см3	=2,4 км/с (средняя скорость-^ 0,2 км/с).
При ударе микрометеоритн о поверхность за время 10-1^ с
возникает область сильного сжатия вещества, являющаяся источником
ударной волны как в материале внешней поверхности, так и в ударяю¬
щейся- частице. Давление при этом обычно много больше предела теку¬
чести И представление о гидродинамичном характере поля напряжений
достаточно хорошо соответствует действительности в начальной стадии
процесса Г У~]
Начальные параметры ударной волны определяются законами сохра¬
нения (массы, импульса, энергии) и уравнениями состояния поверхнос¬
ти и частицы f 9 ]
ддя оценки радиуса, кратера ( Ч ), выбиваемого метеоритики
частицей, можно использовать следующую эмпирическую зависимость
г К (v) 3 >
где Ьп ~ масса, частицы, - эмпирический коэффициент, завися¬
щий от материалов частицы и поверхности ( £ = 1,09 - аллюминий-
дялюминий, jq = 0,606 - железо - железо, k =.1,3 - свинец-
свинец, = 0,9 аллюминий - железо и т.д.) f 9 ]
Приближенную оценку частоты столкновения с первичными метеорит¬
ными частицами можно определить по статической зависимости
л

9
где У - частота попадания в единицу поверхности, шт/м^ с
= 17 - некоторый коэффициент.
По сравнению с усредненной статистической частота столкновения
увеличивается в 10$ раз в области Земля- Луна (из-за наличия
мелкого пылевого облака), в пять раз - между орбитами Земли и Марса,
о л
и в 10 - 10 раз в районе пояса астероидов.
1.4.	Радиационная опасность
При составлении расчетной модели ограничимся рассмотрением
только важнейших видов излучений, действующих на ТКС в околоземном
или межпланетном пространстве £ ю];
-	галактическое космическое излучение, изменяющееся в соответ¬
ствии с изменением- солнечной активности и состоящее в основном из
о ТА
первичного излучения с энергией 10	+ 10 эВ ;
-	естественные радиационные пояса, представляющие собой захва¬
ченное магнитным полем Земли излучение (внутренний пояс, содержа -
Q
щий протоны с энергией 10 эВ, внешний - в основном-электроны
с энергией I06 * 10? эВ (рис. .1.1) ) ;
-	искусственные радиационные пояса ;
-	спорадическое излучение Солнца., состоящее из высокоэнергети-
ческих протонов и связанное с солнечными вспышками.
вопрос о составе первичного космического излучения (ПКИ) тесно
связан с проблемой происхождения космических лучей, с механизмом
из генерации космическими излучателями и распространения в межпла¬
нетном пространстве. Наличие в последнем космических лучей и радиа¬
ционных поясов вблизи Земли представляет реальную опасность для по¬
летов космонавтов. Космические лучи, состоящие из заряженных частиц

Put. 1.1
Рис. m.L: Схема расположения радиационных поясов Земли:
х 7 внутренний радиационный пояс; 2 - внешний пояс
- радиус Земли.

большой энергии, подобно другой ионизирующей радиации несомненно
биологически опасны; Однако,благодаря тому, что число частиц кос¬
мического излучения за пределами земной атмосферы мало (	2 час¬
тицы на i км^ вс), создаваемая ими доза радиации относительно
невелика и лишь в ..2 раза превышает принятую в настоящее время до¬
пустимую дозу f 9] Поэтому считается, что этот тип радиации
но создает значительной опасности при непродолжительных полетах.
Временное увеличение интенсивности излучения обычно связано с
проявлением солнечной активности. В момент вспышек космического
излучения интенсивность его может возрастать в 10^ раз.
При этом доза радиации увеличивается в 10 ¥1.2 раз, что уже пред¬
ставляет реальную радиационную опасность £ 3	Следует отме¬
тить, что каких-либо точных закономерностей времени вспышек косми¬
ческих излучений установить пока точно не удалось, однако защита
от солнечных вспышек космических излучений представляется вполне
реальной.
Средняя доза от первичного космического излучения при длитель¬
ном (несколько лет) нахождении ТКС , например, на орбите Земли
(планеты) может быть в первом приближении подсчитана следующим об-
₽азом Vt
t
где. tn - период полного обращения КА ; tl.(t) - расстояние от
поверхности планеты ; с - угол наклона плоскости орбиты полета
КА к плоскости экватора планеты; Я ft) - средняя геометрическая
широта для данного угла с в зависимости .от t ; Й)[/1; О') ,
М ({.)] - мощность дозы, создаваемая космическим излучением на дан¬
ной широте и высоте; .Q ? - коэффициент относительной биологичес¬
кой эффективности (обычно Q ~ 5,7 по верхней оценке) f
40

Значения максимальной мощности дозы ПКИ при толщине защиты до 50кг/см^
для траектории, имеющей с -= 65°, И = 200 -г 600 км, составляет
5,6 10“^ мГр/сут или с учетом вторичных излучений (8-5-10) 10“^мГр/сут
Дозы ПКИ при длительном -действии могут в несколько раз превы -
шать предельно допустимые значения. Это означает, что при полетах,
продолжительность которых свыше нескольких лет нужно считаться с воз¬
можностью хронических форм.'лучевых поражений, если не будут приняты
меры защиты экипажа от радиации. При- кратковременных космических
полетах ПКИ не создает какой-либо. особой опасности.
Радиационные пояса
Существующие радиационные пояса Представляют собой две основные
зоны высокоинтенсивного излучения, состоящего из заряженных частиц,
находящихся во' взаимодействии с магнитным полем Земли (рис.1.1	)
Внешняя зона радиации простирается в плоскости экватора на высоте
О	О
14 10 до (50 -г 55) 10 км от поверхности Земли. В интервале
.-%/ 55 -г 70° геомагнитных широт внешняя зона- опускается 270 ч-ЗОО км.
По составу излучений внешняя зона опускается до 270 ■? 300 км.
По составу излучений она состоит из электронов.широкого энергетичес¬
кого спектра, который относительно быстро спадает, практически за¬
канчивается в области 5 МэВ. Реальные толщины защитных систем
(30 -5- 50 кг/м^) достаточны для того, чтобы в значительной степени
снизить поток электронов, достигающих биологической ткани, и устра¬
нить непосредственную радиационную опасность от них. Однако при
поглощении электронов в веществе возникает тормозное рентгеновское
излучениепроникающая способность которого значительно выше, чем
у самих электронов..
4 4

При определенных условиях это излучение может .составить основ¬
ную радиационную опасность во время полетов во внешнем радиационном
поясе Земли. Следует отметить , что границы максимальной интенсив -
ности радиации’во внешней зоне меняются во времени, а это создает
дополнительные трудности при определении положения радиационного по¬
яса.
При малых толщинах защитной оболочки ( .х <■ I г/см^) основной
вклад в дозу излучения вносят жесткие электроны, способные проник¬
нуть через защиту. При ОС > I г/см^ основной вклад дает тормозное
излучение. Величину X иногда условно называют толщиной оболочки
или длиной свободного пробега (некоторое расстояние, проходимое
частицей до того, как она вызовет ту или иную реакцию). Обычно
г -	,
где £ -средняя дайна свободного пробега ; р- плотность мате¬
риала , г/смэ.
Для определения реально возможной дозы за время полета во внеш¬
нем поясе необходимо знать распределение мощностей дозы по траекто¬
рии полета	) и время нахождения объекта на данной ши-
роте с '	Тогда доза будет определяться соотно-
шением	г и > JL
где. V (h - скорость движения КА в данной точке орбиты.
Зная допустимую дозу излучения	, можно варьировать
либо нахождение аппарата на данной траектории, либо необходимую
толщину,защиты. Для уменьшения массы защиты целесообразно применять
42.

комбинированную защиту из двух слоев: для уменьшения тормозного
излучения - слой из материала с низким атомным номером; для увели¬
чения поглощения излучения - слой материала с высоким атомным но¬
мером. Кроме того, при толщине защиты меньше I г/см2 значительный
вклад в дозу- излучения вносят электроны, способные проникнуть через
защиту. При толщине последней больше I г/см2 - тормозно.е излучение
Для устранения этих противоречий целесообразно применять комбиниро¬
ванную защиту.
Внутренняя зона радиации располагается на высотах от 600 до
5000 км от поверхности Земли. Частицы, входящие в состав этой зоны
преимущественно протоны с энергией ICO 10$ эВ. Излучение во
внутренней зоне более жесткое, чем во внешней. Доза радиации под
защитой легкого вещества I г/см2 составляет здесь 2,58 Кл/кг в
час и весьма медленно убывает с увеличением толщины защиты.
Радиация во внутренней зоне относительно стабильна во времени,
защита от радиации в этом случав требует значительного количества
вещества.
Поглощенная доза ст вторичных частиц, возникающих в защите,
например, из алюминия (	20 г/см2 ), составляет ( 5 •? 10) % от
полной дозы протонного излучения. В случае применения материала с
большим значением 3 этот вклад может достигать (30 / 40) %. С
увеличением толщины защитного экрана относительный вклад вторичных
частиц может возрастать [ 9"|
Защита от радиационной опасности
Для уменьшения радиационной опасности при космических полетах
целесообразно, чтобы траектории полета КА исключали длительное
пребывание корабля в зоне повышенной радиации. Кроме того, необхо¬
гз

димо организовать систему прогнозирования солнечных вспышек, обес¬
печивающую своевременное оповещение космонавтов о повышении радиа¬
ционной опасности.
Необходимо также предусматривать на КА специальную радиацион¬
ную защиту. Считается целесообразным, например, использовать электри¬
ческую или электромагнитную экранировку аппарата,путем создания
соответствующих полей.
Другим видом защиты может быть использование специальных защит¬
ных экранов и комбинации их с конструкцией КА, его агрегатами, за¬
пасом топлива и т.д. Невидимому, в течение длительного периода пос¬
ледний вид защиты сохранит свое-значение.
Нестабильность границ радиационных поясов и случайные увеличе¬
ния активности космической :радиации делают весьма актуальным контроль
/
ее уровня и дальнейшее детальное изучение границ поясов для обеспе¬
чения1 безопасных полетов ТКС с экипажами.
Эти соображения, а также неполная информация вынуждают рассмат¬
ривать различные экстремальные случаи, что в конечном счете приводит
к увеличению массы защиты. Кроме того, в условиях космического по¬
лета существует комбинированное воздействие радиации, линейных и
вибрационных перегрузок, измененного газового состава воздушной сре¬
ды кабины и других факторов, характерных для герметичного помещения.
Воздействие этих .факторов может оказать определенное влияние и на
величину допустимого уровня радиаций [
Кроме естественных радиационных поясов Земли существуют искус-
ственные, созданные высотными ядерными взрывами. Эти пояса состав¬
ляют электроны распада осколков деления, электроны и протоны, воз¬
никающие при распаде нейтронов, а также сами осколки деления.
14

Г. 5. Солнечные космические излучения (СКИ)
Наряду с периодическими изменениями интенсивности космического
излучения иногда наблюдаются внезапные изменения, достигающие у по¬
верхности Земли ~ 5 -г 6 %. Солнце имеет поверхностную температуру
~ 5800 К и среднюю плотдость - 1410 кг/м3, к центру его темпе¬
ратура повышается примерно до (15 + 20) 10$ К и плотность f> s
13 I04 кг/м3 , а давление (150 ■? 200) IO1'*' Па. В этих
условиях внутри солнца протекают термоядерные реакции, являющиеся
источником солнечной энергии. Как известно, Солнце излучает энергию
в очень широком диапазоне волн. Однако до земного наблюдателя дохо¬
дит лишь небольшая часть спектра этого излучения, пропускаемая зем¬
ной атмосферой. С коротковолновой стороны спектра граница пропуска-
*	—7
ния земной атмосферы лежит вблизи 2,9 10 м. Все коротковолновое
излучение ниже этой границы поглощается земной атмосферой и прони¬
кает лишь до высот 70 км над поверхностью Земли. В этой области
спектра сосредоточено основное излучение солнечной короны и-хромосфе¬
ры. Это излучение в тоже- время вызывает некоторые процессы, происхо¬
дящие в земной атмосфере, в частности в ионосфере.
Наиболее интенсивное и$лучение хромосферы Солнца в коротковол¬
новой области спектра сосредоточено в спектральных линиях водорода
и гелия. Наиболее интересной из этих линий является линия водорода
с длиной волны 1,216 10“7 м, так называемая линия лайман-альфа 4J
Основное излучение солнечной короны сосредоточено в области
мягкого рентгеновского - короче 0,2 10 м , вплоть до нескольких
десятков нанометров. Это излучение состоит из непрерывного спектра,
обусловленного^ торможением электронов в поле иоцов, и из спектральных
линии, лркшшлвщпх принадлежащих высокоионизированным атомам F?	,

О , Л/ и других элементов, входящих в состав короны.
Излучение’ хромосферы и короны не является постоянным во време¬
ни. Представляют интерес, так называемые, хромосферные вспышки, раз¬
вивающиеся за время от нескольких минут до десятков минут и захваты¬
вающие значительные участки Солнца (до 1/1000 солнечной поверхности).
Эти вспышки приводят к усилению спектральных линий хромосферы, в том
числе линий лайман-альфа, и к усилению более жесткого излучения ко¬
роны. По-видимому, во время вспышек граница излучения короны дохо¬
дит до (I ч- 2). ICT^O м и цветовая температура излучения до 3 10$ К.
Существует- долгосрочное прогнозирование интенсивности солнеч¬
ного излучения на несколько лет вперед, прогнозирование на несколь¬
ко недель, дней, часов, десятков1 минут [_ 4 ; 9 Долгосрочное прог¬
нозирование необходимо интенсивности солнечного излучения необхо¬
димо для планирования межпланетных экспедиций, освоения' Луны, пла¬
нет (особенно безатмосферных планет) и т.д. В основу его слндует
в первом приближении положить цикличность солнечной активности.
В периоды спокойного Солнца вероятность появления мощного СКИ ста¬
новится малой.
Если судить о появлении СКИ ЛО числу солнечных пятен, то можно
заключить, что в течение 2 ч- 6 лет минимума солнечной активности
(в среднем, 4 года) эта вероятность снижается не менее чем в 4 ра¬
за по сравнению с годами максимума. В год максимума солнечной ак¬
тивности и один-два последующих года наблюдается 10 ч- 15 случаев
в год СКИ заметной интенсивности, из которых один - два большой
мощности [ 9 Годы спокойного Солнца наблюдаются спустя 3 ч- 8
лет после года максимума (в среднем через 6 лет). Наша эпоха прихо¬
дится на максимум векового цикла солнечной активности. В период
46

около 2000 года частота появления СКИ станет, по-видимому, наимень¬
шей.
Прогнозирование на.несколько дней, недель необходимо для прове¬
дения околоземных полетов, облета Луны, сборки ТКС на орбите и т.д.
В настоящее время такой прогноз наиболее необходим, но пока мало
надежен. Поскольку корпускулярное излучение хромосферных вспышек
почти всегда наблюдается во время высокой солнечной активности,
важно установить основные' признаки вероятности генерирования СКИ.
К ним можно отнести большие группы солнечных пятен ; необычайно яр¬
кие факельные поля частое появление солнечных радиошумов и высокий
уровень радиоизлучения Солнца горячие области в солнечной короне,
характеризующиеся появлением в спектре излучения желтой линии'
Имеются и другие критерии. В работе [ 9]делается попытка свя¬
зать случаи наблюдения СКИ с площадью полутеней солнечных пятен, яв¬
ляющихся областями наибольшей активности. По существу этот критерий
может характеризовать просто активность Солнца.
1.6. Силы, действующие на космическом участке
полета КА
Кроме сил, действующих На космические аппараты на активном
участке полета (при разгоне РН и работе двигателей разгонно-тормоз¬
ных блоков КА -[4 ; 5 ; 9J , а также при сборке, испытаниях и транс¬
портировке к месту старта,, определенное значение имеют и силы, дейст¬
вующие на пассивном космическом участке полета (гравитационные,
солнечного давления'и магнитоэлектрической природы ).
Все эти силы, хотя и относительно малы, однако иогут быть исполь¬
зованы при разработке систем ориентации ТКС, кроме того, они воздей¬
ствуют на как возмущающие факторы, искажающие траекторию полета, а
Я

также оказывающие влияние на работу бортовых систем КА.
Гравитационные силы характеризуются законом Ньютона, определяю¬
щим силу взаимного притяжения. В отличие от всех других взаимо¬
действий гравитационное универсально, т.е. присуще объектам от эле¬
ментарных частиц до звезд и галактик:
Л Л?, Ж г
р = G 2
где G - гравитационная постоянная; М д ,	- массы тел, нахо¬
дящихся на расстоянии Экспериментальное значение гравитацион¬
ной постоянной
G = ( 6,6720 ± 0,0041) 10"П н м2/кг2
При вычислении орбит тел, относительно Срлнца используется ге-
♦
лиоцентрическая гравитационная постоянная (произведение G на мас¬
су Солнца И )
= 1,32718 I020 м2 с-2
для орбит относительно Земли (например, спутников) использует-
*ся геоцентрическая гравитационная постоянная (произведение G На
массу Земли, включая ее атмосферу)
G, = (3,98603 + 0,00003) I014 м2 с"2
А'
Аналогично и для других планет С[ z & ir> .	( щ ■ -масса
планеты).
По сравнению с электромагнитным гравитационное взаимодействие
в общем случае очень слабое: так энергия гравитационного взаимодей-
36
ствия двух протонов при прочих равных условиях в 10 раз мень-
н

ше энергии,их электромагнитного взаимодействия. В то же время для
очень больших объектов-планет, звезд галактик, в среднем электричес¬
ки нейтральных, гравитационное взаимодействие является основным.
/
Например, силы взаимного притяжения Земли и Луны достигает огромного
значения 10^ н, а сила притяжения Земли Солнцем примерно в
150 раз больше.
Определяя зоны преимущественного влияния гравитации.для планет
Солнечной системы, можем для сферы действия (табл. I) записать
,	.	о,4
/ m I \
ПЛ “	у	,
7	,7.	- сферы действия (гравитационного) планеты и Солнца.
Л А
Таблица I. Г-^-J
Планеты,
Луна,
Солнце
*	к »
Меркурий
Венера
Земля
Марс
км
9 IO4 + 13,6 Ю4
6I..86I04-
92,35 Ю4
57,8 Ю4
Юпитер;
Луна
Солнце
22,8'9 IO6 +
+25,22 I06
- 6 I 03
4 + 5
световых лет
^9

Таким образом, в табл. 1 приведены приближенные размеры
основных зон (границ), где ТКС можно рассматривать движущейся в гра¬
витационном поле’ ближайшей планеты, а сам полет в этом случае может
быть условно представлен как полет в поле планет старта и цели и в
поле Солнца.
С гравитационными'полями связаны две характерные для планет
скорости (табл, 2)
Таблица 2
Планеты, Луна
Меркурий
Венера
Земля
Марс
Юпитер
Луна
, км/с
2,54
7,20
7,90
3,54
42,50
1,68
3,60
10,20
11,20
5,00
60,00.
2,33
Круговая, характерная для искусственных спутников,
и скорость ухода (параболическая)
\Лар.(7 ~	1 )
где ^--ускорение свободного падания на удалении 'К I от
центра планеты.
Характер возможных траектории КА может быть представлен закона¬
ми Кеплера. Строго говоря, в гравитационном поле каждая точка КА
массой будет двигаться по своей собственной траектории. А пос-
20

кольку аппарат твердое тело, гравитационное поле будет определен¬
ным образом вращать, его.
Солнечное давление является- постоянным для Солнечной системы
силовым .фактором. Поток энергии в Вт/см2 (на расстоянии а.е.
от Солнца )
О,
V -г2
Причем предполагается наличие расхода массы	, движущейся со
скоростью света С,
С£ - с
• _ 5^
откуда	2
Количество движения, приобретаемое пластиной единичной площа¬
ди, может быть представлено следующим выражением
.	Я' I
~ М с d ' £ 		ЗхН (д )
где d - угол атаки (г угол расположения пластины к потоку) ;
t - время.
При полном поглощении энергии давление в направлении от Солнца
F7Г'~
В случае отражения потока ( Q - коэффициент отражения)
пластина дополнительно может приобрести энергию отраженной массы
и тогда нормальное солнечное давление может быть представлено за¬
висимостью
F"~- (i -%)	*
и

22
У Земли это давление относительно мало:
р = 4,4 Ю"6 Па,
поэтому реализация идеи разгона с помощью солнечного паруса или
использования его для ориентации КА потребует значительных площа¬
дей поверхности й очень больших -его масс.
Электромагнитные силы
Практически только Земля (из планет'земной группы) имеет дос¬
таточно сильное магнитное поле.
Магнитные поля Марса й Венеры не менее, чем в 10^ раз, а Луны
Q	■
в 10 раз слабее поля Земли. О магнитном поле Меркурия ничего по¬
ка не известно. Поле. Юпитера, по-видимому, в десятки раз сильнее
земного.
Граница магнитосферы - поверхности, где кончается поле Земли,
встречаясь-с полем Солнца и солнечного ветра, имеет затупленную
эллипсовидную'вершину, обращенную к'Солнцу, и длинный вытянутый-
по направлению от Солнца хвост. Ее протяженность по направлению
к Солнцу 10 -г 12 радиусов Земли, от Солнца - более 40 4- 60 радиусов.
Космический магнитный фон составляет несколько гамм ( I гамма =
- 79,58 10“5 а/м) При движении в магнитном поле заряженных час¬
тиц (например,' электронов в проводнике) возникает сила Лоренца
F -- е [ V > Т 3 ,
где (2. - заряд, V - вектор, скорости заряда, Т - функция
магнитной широты и удаленности от центра.
Заряженные частицы космического и солнечного происхождения
попадают в геомагнитное поле, под действием электромагнитных сил
изменяют направление движения .и остаются в нем, образуя радиацион¬
ные пояса.

23
В принципе силу Лоренца можно- использовать и для разгона КА. При
этом одной из основных проблем может быть в этом случае получение
и сохранение достаточно высокого заряда на корпусе КА.
Теоретически'разгон КА можно также обосновать и с помоищю
более мощного (чем геомагнитное) искусственного поля гигантского
соленоида, выведенного на орбиту ИСЗ. При помощи мощных электро¬
магнитов, использующих сверхпроводимость, можно в конечном счете
получить поля с напряженностью 79,58 (60 + 100 ) А/м. Однако и
здесь встает ряд сложных научных и технических задач, связанных
с реализацией этой проблемы.
Более реальным представляется использование геомагнитного по¬
ля для ориентации ИСЗ !>., й.
1.7. -Модели атмосферы планет
Следует отметить, что сведения об атмосферах планет Солнечной
системы далеко не одинаковы. Относительно полная информация имеется
об атмосферах Марса и особенно Венеры, в частности их химический
состав измерялся прямыми методами с борта спускаемых аппаратов
"Марс” и "Венера”;
Основу атмосфер Марса и Венеры составляет углекислый газ
(объемное содержание С0£ на Марсе 90%, на Венере - 95 + 97%).
Атмосфера Марса существенно менее плотная, чем атмосфера Земли.
Так на поверхности Марса давление газа составляет р =(4*8) Ю“1(^Па,
что соответствует давлению земной атмосферы на А/ =(304-35) км.
Понижение давления атмосферы Марса с высотой происходит медленнее,
чем понижение земной атмосферы, что объясняется меньшей силой тя¬
жести на Марсе.. Температура на-поверхности Марса подвержена значи¬
тельным перепадам в зависимости, от сезона, времени суток и широты.

Суточные колебания достигают 373ЭК. На южной шапке, которая по-види¬
мому, представляет собой замерзшую углекислоту, измерена температу¬
ра П5°К.
Температура у терминатора (границы-дня и ночи) составляет от
193 до 183°К, в то время как наибольшие температуры в средних широ¬
тах южного полушария достигают 288	293° К.
Большие Пф епады температур приводят к появлению сильных ветров
(~ 150 м/с) и пылевых бурь. Ионосфера Марса начинается на высотах
(80 -г ТОО км).
В состав Венеры кроме углекислого газа входят и водяной
пар, причем СО^ - 97^,	- 2%, Н£ 0 и другие I %.
Атмосфера Венеры име-ет сплошной весьма мощный облачный покров,
расположенный на ММ 60 / 70 ) км, который является одной из ос¬
новных причин силового "парникового эффекта". Его сущность заклю¬
чается в следующем.
Атмосфера планеты сравнительно прозрачна для солнечной радиа¬
ции в видимой части спектра. Поэтому основная часть энергии сол¬
нечного .излучения проходит атмосферу, не поглощаясь ею, и нагрева¬
ет поверхность планеты. В то же время атмосфера сильно поглощает
излучение в инфракрасной области, в силу чего оказывается практи -
чески непрозрачной для теплового излучения, идущего от поверхности
планеты. Общий итог этих двух явлений приводит к значительному
повышению температуры поверхности Венеры и, как следствие, значи¬
тельному нагреву за счет конвекции' прилегающих к поверхности масс
газов. Средняя температура газа у поверхности планеты Составляет
750° к, возможные колебания этой температуры + 7° к. Давление
и плотность атмосферы у поверхности соответственно равны
р = 100 Ю7 Па и р = 67 кг/м3 Атмосфера делится на тро¬
посферу, стратосферу и ионосферу. За условную границу атмосферы
2$

принята Н = 130. км (	= 5,5 10”® кг/м3 ). Соответственно
тропосфера 30	90 км, стратосфера - 90 -г 120 км и ионосфера 120
-г 130 км. С9Ъ
Изменение плотности газа по высоте для любой из планет Солнеч
ной системы можно описать экспоненциальной зависимостью вида
f> (м) г А Ь VsН
при соответствующем выборе параметров /о и f1 В частности
для атмосферы Венеры ро = 63,1 кг/м3, показатель экспоненты
= 0,19 10”®	— 'для И >.60 км (выше облаков ) ;
= 0,0035 10”® -уг-- у для Н < 60 Kiyi (ниже облаков).
В атмосфере-Венеры наблюдаются ветры,- дующие в направлении
вращения планеты На высотах свыше 45 км скорость может превы¬
шать '50 м/с.
2 5

Глава П. КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
2.1.- Назначение и основные типы КА
В настоящее время имеется значительное число различных типов
КА, предназначенных для решения крупных научных, народнохозяйствен¬
ных, и других задач в ближнем и дальнем космосе: для исследования
Луны, Солнца, планет, природных ресурсов Земли и т.д., т.е. решения
многих проблем, которые составляют основу новейшей отрасли хозяйст-
*
ва - космической индустрии, (см."Введение"). Однако, несмотря на мно¬
гообразие существующих космических средств, нет еще общепринятой их
классификации. Часто это обусловлено широким спектром задач, решае¬
мых одними и теми же аппаратами, используемой энергетикой, наличием
экипажа или управляемыми автоматически , кратностью использования
КА и Т.д.
В связи с этим для удобства дальнейшего рассмотрения и анализа
характеристик различных типов'КА здесь будет принята классификация,
условно делящая космические аппараты на группы по отдельным (глав¬
ным) признакам [ 4 ] .
Таким образом, по одному из главных признаков (их назначению)
можно разделить КА на аппараты научного и народнохозяйственного
назначения.
По дальности - на космические аппараты для полета к планетам,
Луне, функционирования в околозелиом пространстве и др.
По управлению можно различать автоматические и пилотируемые КА.
По энергетике могут быть различные КА, использующие химическую
энергию топлив, ядерную, солнечную и т.д.
По кратности использования--'КА - одно- или многоразового исполь¬
зования.
2Ь
«иойгм гйсшб! (a£r»i.	,'Цц.МАИ 199b

27
В свою очередь КА научного назначения можно подразделить на
следующие типы:- геофизические ИСЗ, астрофизические спутники и меж¬
планетные станции. Астро-' и геофизические аппараты обычно выделя¬
ются в специфическую группу. Необходимость выведения исследователь¬
ских приборов в космос связана с поглощением и отражением атмосфер¬
ных частиц и большей части спектра электромагнитных излучений, с
ее собственным свечением, с колебаниями воздуха, ограничивающими
разрешающую способность телескопов. Кроме того, атмосферный фон
затрудняет спектроскопические исследования небесных тел и т.д.
В районе Земли такие аппараты могут решать частные задачи из¬
лучения частиц, магнитного поля'и радиационных поясов (КА типа
’’Электрон’’', ’’Протон” и др.) физики Солнца, звезд и космических из¬
лучений или же выполнять комплексные астрофизические исследования.
Масса исследовательского оборудования и систем обработки ин¬
формации может составить на них л, 40 ? 50% общей массы КА. Осталь¬
ное приходится на конструкцию и систему ориентации, точность которой
должна быть весьма валика.
Для изучения заданных областей поверхности Солнца соответствую-
>
щие датчики должны обеспечивать точность ориентации до I , для
звезд.- 0,1Р Как правило, в системе ориентации, например, часто
отдается предпочтение управляющим маховикам, поскольку использова¬
ние газовых яр сопел может ’’загрязнять" окружающее пространство и
влиять на точность экспериментов. Ряд аппаратов такого типа имеют
бортовую вычислительную машину, которая может автономно планировать
эксперименты, использоваться в системе ориентации (для обеспечения
заданной точности), организовывать поиск объектов и первичный анализ
результатов'исследования и т.д. [4].
Большую группу КА этого типа составляют автоматические межпла¬
нетные станции, предназначенные для изучения Луны и планет Солнеч-

2У>
ной системы (фотографирования, зондирования околопланетных прост¬
ранств, атмосферы, работы на поверхности планет и т.д.).
Такие КА предварительно доставляются РН на орбиту искусствен¬
ных спутников Земли. После определения параметров орбит ТКС наби¬
рают скорость, близкую второй космической (/чх U2Q0 м/с)
Для обеспечения доставки автоматической станции в заданный район
космического пространства проводятся обычно одна-две коррекции.
Продолжительность перелета к Луне 3,5 сут. ( ~ 7 суток с воз¬
вращением), к Венере - около 3,5 мес., к Марсу - порядка 7 мес. У
цели лунные аппараты имеют относительную скорость -	2100 м/с
марсианские станции 5000 + 7000 м/с ; венерианские - ~ II000 м/с.
Целью космической станции может быть и пролет около планеты,
жесткая или мягкая посадка на ее поверхность, переход на орбиту ее
искусственного спутника. У КА, осуществляющих посадку, есть четкое
разделение' на функциональные блоки - орбитальный и посадочный.
Первый предназначается для работы в космических условиях, второй -
для изучения планет или возвращения на Землю.
КА народнохозяйственного назначения.- это космические сред¬
ства, дающие возможность, практического воплощения достижений кос¬
мической науки и техники В ряде, отраслей народного хозяйства на
транспорте, в энергетическом обеспечении,при разведке новых место¬
рождений полезных ископаемых, в производстве новых конструкционных
материалов и дорогостоящих, медицинских препаратов, а также в сель¬
ском, водном и лесном хозяйствах, при решении экологических п дру¬
гих- задач и т.д.
Космическими аппаратами народнохозяйственного назначения яв¬
ляются и спутники связи, навигационные , метеорологические и геоде¬
зические ИСЗ и др.

к
ИСЗ первого и третьего типов выводятся на орбиты, обеспечиваю¬
щие их радиовидимость с передающей и принимающей станциями, ИСЗ вто¬
рого типа периодически проходят в зонах их видимости.
[иожно 'представить себе глобальную систему с использованием КА
прямой ретрансляции. Это могут быть три симметричных спутника на
стационарной (эквоггдрис?Лбиа1А h = 36000 км) или на 12-часовой
орбитах (высота апогея = 36000, высота перигея k/^= 400 км)
во взаимно перпендикулярных плоскостях. Возможны и другие варианты.
Поскольку 95% телефонных абонентов, телеграфных и радиорелейных
линий связи сосредоточено в северном полушарии, особый интерес пред¬
ставляют спутники типа "Молния", орбиты которых (	= 36000 км,
= 400 км, Z 63,5°) обеспечивают радиовидимость КА в север¬
ном полушарии в Течение более 8 ч.^за 12 -ти часовой период обраще¬
ния). Аналогично И американские ИСЗ, например, типа "Реле" (	-
= 7400 км, = 1320 км,Йскленг«= 48° ) за 185-минутный период
■обращения в течение 33 мин видны из Америки и Европы f ]
ИСЗ связи с задержкой используют запоминающую систему с магнит¬
ными катушками-,, обладают относительно мощными приемниками, обеспе¬
чивающими в районах связи передачу и прием информации с высокой
скоростью.
Геодезические ИСЗ составляют группу КА, которые могут фиксировать
свое положение в пространстве, используя серии наземных станций.
В бортовой комплекс входит: отражатель Солнца или лазерного луча,
оптический маяк, радиометрическая' и доплеровская системы для опре¬
деления направления и расстояния до исследуемого объекта и другая
аппаратура.
Навигационные ИСЗ по своей сложности следую за геодезическими.
Они предназначаются для навигационных, целей воздушных, наземных,

надводных и подводных средств.
Метеорологические ИСЗ составляют необходимое дополнение к сети
синоптических‘станций, охватывающих земную поверхность. Для надеж¬
ного прогнозирования погоды метеорологическая шшшщиж служба должна
систематически обновлять погодную карту Земли' через каждые 1-5-2 ча¬
са. В этом отношении значительную работу выполняют метеорологичес¬
кие спутники. С помощью бортовой телевизионной и инфракрасной сис¬
темы датчиков излучений различных частот с ИСЗ может производиться
анализ облачности, изучаться тепловой балланс Земли, профиль темпе¬
ратуры по высоте, влажность, плотность атмосферы, скорость ветра
и т,д.
Типичными аппаратами этого класса являются "Метеор" (Россия),
"Нимбус" (США) и т.д. Энергосистема этих спутников использует сол¬
нечные батареи или изотопные энергоустановки. Необходимая точность
ориентации на Землю их оптических систем может обеспечиваться ротор¬
ной системой, использованием управляющих реактивных двигателей и
датчиков.
Разделение КА по дальности (времени) полета является также ус¬
ловным.. Например, нижняя граница полета ИСЗ в основном определяется
временем их существования и равняется	= 150 км. На этой вы¬
соте ИСЗ совершает лишь один оборот вокруг Земли.
Условная верхняя граница в этих случаях, как правило очень раз¬
мыта. Иногда она определяется высотой т 60000 км, иногда
Н - 100000 км. Последнее значение определяется устойчивостью орбит,
т.к. установлено, что )-( - 100 000 км орбиты КА, как правило,
из-за влияния Луны и планет могут быть неустойчивыми [4 9J
ТКС для полета -к Луне по типу траекторий могут разделяться на
облетные, посадочные (облет и посадка на Луну) и совершающие полет
5Л

по орбитам искусственных спутников Луны. В общем случав все они ха¬
рактеризуются. полетом на расстояние- 400 000 км от Земли (время поле¬
та 2 -г- 3 -сут).
Космические аппараты для полета к планетам.
Характерными особенностями'таких аппаратов являются: выход за
сферу действия Земли ( Я 10$ км и существенное увеличение
(месяцы, годы) времени полета (см. группу КА научного назначения -
межпланетные станции для изучения планет Солнечной -системы), а так¬
же достаточно, жесткие условия выбора бортовых систем и обеспечения
их работы. Эти КА. позволяют Получить новые сведения о дальних звез¬
дах, галактиках, о Вселенной.
Разделение КА по управлений.
Автоматические аппараты характеризуются сложной структурой СУ,
в основу которых положены программно-временные устройства, обеспе¬
чивающие выполнение программы полета как автономно, так и по коман¬
дам с Земли. Надежности работы всех систем автоматических КА уделя¬
ется, как правило, значительное внимание. Этот тип КА обычно харак¬
теризуется также относительно большой массой радиоэлектронного
оборудования.
Пилотируемые КА характеризуются наличием сложного комплекса
систем обеспечения жизнедеятельности экипажа, повышенными-требо¬
ваниями к герметизации отсеков КА-, особенно жилых отсеков, иным
подходом ‘к построению. СУ, так как наличие экипажа позволяет по
другому (чем-для автоматических КА) решать вопросы управления и
надежности работы систем и агрегатов в целом аппарата
.м

32
2.2	. Двигательные и энергетические установки
космических аппаратов
Космические аппараты могут подразделяться на аппараты, исполь-
зующие различные виды энергетики (химическую энергию топлив, ядер-
ную, солнечную, термоядерную и т.д., а также комбинации этих видов
энергий).
КА, использующие химическую энергию топлив, как правило,
имеют на борту двигательные или. энергетические установки на жидком
(ЕРД) или твердом (РДТТ) топливах.
В ЕРД целесообразно использовать долгохранящиеся самовоспламе¬
няющиеся и однокомпонентные топлива, с относительно высокими удель¬
ными импульсами д тяги. Используются вытеснительные системы подачи.
Топливные отсеки теплоизолируются и имеют средства для обеспечения
запуска в невесомости Парогаз ТНА дожигается в камере сгорания ДУ
или используется в управляющих соплах. Для уменьшения массы, по¬
вышения надежности-и управляемости современные космические КРД ра¬
ботают при сравнительно низком давлении в камере сгорания и допус¬
кают глубокое дросселирование (I 5 ) Сопла камер имеют частич¬
ное охлаждение в основном в области, прилегающей к критическому се¬
чению. Удельный импульс 4 т 4,5 км/с Гг;
Особенностями космических РДТТ является относительно низкий
импульс последействия, возможность изменения режима работы и-мно¬
гократного запуска. Для уменьшения разброса импульса двигатели тер¬
мостатируются (устанавливаются теплоизолирующие чехлы, заглушки,
используется подогрев камеры сгорания, где размещается твердое топ¬
ливо, и т.д.) Удельный импульс 2,5 + 3,0 км/с.
1	*
КА, имеющие в своем составе 'Ядерные блоки (ЯРД) обладают лучшими
33
энергетическими характеристиками, чем химические. Рабочее тело в
них нагревается-не за счет химической энергии, а за счет теплоты,
выделяющейся при ядерный реакциях.- Удельный импульс ЯРД зависит от
типа реактора (с твердой, жидкой или газообразной активными зонами)
и рабочего тела (водород, аммиак, вода и т.д.) /.27.
Для пилотируемых ТКС с ЯРД должна предусматриваться специаль¬
ная биологическая -Защита экипажа от ионизирующего излучения реакто¬
ра ЯРД. Удельный, импульс ЯРД в	~ 8	35 км/с. L '>
Большой интерес представляют и ядерно-химические многоступен¬
чатые комбинированные системы с ракетными, блоками на химическом и
ядерном топливах.
Для	космических полетов применение могут найти
электрореактивные или электроядерные системы, тлеющие в своем соста¬
ве ракетные блоки, с малым удельным импульсом. Такие аппараты основа¬
ны на использовании, например, эле'ктроядерных ДУ, в которых разгон
.рабочего тела’ до высоких скоростей истечения обеспечивается с
помощью ’электрических или магнитных устройств, и, которые, обладая
малой тягой, могут быть использованы только при-старте КА с некото¬
рой околопланетной орбиты, Удельный импульс тяги таких двигатель¬
ных систем, например, ионных может составить ^ 2,5 I04 км/с Г 5.];
Разделение транспортных космических систем проводится и по
кратности их использования, По кратности использования ТКС разде¬
ляются на одно - или ^многократного-применения. Многоразовое ис¬
пользование КА.или их составляющих (отдельных частей, элементов
конструкции и т.д.) в общем случае позволяет создавать системы с
множеством разнообразных проектных и конструкторских решений и про¬
водить освоение космического пространства о наименьшими затратами
[71.

3 4
2.3,	Определение характеристик движения КА при старте
с орбиты и нагрузки, действующие на аппарат в полете
Рассмотрим задачу об .определении основных характеристик движе¬
ния КА, стартующего с околоземной орбиты с набором V > к
планетам назначения .[ 9J
Принимаем,_что КА движется в. поле тяготения Земли, аэродинами¬
ческие силы отсутствуют. Поле земного тяготения центральное. Вра¬
щением Земли пренебрегаем. Уравнение движения КА в полярной системе
координат (рис. 2.1) запишем в следующем виде:
kLi с v Ъч G ;	/
Р . J _ 1/	I
Jy _ соЛл	I	У
Р Лс'иУ ,	к	I ^2'1’
о(е - ~	—	3 уг
d±.
К этой системе добавим еще уравнение изменения массы КА в полете:
' Zn'J ““	(2.2)
Здесь V - скорость полета; ‘с - радиус-вектор ;	(£) - угол
наклона траектории КА ;	- угол атаки ; Ч? - полярный угол ;
£ - тяга двигателей ; Д?с . Н - масса КА в начальной и ко -
нечныи момент t, соответственно ;	- секундный расход
топлива.
Представим уравнения (2.1) и (2.2) в безразмерном виде. Для
этого введем следующие обозначения:
I - —	г
и / л >	) 0 )	‘ Ко
V к. Vt
-	. у	рс	(2.3)
> ко

Рис. 2.1. Схема' полярных координат.
рис. 2.1

где к<? - начальный радиус круговой околоземной орбиты ;	-
удель'ный импульс тяги двигательной установки на орбите ; у - рЛ
относительная масса КА в момент ;	)с, - гравитационная пос-
тоннная Земли.
Тогда система (2.1) преобразуется к виду*)
v «vе z	]
tit-	Яи Р '	/
<77 , _!Ц—- сгЛ i - —=V	' I
,ll 1- рЛ	\ (2.4)
ей 1-г>^ V	ъ v о
При определении параметров в первом приближении одно или два
последних уравнения системы (2.1/ ) могут быть опущены и проинте -
грированы, если это потребуется, отдельно в конце решения задачи.
Для интегрирования системы (2.4). принимаем следующие граничные
условия
1=0;	-?0 = I ; V. = I ; f)c = О ;
о ;	= I : , _	_ ;	(2.5)
t~i4? f х-г-- с ,
где Р' - кинетическая, энергия.
После выполнения КА. заданного маневра относительная конечная
масса	7К
CJ J	(2.6)
5П

J При этом управление движением центра масс КА осуществляется
изменением значений и -направления сил (моментов), а управление
движением вокруг центра мае - изменением значения и направления
действия моментов в плоскостях X , j ,2	Г4-1

3 £
.	_	Млн	)
HU ~	lUc
ИЛИ
где	r-’—1
i \ГкУ
t - V ~~-—	- относительное конечное время маневра ;
1 К з
hr к- масса КА в конце маневра.
Из выражения (2.6) видно, что при прочих равных условиях мак¬
симальное значение	, и следовательно, относительная масса
полезной нагрузки КА будет при минимальном значении интеграла
Г ь Ли 		»> МсИ,
J	(2.7)
Принимаем,, что' рассматриваемые типы ДУ нерегулируемые, т.е.
их тяга и расход топлива во время полета КА остаютсяп постоянными
р^-Ccnst » wi Оси it При заданных начальных условиях
Coast. Следовательно, минимум интеграла (2.7) в этом случае бу¬
дет при минимальном времени' полета КА. При такой постановке вариа¬
ционную задачу можно-условно разделить на Две: динамическую и
массовую . С
При фиксированных характеристиках ДУ динамическая задача может
сформулироваться следующим образом:	_
В классе кусочно-непрерывных функций & необходимо выбрать
такую, при которой интеграл (2.7) минимален при выполнении границ-
4
ных условий (2'.5) для системы уравнений (2.4).
В результате решения этой задачи можем пдлучить значение функ¬
ции уравнения cZ и времени маневра i к f и о ,	) •
Таким образом, при известном времени выполнения маневра и из¬
вестной функции массы ДУ в .зависимости от тяги W Jr

может быть решена заключительная часть вариационной задачи и
найдено	- минимальное. значение начальной массы ТКС.
Заключительный этап полета КА составляют участки снижения,
входа в атмосферу и посадки спускаемого аппарата на поверхность
планеты. Этому разделу в дальнейшем йвдша предполагается посвя¬
тить отдельное учебное пособие. Здесь же отметим, что для ряда пла¬
нет этот участок может быть и безатмосферным. На участке спуска
СА (спускаемого аппарата) в плотных слоях на него могут действовать
значительные перегрузки (рис. 2.2). Например, при баллистическом
спуске с орбиты Земли (аэродинамическое качество	К = —	= 0)
максимальная перегрузка, действующая на аппарат,	<1 = 10 * 12
(при Vj = 8 км/с и угле входа = - 2° к местному горизон¬
ту Г10
Существенно меньшие перегрузки могут иметь ^СА, обладающие аэро¬
динамическим качеством. В этом случае обычно выделяют две основные
группы. Спускаемые аппараты , имеющие наибольшее аэродинамическое
качество ( К ~ 0,1 -г- 0,6), относятся к аппаратам скользящего спус¬
ка, а СА с аэродинамическим качеством ( 0,6	< 3, посадочное
до 4) - к аппаратам планирующего спуска. При баллистическом входе
в атмосферу со скоростями = II км/с процесс нарастания мак¬
симальных перегрузок значительно более быстрый, чем при входе со
скоростями V£ = 8 кн/с. При этом граница захвата = -5°
(угол входа, когда атмосфера еще захватывает тела с одного входа
в нее), а п )va> - 6*8	[10 ] .
Для пилотируемых СА максимальные'перегрузки не должны превы¬
шать г? ъ.ду = 10 * 15.
Для автоматических СА' максимальные перегрузки допускаются
значительно более высокие ( п |Wi£vX = 3.20 * 350), что соответст-

Рис. 2.2. -зависимость основных параметров КА на активном участке
полета и спуска в атмосфере Земли:
а)	V ;	, П для штатной и аварийной
ситуаций выведения КА на орбиту Ь/ = 300 км у =. 7,6 км/с;
б)	О ~ $7 io для входа СА в атмосферу Земли с различными
скоростями и качеством:
I - вход СА- с V = И км/с, = 5° qZ = О
Т - 3000 т 4000°С ;
2 --вход СА с V = $ км/с;	= 2°, Т = 25Uu-j-35ul?C,
К = -6 ;
3 - вход СА с V = 8 км/с, ^=2°, Т= 200Gv30CG°C,
=0,2 (скользящий вход).
Рис. 2 2

вует вертикальному входу в атмосферу Земли ( 6Ъ. = 90° ) при
v А
\Л = II км/с.
Температуры при спуске могут достигать следующих значений
(взяты для некоторой эталонной сферы £ = I м в критической
точке 10J )
при спуске с орбиты спутника Земли Т = 2000 4- 3500° 0
при входе в атмосферу со второй космической скоростью
(	= II км/с) и	= - 6° Т„ = 3000 -4000° 0 ;
при	= 90°	7^ = 6000 4- 8000° С.
Для планеты Венера (по характеристикам близкой к Земле) при
прямом входе в атмосферу со скоростью V - 12* км/с и 0^-90°
/7	= 350 -г 400,	= 7000 4- 9000° С, причем тепловые
потоки больше, чем тепловые потоки в атмосфере Земли, что в основ¬
ном объясняется большим процентом С0£ в атмосфере Венеры.
Для марса при прямом входе в,- атмосферу с У> - 6 км/с и
Ос*= 90° максимальные перегрузки значительно ниже:	KL
= 40 4- 70,	Т^= 2000 4- 2500°С, тепловые потоки существенно ниже,
чем в атмосфере Земли', что в основном объясняется меньшим градиен¬
том изменения р .
для Юпитера при прямом' входе в атмосферу СА с Vfx = 60 км/с
и О^у.= 90° максимальные пф егрузки могут быть И. = 7000 4-
4- 8000, 7V = 20 000 4- 30 000° С, тепловые потоки в сотни раз
выше, чем.в атмосфере Земли,
Последний этап спуска - разделение СА осуществляется после¬
довательным раскрытием парашютной системы (вытяжной, тормозной
и основной парашюты). Скорость снижения СА на парашюте \А 84-10 м/с,
что при ударе.о мягкий грунт приводит к возникновению перегрузок
И. = 15 4- 25. Применение амортизаторов позволяет снизить пере¬
за

грузки до 8 т Ю , а использование парашютно-реактивной системы
снижает их еще в' нисколько раз.
Значительные перегрузки будут действовать на космический аппа-
i
рат и при аварии в конце работы второй и начале третьей ступеней 9
Причем длительность действия	в зависимости от высоты поле¬
та может составлять относительно большую величину (рис. 2.3).
2.4. Основные факторы, определяющие требования
к конструктивно-компоновочным схемам КА
Выбор общей конструктивно-компоновочной схемы КА целевого наз¬
начения практически подчиняется всем основным требованиям, изложен¬
ным выше и связанным с физическими условиями полета (гл. I’) и ра¬
циональным распределением масс систем. При разработке таких КА в
первом приближении можно выделить две принципиальные конструктивно¬
компоновочные схемы (рис. 2.4). В одноблочной' схеме все основные
отсеки, оборудование, аппаратура и системы компонуются в едином от¬
секе или корпусе, КА и лишь некоторые агрегаты - на его поверхности.
Следует заметить, что в герметических отсеках может располагаться
не обязательно вся аппаратура, а только часть ее, герметизация ко¬
торой необходима [ 4^ .
В многоблочной (свободной ) схеме отдельные блоки системы могут
монтироваться на несущей ферме или в нескольких отдельных отсеках,
скомпонованных: в пакетную или тандемную схему, ото в одинаковой
степени относится как к автоматическим, так и пилотируемым КА.
Рациональное распределение масс КА (при той или другой схемах
компоновок) существенно также и в тех случаях, когда используется
гравитационная ориентация или же, наоборот, когда гравитационные
33

Рис. 2.3
Рис. 2.3. Конструктивно-компоновочные схемы 1<А:
а - одноблочная схема: I - отсек корректирующей ДУ
2 - двигатели системы ориентации ; 3 - отсек экипажа ;
4 - панели. солнечных батарей ; б - приборный отсек
б - баллоны ’с газом ;
б - многоблочная схема: I - полезный груз, 2 - манипулятор
3 - отсек экипажа ; 4 - подвесной бак и ДУ; 5 - ДУ РБ
б - панель солнечной батареи; 7 - РБ ;
в - многбблочная схема с несущей фермой (КА "Сервейор")
-	несущая ферменная конструкция-; 2 - блоки оборудования,
аккумуляторы, установленные на форме; 3 - посадочные-устройства;
-	панели -солнечных батарей
-	иногоблочная схема орбитальной станции: ~ - основной блок
(моду.lb.) станции 2 - ^У системы ориентации 3 - панели
солнечных- ба таре.. 4 - целевые (стыковочные) -'оду ли.

возмущения являются нежелательными.
В первом-случав система может компоноваться так, чтобы один
из ее моментов инерции был в несколько раз меньше других. Тогда
ось, соответствующая этому моменту, будет направлена на притягиваю¬
щее тело.
Во втором,- следует стремиться к тому, чтобы моменты инерции
были приближенно равны. Выбирая схему компоновки и принцип работы
.тех или иных систем,, агрегатов или оборудования, необходима указы¬
вать их взаимосвязь и влияние на параметры КА в целом.
Обычно любой КА имеет определенную целевую систему (или сис¬
темы) предназначенную для решения поставленной задачи, например,
систему управления, обеспечивающую выполнение заданной программы
полета (ориентацию КА, его управление, ориентацию относительно
объекта исследования и т.д.), систему обеспечения жизнедеятельнос¬
ти экипажа, систему энергообеспечения и др. Имеется бортовой радио-
комплекс с широким диапазоном функций - от измерения расстояния
и поиска объекта до- осуществления связи и т.д.
ТКС имеют в своем составе разгонно-тормозные и корректирующие
или стыковочные ракетные блоки (РБ).
Последние состоят из двигательных установок, включающих мар-
шевыо, корректирующие двигатели (КДУ), топливные отсеки , агрегаты
и системы обслуживания, а также двигатели (арсопла) системы ориен¬
тации (рис. 2.4).
Разгонно-тормозные блоки-обеспечивают переход с низкой круго¬
вой орбиты на более высокую.или межпланетную , осуществление обрат¬
ного перехода (с высокой на низкую орбиту), проведение взлетно-¬
посадочных операций у планеты и т.д.
V-0

Определяющими параметрами для этих блоков являются характерис¬
тические скорости ; число РЕ (или ступеней) ; приращение -скорости
по ступеням ; функция	, у ,
/7?	’ аТО£ > суммарный импульс тяги и т.д.
Как правило.облик: корректирующих РЕ определяется'числом-коррек¬
ций и временем их проведения, характеристической скоростью и направ¬
лением вектора тяги КДУ. Последняя обычно -бывает Постоянной в тече¬
ние коррекции. Характеристическая скорость для корректирующих РБ
относительно мала, продолжительность работы и тяговооруженность
в основном оказывают влияние лишь на точность требуемого приращения,
скоростей.
Б качестве критерия эффективности РБ может использоваться
s* пн - —■—	, а также критерий вероятности сообщения системе
заданной скорости (или доставки	в заданный район простран¬
ства) с заданной точностью при использовании корректирующего бло¬
ка. Массовые а характеристики ^пн и	выступают здесь
как ограничения.
Используемые критерии вероятности в общем случае являются сос¬
тавляющими критерия эффективности системы ее в целом, т.е. общего
критерия вероятности выполнения поставленной задачи.
Таким образом, параметры блоков, соответствующие минимуму
массы рБ в первой постановке задачи соответствуют максиму¬
му пк (и*лх) или максимуму вероятности - во второй, - есть
искомые параметры РБ.

42
Учитывая физические условия полета КА в атмосфере планеты и
космическом пространстве (особенности ого функционирования на
этих участках) молаю проанализировать основные нагрузки, действую¬
щие на аппарат, и, как следствие, провести выбор его конструктив¬
но-силовой схемы и в целом облика КА.
Па активном участке полефа (участке выведения).на КА дейст¬
вуют осевые и нормальные перегрузки ( П. * , п.) в течение-^ 600+
+ 700 с. При этом они могут достигать следующих значений: /2 х -
= 5 + 6 , а = •( 0,2 + 0,3) Г2 х (рис. ).
При полёте в Пйотных слоях, атмосферы,: когда работает первая
ступень РН, на КА действуют относительно большие аэродинамические
нагрузки, скоростной напор ( fyvn+x = 4000 + 5000 кг/мс^ при V =
= 400 + 600 м/с й Ч =10+15 км.).
Как правил?, максимальная температура и максимальный скорост¬
ной напор не совпадают. -Например, < 570 4 670° К достигают¬
ся к концу полета первой ступени РН.
Большинство КА на участке выведения защищены головным обтека-
I
телем, воспринимающим аэродинамические и тепловые нагрузки. В кон¬
це работы первой ступени РН головной-обтекатель обычно сбрасывает¬
ся. Кроме, того, если в качестве полезного груза.РН устанавливается
спускамый аппарат, то головной обтекатель применять не обязатель¬
но..
Участок свободного полета КА по'траектории или орбите (пас¬
сивный участок полета). Физические условия полета КА в космическом
пространстве' и воздействие их на элементы конструкции- и'сам ап¬
парат в основном были рассмотрены в. главе К

Глава Ш. СОСТАВ БОРТОВОГО- КОМПЛЕКСА КОСМИЧЕСКИХАППАРАТОВ
РАЗЛИЧНОГО ЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНА
I
3.I., Основные требования к выбору -состава бортового
комплекса КА
А
Рассмотрим основные составляющие бортового комплекса’ КА.
Система энергопитания обычно, включает в себя некоторый постоянный
источник, энергии,- рассчитанный на средний уровень мощности борто¬
вого комплекса, и буферные, химические батарей, обеспечивающие пи¬
ковые нагрузки.
Система энергопитания производит и. распределяет энергию в. хо¬
де полета КА. Оценки потребных мощностей системы энергопитания су¬
щественно зависит .от размерности КА, времени его функционирования
в космосе/варианта полета (пилотируемый или-автоматический), пот¬
ребной надежности системы и ряда других факторов. С учетом осредне¬
ния мощности бортовых потребителей электроэнергии можно говорить,
что беспилотные КА требуют систему энергопитания (при прочих равных
услеПиях) мощностью г* I + 1,5 квт,-пилотируемые *2 + 2,5 квт- f 12^
В качестве постоянных’ источников энергии могут применяться хи¬
мические и солнечные батареи (СБ), топливные элементы, изотопные и.
Ядерные энергоустановки. ВСа перечисленные- энергетические системы
оказывают значительное влияние на общий тепловой баланс-КА или его
отснков. В зависимости от потребляемой мощности и продолжительное*-
ти работы в каждом конкретном случае определяются основные зоны
целесообразного использования, каждого'из Источников. Системы
включают в себя также преобразователи, коммутационные устойства,
автоматику* управления и кабельную сеть, В-период полета в условиях
освещенности Солнцем можно ЛмспольЗевать солнечные батареи. Однако
последним свойственны некоторые недостатки; изменение выходной
мощности в зависимости' от равновесной температуры поверхности эле¬
ментов батарей, потребность в постоянной ориентации на Солнце, зна¬
чительное аэродинамическое сопротивление при полётах на малых высо¬
тах, плохая компонуемости. Кроме foro, для обеспечения подачи !
электроэнергии потребителям в период полета без освещенности Солн
4?
цем необходимо на борту КА устанавливать дополнительные буферные
батареи (химические, изотопные, Ядерные и др.).
Для установки на КА могут быть реализованы стационарные раз¬
вертывающиеся гибкие и рулонные солнечные батареи, развертывающие¬
ся СБ имеют съем мощности до 94 - 95 В т/м*' при равновесной темпера¬
туре поверхности 353°К, удельную массу конструкции (при подложке
из бериллия) не более 340 кг/кВт, степень деградации 13,5% за первый
год эксплуатации в-космосе и 6 + 7% в последующие годы [ 9 ;I2J
Гибкие СБ при мощности 1,5 квт, как правило, состоят из
двух пластин (удельная мощность 45 Вт/кг). Панели этих батарей обыч¬
но изготовляются из -бериллиевого сплава и элементы крепятся на стек¬
ловолокнистую подложку.
В качестве накопительных элементов системы, энергопитания ис-
U.
пользуются аккумуляторы^регенеративные топливные элементы. Среди
аккумуляторов преимущественно применяются никель-кадмиевые аккуму¬
ляторы, допускающие обычно разрядку до 50% и 20 + 25 тыс. циклов
перезарядки за -срок эксплуатации. Удельная емкость этих аккумулято¬
ров составляет 0,62 + 0,85 А'^/кг. Регенеративные топливные эле -
менты дороги в производстве и относительно надежды при длительном
сроке эксплуатации.
Серебряно-цинковые аккумуляторы имеют удельную энергоемкость
1,6 + 4,0 А-г /кг, однако обладают малым ресурсом и малым доступ¬
ным числом циклов перезарядки.
для ТКС на криогенных компонентах, топлива 0g + Возможно
использование топливных элементов в качестве источников энергопи¬
тания .
В настоящее время имеется несколько типов топливных элементов
с ресурсом до 5000 ч , лучшим из которых являются элементы с ионо¬
обменной мембраной и щелочной низкотемпературной матрицей. Удельная

масса обоих типов топливных элементов- не j превышает 0,0175 кг/Вт
(без учета расходуемых компонентов топлива). Следует отметить, что
работа топливных элементов сопровождается значительным тепловыделе¬
нием, которое должно быть учтено при проектировании системы термо¬
регулирования. Кроме .того, топливные элементы производят наряду с
электроэнергией много побочного продукта - воды [12] Недостатка¬
ми данных источников следует считать большую массу защитных экранов
и контейнеров и относительно малую надежность. Аналогичный проблемы
могут возникать при использовании в качестве энергоустановок ядерных
реакторов на тепловых, быстрых и промежуточных нейтронах.
Космические ДУ, входящие в РБ ТКС имеют также некоторые особен¬
ности. ЕРД - это сложность запуска в условиях невесомости (необхо¬
димы специальные средства, обеспечивающие запуск ДУ). Кроме того к
таким особенностям относится длительное хранение компонентов топли¬
ва в условиях космического пространства (большие потери компонентов).
Маршевые ДУ ТКС имеют, как правило, высокую степень расширения и сис¬
темы подачи, основанные на использовании ТНА, применяются в этих слу¬
чаях только при достаточно больших суммарных импульсах ДУ. Малые'
приращения скорости..(при коррекции траектории, стыковках и т.д.)
могут обеспечиваться ДУ с вытеснительной системой подачи. В этом
случае определяется оптимальное давление з баках, соответствующее
максимальному сутарному импульсу тяги ДУ при заданном ограничении
на его массу.
Косглические РДТТ обладают возможностью изменения режима работы,
многократностью запуска и, как правило, имеют относительно низкий
импульс последействия [ 4 ]
Системы управления траекторий и оптимизации и стабилизации
(СОС) обычно представляют собой единый комплекс. В него входят при¬
борная и исполнительные части. К первой относятся датчики ориента¬
45

ции КА, инерциальная система управления, усилители и преобразовате¬
ли сигналов, счетно-решающие и программные устройства.
Способы определения положения ТКС основаны на использовании
внешних воздействий - гравитационных, магнитных, влияний атмосферы
планет и солнечного давления. В основу может быть положен принцип
гироприборов (гироскопические датчики положения и т.д.).’Во второй
части в качестве исполнительных органов ? могут использоваться малые
управляющие реактивные двигатели, сопла, работающие на сжатом газе,
маховики и др.
Система обеспечения жизнедеятельности (СОК) состоит из состав¬
ляющих, обеспечивающих кондиционирование воздуха, тесно связанных
с работой систем терморегулирования; регенерации воды ; питания ;
водоснабжения; медико-биологического обеспечения, индивидуальных
средств защиты и спасения и т.д.
Задачи системы терморегулирования - поддержание заданного теп¬
лового режима в отсеках КА и на его поверхности. Для этого КА оп¬
ределенным образом ориентируется относительно Солнца, используются
покрытия с определенными значениями коэффициентов поглощения и
степени черноты, экранно-вакуумная теплоизоляция и т.д. £9}
При необходимости такого регулирования температуры, например,
с точностью + 2° применяются активные системы, организующие теп¬
лоотвод в соответствии с заданным режимом отсека. Граница исполь¬
зования систем первого и второго типов определяется максимальной
мощностью бортового комплекса и допустимыми комбинациями темпера¬
туры L 9 3.
Радиокомллекс включает в себя приборные блоки и антенно-фидер¬
ные устройства. В зависимости от назначения, длины волны и необ¬
ходимого коэффициента усиления используются штыревые, щелевые и
рупорные антенны, полуволновые диполи и параболические рефлекторы.
4? 5

Антенны больших размеров обычно складываются на участке выведения
КА ракетой-носителем.
Отметим также, что для управления и связи с КА могут исполь¬
зоваться командные радиолинии (Земля-борт), программно-временные
устройства и телеметрические системы. На борту автоматических КА
имеется набор программ, счетно-решающие моделирующие или запоми¬
нающиеся устройства, а для КА с экипажем на борту необходимо иметь
еще систему ручного управления.
Телеметрические системы состоят из датчиков, запоминающих и
передающих устройств и предназначены для контроля и передачи на
Землю основных параметров систем и агрегатов КА (температуры, дав¬
ления, напряжения и др.), замеренных на борту КА.
На ТКС с экипажем на борту предусматриваются также специаль¬
ные системы аварийного спасения, защиты и ремонта и др.
3.2.	Исследование модульного принципа компоновки
Обычно при разработке ТКС целевого назначения может быть ши¬
роко использован модульный принцип компоновки, т.е. создание таких
комплексов бортовых систем, оборудования, приборов или агрегатов,
которые могут быть объединены по функциональным принципам в единые
блоки (модули), выполняющие в общем случае некоторый цикл операций.
Этот принцип позволяет разделить отсеки и в целом КА на отдельные
подсистемы, что упрощает не только технологию оборки, обслуживание,
но и внутреннюю компоновку и повышает надежность системы.в целом.
Однако следует заметить, что создавать слишком большие модули не
всегда выгодно, т.к. с некоторого момента может затруднять их эк¬
сплуатацию и обеспечение необходимого-теплового режима.
Для обеспечения последнего необходимо организовать теплосъем
с приборов и оборудования с помощью циркулирующей газовой смеси

•системы терморегулирования. Поэтому при формировании модулей (блок
питания, блок ориентации, блок управления и т.д.) аппаратуру обычно
размещают (с учетом функциональных взаимосвязей) равномерно по
тепловыделению (’’горячая”, ’’теплая”, ’’холодная”). Для обеспечения
минимальной мощности на прокачку охлаждающей газовой смеси необхо¬
димо учитывать, что при оптимальной компоновке охлаждающий тракт
должен обладать минимальным гидравлическим сопротивлением. Послед¬
нее при прочих равных условиях облегчит работу системы терморегули¬
рования и повысит ее эффективность.
Рассмотрим приближенный расчет эффективности таких систем.
Примем, что система -терморегулирования (СТР) имеет охлаждающий кон¬
тур (теплообменник)-, работающий на жидком теплоносителе. Жидкость,
циркулируя по контуру воспринимает и отдает теплоту	из-
лучателю. Принимая	в первом приближении можно записать,
что
Q щл ~ с р ( G	}	(3.1)
где Ьот - масса теплоносителя, Тр.т Тт Tuja - температу¬
ры рабочего тела в баке, теплоносителя, на выходе из контура и
излучателя соответственно.
Мощность насоса N ч обеспечивающего прокачку теплоно¬
сителя, может определяться следующей зависимостью
△ р
1	(3.2)
где J5 - плотность теплоносителя; _ н - КПД насосак Др
потери давления, определяемые суммой потерь на всех участках системы.

п	г
п \ Г?!)/-
ЛГ’Х-1 ? cJ 2- ’	L = I, 2, 3,..,П. , (3.3)
сг 1
где ) - коэффициент гидравлического сопротивления трубопроводов,
переходников, магистралей системы ; £	» d - длина и диаметр
трубопроводов ; V - скорость движения теплоносителя в трубопро¬
воде .
Эффективность излучателя охлаждающей системы можно в"первом
приближении определить из соотношения
в . Or	(3.4)
л) US/1
где £иъл ~ площадь излучателя охлаждающей системы ; <QT - от¬
водимая теплота или из соотношения
(1-
*7, =  	'—:	;?	(3.5)
С 1	, т \ 3
/ Д ) -1
< 1>7 J
где £	- степень черноты, - постоянная Стефана-Больцмана.
Энергетическая система охлаждения тем эффективнее, чем меньше
соотношение £ £-
Анализ эффективности таких систем' приведен в I 5 J Сле¬
дует также отметишь, что при применении в контуре системы не жид¬
кости, а газа необходимо при расчете ее характеристик учитывать
сжимаемость газа. Приближенные оценки параметров таких систем с ис¬
пользованием в них серых диффузных поверхностей справедливы в общем
случав, если температуры поверхностей излучателя - холодильника
постоянны, а отраженные потоки излучения равномерно распределены
по поверхности. При более точном расчете необходимо учитывать нерав¬
номерность интенсивности отраженного потока даже для изотермических

50
поверхностей.
В. качестве теплоносителей кроме газовой смеси (азот-кислород)
могут, например, использоваться жидкий водород или азот.
3.3.	Компоновка отсеков и агрегатов КА
В общем случае многие,системы КА выполняют в основном те же
функции, что и аналогичные системы верхних ступеней РН. Однако тре¬
бования к эксплуатации, обслуживанию, надежности, многоразовости
использования, массе и т.д. этих систем, как правило, более высокие.
Это обусловлено тем, что КА в зависимости от их целевого назначения
функционирую в весьма жестких условиях орбитального полета и имеют
высокую стоимость. Поэтому важнейшими характеристиками этих систем
и агрегатов КА являются масса, объем, энергопотребление, надежность,
стоимость, резервирование и т.д. [4 J
Таким образом основные критерии при выборе систем традицион¬
ные, включающие маАую стоимость, ’’гибкость" в использовании, дли¬
тельный срок эксплуатации, высокую надежность, возможно больщую
унификацию. При выборе систем КА следует помнить о некоторых об¬
щих закономерностях проектирования космических объектов.
1.	На выбор компоновки систем часто накладываются ограничения
внешнего характера, Например, располагаемые внешние обводы КА, на¬
личие антенн, сопел реактивной системы1 ориентации и стабилизации,
солнечных батарей, радиаторов и пр. Многие системы могут потребовать
наличия устройств развертывания и. приведения их в рабочее состояние.
2.	Следует учитывать взаимозависимость отдельных систем и их
характеристик, так как незначительные изменения параметров одной
системы (массы, энергопотребления, объема, стоимости) приводят
к изменению аналогичных апарметров другой системы и КА в целом.
3.	При включении в состав КА и особенно в состав ТКС некоторых
перспективных систем целевого назначения необходимо учитывать их
стоимость, а также время на разработку, поставку оборудования для
их производства, и т.д.
4.	для более точной оценки эффективности каждой системы необ¬
ходимо рассматривать ее возможности при работе в составе ТКС или
ее швдшряшщЕх составляющих (пилотируемых и автоматических КА, в
многоразовых и одноразовых конструкциях, в вариантах наземного и
космического базирования и т.д,).
Приближенные. оценки массы ТКС с ЖРД показывают, что увеличение
массы ее любой системы на I кг эквивалентно увеличению стартовой
массы ТКС для полета на гесинхронную орбиту на 7 + 12 кг , а уве¬
личение энергопотребления на I вт в течение 7 суток полета приводит
к увеличению стартовой массы на 2,5 +4,5 кг [ S J .
Оборудование (агрегаты, системы, аппаратура и т.д.) КА в зави-
•симости от их конструкции фелевого назначения может компоноваться
в одном или нескольких герметичных отсеках. Однако это относится
лишь к той части оборудования, герметизация которого необходима.
Например, должна герметизироваться энергонасыщенная аппаратура,
требующая принудительного охлаждения, химические источники тока,
если они не имеют собственной герметизации и т.д.
В любом случав (и в герметичных и в негерметичных отсеках) для
нормального функционирования оборудования должен быть обеспечен
заданный тепловой режим его работы (экранировкой системой обес¬
печения теплового режима и т.д.). Негерметизированная электронная
аппаратура-, например, должка ’’запитываться’’ током на больших высо¬
тах (во избежание коронного разряда из-за падения давления с высо¬
той ).
Число стыков (разъемов) в отсеках необходимо выбирать минималь¬
ным. Как правило, из технологических и эксплуатационных соображений
обычно одного стыка во многих X случаях бывает недостаточно (делают
два).
5/

Расчетными нагрузками для герметичных отсеков (при прочих
равных условиях будут избыточное давление и устойчивость оболочки
отсека на прочность на участке выведения)
Одной из основных трудностей внешней компоновки КА является
размещение солнечных батарей (рис. 3.1) ,• которые из-за условия
ограниченности зоны полезной нагрузки должны быть складывающимися.
Электрическая мощность, снимаемая с I м^ солнечных батарей (СБ)
60 + 100 Вт. Для ээфективного использования-СБ необходима их
постоянная ориентация на Солнце., Иногда размещают СБ на боковой
поверхности ДА на легкосъемном каркасе, который обычно имеет на -
грузки только от СБ. При этом эффективная площадь СБ	бу¬
дет существенно меньше ее общей'площади £ сДДч Если СБ распола¬
гаются на поверхности сферы, то	-^(0,16 + 0,20)
Для ИСЗ связи на борту КА целесообразно иметь остронаправ-
ленную антенну, способную работать в сантиметровом или дециметро¬
вом диапазоне волн (обычно это антенны параболического типа) с
постоянной ориентацией на Землю.
Датчики системы ориентации на Землю (это может быть оптическое
устройство) могут быть расположены на вибраторе антенны (рис. 3.1)
Параболическая антенна может располагаться между панелями СБ
и для большой плотности компоновки ее на РН КА складывается как
зонтик.
С помощью всенаправленных антенн обычно передается малая часть
информации, а остронаправленных - большая.
Как уже говорилось выше внутренняя компоновка отсеков КА
тесно связана с обеспечением теплового режима аппаратуры, приборов,
снаряжения и в целом отсека и аппарата.
Плотность компоновки отсеков автоматических КА обычно большая
(0,4 + 0,8 г/см3 ).. Герметичные отсеки, как правило, заполняются
газом (например, азотом с 5%-ой добавкой кислорода). Газовая смесь
имеет влажность, соответствующую точке росы (- 10 + - 20°С).
Имеющуюся на борту КА аппаратуру, приборы, оборудование це¬
лесообразно объединять в тематические (функциональные ) блоки (уп¬
равления, ориентации, энергообеспечения и т.д.). При этом нецеле¬
сообразно создавать очень большие блоки, т.к. это может затруд¬
нить их эксплуатацию и обслуживание (особенно для автоматических
КА).
При компоновке функциональных блоков в отсеке КА необходимо
учитывать и уровень их тепловыделения. Так, например, наиболее
"горячив" блоки (с высоким уровнем тепловыделения) целесообразно
размещать на входе потока охлаждающего газа, а более "холодные"
(с меньшим уровнем тепловыделения) - на выходе (рис. 3.1).
Кроме того, размещать блоки в отсеках необходимо таким образом,
чтобы они обладали минимально необходимым (с точки зрения тепло-
съема) гидравлическим сопротивлением-, что в определенной степени
повышает эффективность СОТР (уменьшает мощность ее на Прокачку
газа).
11а рис. 3.1 приведена схема ОСТР, включающая дефлектор, в
диффузоре которого установлен вентилятор для обеспечения циркуля¬
ции газовой смеси. За вентилятором устанавливается теплообменник
жидкого контура системы обеспечения теплового режима, который отби¬
рает тепло у газового потока и через радиатор-холодильник излучает
его в окружающее пространство^
-У

Puc3.l
Рис. 3.x. Схема компоновки автоматического YA.
1	- вентилятор СО.ТР; 2'- теплообменник 3 - радиатор-излучатель;
ч	— панели солнечных батарей; о — аппаратура;' и — ц1Проконаправ—
ленные антенны( расположены" на концах солнечных батарея)
7	- складыванхцаяся параболическая-антенна (здесь их две);
8	- датчик „систаш ориентации;-9 - двигатели системы ориента¬
ции .

3.4.	Общие вопросы компоновки и конструирования орбитальных
станций и пилотируемых КА
Для пилотируемых КА орбитальных станций отсеки (модули) функ¬
ционирования экипажа (жилые, энергетические, управления, научно-ис¬
следовательские, медико-биологические, радиационные убежища, шлю¬
зовые камеры и т.д.) обычно имеют достаточно большие объемы (по
сравнению с гермоотсеками автоматических КА) и,-как следствие этого-
малую плотность компоновки (0,1 + 0,3 г/см3) f 4 ]
Для больших орбитальных научно-исследовательских станций
часто используют также модульные (миогоблочные) схемы компоновок
(рис. 3.2 ). Такие орбитальные станции, как правило, являются
многоцелевыми долговременными станциями и имеют в своем составе
специальные сменяемые’функциональные модули, стыкуемые с основными.
Из некоторых особенностей таких КА отметим следующие: неудобство
(из-за больших угабаритов) компоновки блоков на РК ; наличие шлюзо¬
вой камеры для выхода в открытый космос, необходимость секциониро¬
вания жилых отсеков и блоков (дублирование на яр случай разгермети¬
зации) , дублирование элементов системы управления, наличие эффектив¬
ной системы и средств обеспечения жизнедеятельности экипажа и
создания комфоршных условий их функционирования, особенно при дли¬
тельных полетах.(необходимость создания искусственной тяжести,
микрометеоритной защиты, тяжелой биологической .защиты от воздейст¬
вия космической и солнечной радиации, аварийные средства спасения,
питания и т.д.).
При компоновке отсека, как правило, по его периферии размещают
блоки систем управления и жизнеобеспечения (вся аппаратура обычно
размещается в нитях). Снаружи отсек должен иметь противометеорную
защиту. Это может быть двух - или трехслойная конструкция с сотовым

Гис. 3.3. Модульная (многоблочная) схема компоновки научной орбиталь-
ной станции:
х - исследовательский-модуль ; 2 энергетический нодуль ;
3 - целевые модули' ; 4. солнечные батареи ; 5 - антенна.
puc - 3.2,

наполнителем.
Килые ото эки ц модули могут использоваться и как радиационные
убежища в периода’ Повышения радиационной. опасности и должны иметь
аварийные системы жизнеобеспечения, питания, водоснабжения и т.д.,
а также специальную защиту £ 4 J.
Таким образом, анализируя основные требования к конструкции
иг-
обитаемых отсеков орбитальных станций и пилотируемых КА, необходи¬
мо отметить, что они,как правило, сводятся к необходимости обеспе¬
чения наилучших (комфориных ) условий и максимальной безопасности
экипажа при выполнении им полетного -задания, а именно
-	Повышение ресурса и надежности (дублирования) агрегатов,
автоматических систем, оборудования, устройств и элементов конструк¬
ции, определяющих безопасность экипажа, возможности ремонта или
замены в условиях полета ;
-	в основных системах КА предусмотрению ручного дублирования
резервирования и возможности отмены .действий автоматики вручную ;
-	обеспечение повышенной надежности системы герметизации отсе¬
ков (дублирование., резервирование ее) ;
-	наличию радиационной защиты экипажа, специальных отсеков
и убежищ, а также использованию в качестве экранировки от радиа¬
ции конструктивных элементов КА, оборудования и снаряжения ;
- наличию запасных люков для покидания КА и запасных стыко¬
вочных узлов для подстыковки модулей спасательных кораблей в-случае
аварии ;
s'?

дублирование управления, резервирование и возможность отмены девет¬
вил автоматики вручную ;
обеспечению повышенной надежности системы герметизации отсе¬
ков (дублирование, резервирование ее) ;
наличию радиационной защиты экипажа, специальных отсеков и
убежищ, а также использование в качестве экранировки от радиации
конструктивных элементов КА, -оборудования и снаряжения;
наличие запасных люков для- покидания аппарата и запасных сты¬
ковочных узлов для подстыковки запасных модулей спасательных кораб¬
лей в случае аварий ;
монтажу энергосиловых кабелей и пневмогидромагистралей, исклю¬
чающему возможность их повреждения при работе в полете ;
к избежанию применения в конструкциях материалов, на поверхности
которых возможно накопление статического электричества. Для предот¬
вращения создания разности электрических потенциалов между отдель¬
ными элементами конструкции должна повсеместно применяться метал¬
лизация стыков Деталей, узлов внешних поверхностей, на которых воз¬
можно образование электрических разрядов [ 9 ]
3.5.	Сборка орбитальных станций и других космических
объектов на орбите
„.-При ограниченной массе полезного груза, выводимого на около¬
земную орбиту одним носителем, целесообразно использовать сборку
орбитальных станций, межпланетных кораблей и других космических
объектов из отдельных модулей (частей), стыкуемых друг с другом
(рис. 3 5 ).
Сборка (стыковка) может использоваться и для осуществления
связи с космическими объектами, находящимися на орбите, доставки
грузов, оборудования, смены экипажа, проведения спасательных .работ
5.6

эис. 3.5. Схема- стыковку (сборки), блоков орбитальной станции.
х - базовый блок; я - стыкуемый, блок ; 3 - узлы стыковки
4 - двигатели управления и коррекции блоков по углам
£ ’ * и * (расстояния между стыкуемыми блоками).
о
Рис.

в аварийной ситуации и т.д., а также при монтаже крупногабаритных
элементов конструкций, предназначенных для энергетических и промыш¬
ленных объектов при "индустриализации” космоса” и пр. L * / A J .
Приближенную схему сборки отдельных космических объектов можно
Представить в виде следующих основных этапов (рцс.ЛЛ./
Первый этап. Выведение на орбиту ИСо (базовую орбиту) основного
(базового) блока. При этом высота орбиты должна обеспечивать сохра¬
нение ее параметров в течение всего времени сборки объекта. В свою
очередь, высота,и наклонение орбиты должны быть такими, чтобы обес¬
печить кратность прохождения ракеты-носителя над местом старта на
протяжении всего времени сборки (сутки, несколько суток и т.д,).
Поскольку базовый блок может выводиться некоторыми погрешнос¬
тями, то после его выведения точно измеряются параметры орбиты и
проводится ее коррекция.
Второй этап. Выведение на орбиту стыкуемого блока также может
быть сопряжено с определенными погрешностями. При этом эллипсоид
рассеивания может иметь следующие параметры: рассеивание по высоте
△ У и боковое рассеивание Л 2	=10 + 30 км. Рассеивание по
дальности = 25 + 100 км.
Помимо геометрического рассеивания необходимо учитывать и
эллипсоид рассеивания скоростей с параметрами	= AVy =
Ду = 20 + 50 м/с [“4 П-
Максимальные ошибки по высоте и боковому отклонению определя¬
ются обычно точностью системы управления, а по дальности - в основ-
ном точностью момента старта (например, опоздание на I приводит
к ошибке 8 км- ) £ J
Точное нахождение базового блока на орбите обычно неизвестно
из-за погрешностей системы радиоконтроля орбиты. Как правило, из¬
вестна лишь некоторая "трубка” возможных траекторий объекта, которая
St

также может характеризоваться некоторым эллипсоидом.рассеивания
(по высоте, боковым-отклонениям й отклонению по дальности).
На стыкуемом блоке сближающая корректирующая'двигательная ус¬
тановка (ИДУ) обеспечивает траекторию сближения объектов. На борту
блоков устанавливается комплекс специальной аппаратуры, обеспечиваю¬
щей определение и коррекцию относительных скоростей объектов, линей¬
ных и угловых параметров, определяющих их угловое положение и рас¬
стояние относительно друг друга :
2- fft) Z=f(iF'
} - (3‘6)
где *2 - расстояние между блоками ; У , ft ,	~ угловое
положение блоков ; Z , ol , ft ,	линейная и угловые
скорости (рис. 3,3 ').
Кроме того, необходимы командная радиолиния связи, счетно-
решающеее и моделирующее устройства.
Таким образом,- процесс ..сближения блоков начинается после опре¬
деления их взаимного положения (рис.З-^ _). Далее дается импульс
, благодаря которому стыкуемый ,блок (.аппарат), переходит на
орбиту, пересекающуюся с орбитой-базового блока. Номинальная траек¬
тория перехода будет лехлать внутри "трубки” траектории, которая обу-
(
сдавливается рассеиванием,. На реально траектории сближения обычно
даются"" о дин или два корректирующих импульса для исправления траекто¬
рии.
Когда стыкуемый блок подойдет к базовому блоку., необходимо
выравнять их скорости, поэтому дается второй импульс
Суммарный импульс характеристической скорости, который необходим
ддя сближения,

Рис л 4 ( kf/PMtiJC naiiu cikrpfciiобъекгод
I П ctiin4.cii4;<\ 2	(Sjiiik; Г гтшл'смый блок, 3 уздц стпкм’ки: I - .чшплтгзи
kOpJW-.K’riinf If крПеЦ'ГЧиЦИ
Рис.3.4

59
V? = vx + Ve + AV<0(>
ЙЛИ	r
Vj k4op{Vl* ;] ± k^pXAj; 4,2 )
где k’a-op =	'+ 1,4 - коэ'^фициецт, учитывающий затраты' энер¬
гии на коррекцию стыкуемых блоков' (аппаратов) (?4 3
Если линеаризовать уравнение движения, то для оценки суммарно¬
го импульса, необходимого для процесса сближения, можно получить
аналитическое решение С 9]
Для оценки характеристической скорости, по которой определяет¬
ся необходимый запас топлива, следует брать наиболее неблагоприят¬
ное сочетание разброса параметров выведения
-
Обычно Vj- х 100 + 150 м/с.
Если принять, что для стыковки блоков используются, двигатель¬
ные установки, имеющие, например,, удельный импульс тяги
^=300 с, то относительный запас топлива, необходимый для процесса
стыковки, будет АУл^ = 4 + 8 % от‘общей массы -блока.
Третий и последний этап сборки непосредственное причаливание
и стыковка блоков. Это маневр, имеющий своей целью выведение стыкуе¬
мого блока в непосредственную окрестность базового блока на расстоя¬
ние до единиц метров с относительными параметрами, которые лежат
в расчетных диапазонах и при которых возможна работа непосредствен¬
но стыковочных устройств.
Следует отметить, что / конечные условия причаливания обеспе¬
чиваются системой управления вектором скорости, системой ориента¬
ции и специальными двигателями причаливания обеспечить поступатель¬
ное перемещение блок$ по направлению осей ХУ2, Угловые раз¬
вороты в этом случае выполняет система ориентации блока.
Конструктивно- Стыковочный узел блоков (аппаратов) можно
представить в виде системы, использующей схему стыковки штырь-конус
(рис. З’.З ). Узлы стыковки на блоках соответственно состоят
из упругодемпфирующих элементов (амортизаторов различного типа) и
узлов захвата (’.'улавливающий" конус, шариковый замок и т.п.)
Используются и другие варианты стыковочных узлов (андрогенные, с
помощью манипуляторов и т.д.) ( рисД^;^»^.).
CO

Для пилотируемых КА компоновка отсеков (модулей), предназна¬
ченных для размещения и работы в них космонавтов, часто оказывает¬
ся сложнейшей проектно-конструкторской задачей, требующей от разра¬
ботчика учета не только основных общих положений, предъявляемых
к создаваемому объекту (часто очень жестких), но и учета ряда специ¬
фических требований и ограничений, связанных с пребыванием экипажа
КА или орбитальной станции в условиях космического пространства и
необходимостью обеспечения его нормальной жизнедеятельности и безо¬
пасности. Кромет того, в этом случае необходимо также уч итывать час¬
то противоречащие друг другу требования эргономики (обеспечения наи¬
лучших условий жизнедеятельности экипажа), минимальной массы конструк¬
ции и максимальной плотности компоновки отсеков, наименьшей протяжен¬
ности и массы коммуникаций, безопасности полета в целом; включая соз¬
дание условий для предельно быстрого и безопасного покидания КА и
возвращения из открытого космоса на Землю в случав аварийной ситуа¬
ции и т.д.
Все это вызывает необходимость наличия на борту КА специальной
системы обеспечения жизнедеятельности экипажа (СОК), обеспечивающей
в заданных пределах поддержание газового состава и давления газовой
среды в обитаемых отсеках орбитальной станции или пилотируемого
космического аппарата’, поддержание температуры (терморегулирование),
наличия питьевой воды и вода-для тиГиены, обеспечения естественных
функций жизнедеятельности человека и удаления отходов и т.д.
При продолжительных полетах КА. возникла и потребована сложного
технического оснащения задача поддержания нормального состояния че¬
ловеческого организма в ходе полетов, сохранения его работоспособнос¬
ти в условиях невесомости, длительного функционирования в замкнутом
объеме, обеспечения и ускорения адаптации экипажа к условиям косми-

£2
ческого полета, реадаптации после возвращения на Землю и т.д.,
а также обеспечения спасения экипажа в полете в случае аварийной
ситуации. Системы и, агрегаты СОК КА должны решать также и некото¬
рые специальные задачи прямо или косвенно связанные с обеспечением
жизнедеятельности экипажа. К ним, в первую очередь, необходимо от¬
нести тепловой и жидкостный обмен в скафандрах, шлюзование при вы¬
ходе в открытый космос, выравнивание давления при стыковке и пере¬
ходах между КА. Несколько особо стоит комплекс задач, связанных с
защитой и спасением членов экипажа в аварийных ситуациях (разгер¬
метизация отсека, пожар, повышенная падиация и т.д.). Задачи за¬
щиты экипажа от воздействия перегрузок и тепловых потоков на актив¬
ном участке полета, при спуске на поверхность планеты и посадка в
основном связаны со спецификой конструирования спускаемых аппара¬
тов
При разработке обитаемых отсеков КА необходимы основные дан¬
ные, касающиеся жизнедеятельности экипажа в замкнутом объеме в усло¬
виях космического полета. Это нормы обмена веществ и теплообмена,
требования к составу газов, пищи, потребляемых жидкостей, пределы
отклонений от номинальных норм, допускаемые с точки зрения нормаль¬
ного существования человека (табл. ). Приводимые нормы относят
ся к полету продолжительностью -несколько суток, порш для более
продолжительных полетов по отдельным позициям могут существенно от¬
личаться
I) потребление кг/сут на ^человека
	кислород- 1,0 '+ 1,2
■_	питьевая вода	3,6 + 4,6
	вода для гигиенических целей	5,5
пища	1,0 + 1,5
					 ..

2)
отходы	кг/сут
углекислый газ
1,0
вода, выделяемая при дыхании
и с потом
2,5 + 3,0
вода в моче
1,5 + 2,0
Фекалии
0,15
тепло, выделяемое космонавтом
5
3000 ТОТ
Система обеспечения газового состава оказывает большое влияние
на компоновку и конструкцию <ггсеков. На отечественных КА применяют¬
ся системы, поддерживающие параметры атмосферы в пределах привычных
для человека: атмосферное давление 93,5 ч- 128 кПа, Парциальное дав¬
ление кислорода 21,4 4- 32 кПа, парциальное давление углекислого га¬
за не более 0,8 4- 1,2 кПа.
При проектировании хСА, предназначенных для продолжительных по¬
летов, стремятся создать кругооборот веществ, необходимых для жизне¬
обеспечения. Так на станции ’’Салют” и некоторых других отечествен¬
ных аппаратах применена регенерация атмосферы, т.е. поглощение угле¬
кислого газа из атмосферы отсека и выделение кислорода. Эта one -
рация выполняется химическими регенерационными патронам!
3 перспективных системах регенерация атмосферы проводится с исполь¬
зованием биологических принципов - с помощью растений и живых ор¬
ганизмов, поглощающих углекислый газ и выделяющих наполнителем.
Потери газа в отсеках, вызываемые операциями шлюзования и вы¬
хода в открытый космос, а также нормальными утечками из-за проница¬
емости гермоотсеков и'материалов компенсируются газами, хранящимися
на борту космического._алпарата под давлением или в сжиженном состоя¬
нии.
В условиях невесомости практически отсутствует конвенция, обес¬
печивающая перемешивание компонентов воздуха в земных условиях.
a

Поэтому для обеспечения одинакового состава атмосферы во всех эо¬
нах обитаемых отсеков предусматривается принудительная циркуляция
воздуха, которая обеспечивается системой'вентиляторов, воздухопро¬
водов и специальной организацией газовых потоков во внутреннем объе¬
ме КА при его компоновке (рис. ). Уровень давления в гермотсе-
ке в известной степени определяет и требования прочности его корпу¬
са, а следовательно, и к его массе.
Терморегулирование (или поддержание теплового режима в заданных
пределах, т.е. отвод выделяемого тепла или подогрев) необходимо для
нормальной работы не только экипажа, но и многих приборов и агрега¬
тов оборудования. Терморегулирование обитаемых отсеков, как правило,
более сложно, требования к нему более жесткие, чём для таких же сис¬
тем автоматических аппаратов, кроме того, системы терморегулирования
обитаемых отсеков .(орбитальных станций и других аппаратов) обычно
тесно связаны функционально о .другими системами ICA, например, систе¬
мой обеспечения жизнедеятельности экипажа (СОК).
Поддержание заданного теплового режима отсека КА может обеспе¬
чиваться двумя принципиально различными составными частями системы
терморегулирования (СТР),. Это теплоизоляция> ограничивающая тепло¬
обмен между внутренним объемом отсека и окружающей КА средой (пассив¬
ная составляющая СТР), и наличие пневмогидравлического оборудования,
выполняющий отвод или подвод тепла к элементам конструкции, оборудо¬
ванию и газовой среде, выравнивающий тенцературу во всем объеме от¬
сека (активная составляющая терморегулирования).
Нрй обеспечении долговременных полетов насущной проблемой ста¬
новится восстановление продуктов, расходуемых на борту. Так, на
станции "Салют” успешно применялась регенерация воды, из влаги, кон¬
денсирующейся в холодильно-сушильных агрегатах (продукты дыхания и
потовыделения экипажа и т.д.), аналогичные системы устанавливаются
и

и на других космических (пилотируемых) объектах. И это вполне обос¬
нованное решение, т.к. практически регенерация воды может покрывать
половину потребностей экипажа в воде, остальная же часть обеспечи -
вается доставкой воды с Земли на грузовых кораблях
В настоящее врёмя функционируют системы регенерации чистой
воды из воды, используемой в гигиенических целях, из под мочи, т.е.
по замкнутому циклу. При длительном пребывании в космосе практичес¬
ки по такому замкнутому циклу целесообразно строить и многие другие
составные части СОК, т.е. на борту КА должен быть создан кругово¬
рот веществ, участвующих в биологическом обмене. Такие системы иног¬
да называют экологическими.
Отходы жизнедеятельности, образующиеся в результате естест¬
венного функционирования человека и приготовления пищи, в кратко¬
временных и непродолжительных полетах собираются, изолируются от
атмосферы отсека, дезинфицируются, складируются в специальных емкос¬
тях и контейнерах. На долговременных орбитальных станциях типа
"мир” , "Салют"' и др. продолжительность полезного существования
которых составляет несколько лет, применяется удаление отходов че¬
рез специальные шлюзовые камеры. В экологических СОК основную часть
отходов предполагаете^ использовать либо в цикле самого жизнеобеспе¬
чения , либо для других целей. - в системах энергоснабжения, производ¬
ственных технологических циклах и т.д.
Адаптация и поддержание нормального состояния человеческого
организма обеспечиваются на борту долговременных орбитальных стан¬
ции обычно набором специальных средств и установок (велоэргометр,
бегущая дорожка, специальных нагрузочных костюмов и т.д.).
Космическая эргономика тесно, иногда неотделимо переплетается
с проблемами жизнеобеспечения, причем, поскольку "машина", с которой
взаимодействует космонавт, обеспечивает выполнение им практически
-6 3”

всех самых необходимых жизненных функций, то действия человека, в
свою очередь, оказываются объектом эргономических исследований.
Так, начиная с первых космических пилотируемых полетов возникла не¬
обходимость оснащения аккомодации (приспособления) таких обычных
человеческих действии, как принятие пищи, сон, санитарно-гигиени¬
ческая обработка и т.д., то вследствие этого усложнились и задачи
по щшзшшх управлению КА, монтажу и демонтажу конструкции и агрега¬
тов, ремонту, а также исследованию и производственным функциям кос¬
монавтов и другим задачам, ради которых собственно и совершает косми¬
ческий полет человек.
Одним из основных факторов, определяющих специфику космической
эргоножки, является невесомость. Предметы и сам человек не фикси¬
руются, как на Земле, притяжением к "полу”, если на КА не создана
"искусственная тяжесть". Малейшее усилив, не встречая сопротивление
сил тяготения и трения, в этом случае вызывает перемещение в прост¬
ранстве и не только предметов, но и незафиксированного человека. В
связи с этим возникают задачи специального фиксирования человека
и предметов, используемых при его действии, создания условий макси¬
мально приближенных (насколько это возможно в принципе) к земным
(имитация этих условий на борту аппарата) и т.д.
Таким образом основные требования к обитаемым отсекам КА, как
правило, сводятся к необходимости обеспечения наилучших комфортных
условий и максимальной безопасности экипажа при выполнении им полет¬
ного задания, а именно:
повышению ресурса и надежности (дублирования) агрегатов, авто¬
матических систем, оборудования, устройств и элементов конструкции,
определяющих безопасность экипажа, возможность ремонта оборудования
и замены в условиях полета и т.д.,'
в основных системах КА необходимо предусматривать также ручное
> /сок	об-ат Lt	о	й
TUU. Ы Onnj<2 // 6 Н bl/4 bl ра К С Ки И Ы М U 5'Ck'GMU К А“.
сс

Глава 1У. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА ПРОЕКЛШ ПАРАМЕТРОВ ТКС
4.1.	Состав и назначение ракетных блоков ТКС и их
основные параметры
Транспортные космические системы в своем составе имеют разгон¬
но-тормозные и корректирующие или стыковочные блоки, каждый из
этих блоков, в свою очередь, может включать в себя ДУ, топливные
отсеки и некоторые вспомогательные агрегаты. В соответствии с целе¬
вой задачей, стоящей перед КА, проводится анализ и выбор основных
параметров РБ, решающих эту задачу.
Разгонно-тормозные РБ служат для обеспечения необходимого
приращения скорости КА. Они обычно используются для перехода аппара¬
та с одной орбиты на другую, для проведения взлетно-посадочных опе¬
раций, зондирования атмосферы и т.д. Основные параметры РБ: харак¬
теристическая скорость ( Vx-ap )» число ступеней ( £ ) ; про¬
грамма изменения угла, наклона вектора скорости к местному горизон¬
ту Q(t) ; массовые характеристики (	)»
а также параметры ДУ (	; е£ ~J P dt ; л 0; , приро-
скорости по ступеням	и т.д.
Корректирующие или стыковочные РБ, как правило, односту¬
пенчатые, отличаются малой характеристической скоростью ( Vx-ap =
= 50 + 150 гл/с). Для них обычно необходимо определить число коррек¬
ций, время коррекций, .характеристическую скорость ^Уфар < и на¬
правление векторов тяги при включении ЕДУ?
4.2.	Определение параметров ТКС для межорбитальных
перелетов
ТКС, предназначенные для межорбитальных -перелетов имеют в своем
составе РБ, обеспечивающие- аппарату заданное приращение скорости.

Обычно подобные, блоки служат для перехода аппарата с низкой круго¬
вой орбиты искусственного спутника планеты на более высокую или меж¬
планетную орбиту.
Разгонно-тормозные блоки этих КА могут использоваться и для
проведения' взлетно-посадочных операций у планет, осуществления пе¬
рехода" с высокой орбиты на более низкую и т.д.
Рассмотрим в первом приближений задачу определения основных
проектных параметров. РБ при некоторой заданной характеристической
скорости, используемой для обеспечения перехода аппарата с одной
орбиты на другую. Принимаем, -что математическая модель РБ включает
массовую и динамическую части.
Используя выражения, приведенные в £ 9]	, запишем для не¬
которого с -того. РЁ следующее массовое соотношение:.
di	) )	(4Д)
„ттп	7.J ^.4* flu	Л. , -	J V i	[>	ft Cl .♦ (
I*	Г‘С(
• „„ .
=	~ относительная масса-топливного отрока
гтц «. - .масса топлива с. -^того РБ :	^Лп.= —- относитель-
< С	/ I • и* f •
V t
ная масса прочей конструкции РБ (переходники, приборные отсеки и
т.д.) ; i I, 2, ..., /V -число блоков (ступеней) ТКС ,
v	- удельная масса двигательной установки ;
; - -р—
р	- удельная тяга ДУ (	- расход топлива) ;
/ып-%^носйтельцая масса полезной нагрузки (отношение массы
последующей ступени к предыдущей ступешР блока ).
£ 8

<3.
*
Так как характеристическую скорость l -того блока можно
записать в виде
• х '	(4.2)
Vk i
то относительная масса РБ для заданной > х....	. будет
= ехр(-4к;7	(4.3)
Подставив в это уравнение зависимости для ot ■ »	чИ »
получим
ИЛИ	}	{
/пм;-)гхР G*;)]" oZi“P;n°;j (4.4)
t V
Таккак Л"""' П JnHi • 10
п fr * Т 7 1
Ан «fl )[«хр(-v«.)J-^i^jBirtoijГ7;.=	(4>5)
/'[’«хр.Цуг)]- П..(<’+)мф]- ЦТ',- ;
гда v ft- ;	■ ft;-, ri М;;
Соответственно при заданной массе полезного .груза IKC можем
найти'ее начальную массу
И) пн
Л’’= /<ПЧ	(4.6)
Проводя дальнейший анализ параметров- ТКС, можно в общем слу¬
чае решить задачу об оптимальном распределении массы, по разгонным
блокам системы или задачу, когда на всех блоках скорости одинаковы.

—ч
Рассмотрим здесь второй вариант, когда	= Const
= 1,2, ..., /V ).
Для многоступенчатой ТКС выражения (4.6) можно представить
। следующем вйде;-
и —
= (4-7)-
Zxl	('-1
■Тогда задача об оптимальном приращении	по ступеням, (ра-
:етным блокам) КА с ~ / Vк	может быть сведена
(-1
; отысканию безусловного экстремума функции'
-	(4.8)
<«/
где /|	- коэффициент. Лагранжа,
Решение можно представить в виде следующей системы:
2Л- = о ■]	(4.9)
э vue V ,
%- 2-У*'‘ _
i -1
где с = 1,2, ..., /V
.После преобразования й исключения коэффициентов Лагранжа полу-
:им г- ,
		 		 —

Примем, что РБ конструктивно подобны и Vrf •“	, тогда
меют место следующие соотношения:
/с-	i
с/ I - ей .	~	>
п . X	д ^Л/.-

Оптимальное число разгонных блоков (ступеней) .ТКС с учетом
принятых выше допущений может быть определено из следующего соотно¬
шения :
О	(4.Ю)
$	- Г Vz V
или из уравнения	Ут £хр ( /у J
£* рр (" %) ~
которое может быть,, например, решено графически [ 9 J.
4.3. Основные массовые, объемные и энергетические
характеристики ТКС
В результате выбора проектных параметров ТКС можно получить
значения масс разгонных блоков (РБ) и ртупеней, масс компонентов
топлива, суммарных тяг двигателей и т.д.
Полученная информация дозволяет также определись объемы топлив¬
ных баков и приборных отсеков,- а также'размеры ДУ.
масса топлива, заправляемого в баки РБ (	)» склаДы’~
вается из рабочего запаса топлива hi т и некоторого количества
неиспользуемого- запаса топлива (достартовый расход, заливка
двигателей и трубопроводов,, остатки незабора и гарантийный запас
и т.д,), т.е.
^т(34пр] - /Т)р 4-A т ?
где	в первом приближении можно определить, например, с помсщьк
следующей эмпирической зависимости, полученной на основании обработки
и

статистики [ 10J :
I
hiT fot^) +• ^т(ихп) 4	C$°c”9 j: i /»т
гда	[1405-eXp (<>,O?s) £T] , /»r-£{
Рабочий запас топлива может определяться в первом приближено
через характеристическую скорость Ууир (разгона, торможения и
коррекции разгонно-тормозных и корректирующих блоков РБ) при неко¬
торых определенных значениях удельного импульса тяги:
«г=«41- (^?~)
- начальная масса ТКС.
Средний удельный импульс	должен учитывать тягу не
только основных (маршевых ) ДУ	, но и тягу всех управляющих
двигателей J? £ с учетом их-установки ( <Уе' - угол установки)
_ Л *
где )*1 - суммарный расход*топлива.
В этом случае.'минимально потребные объемы бакдв окислителя
и горючего будут
для окислителя (ок) рък '
ч .	Z77 г
для горючего	vSfr) *' '"А"' )
J' г
где	, Мг - массы окислителя и горючего соответственно ;
ft о к	* ftг	~ Удельные плотности компонентов (окислителя
и горючего).
и

73
При ЭТОМ	~	>
i + К*
£ + <*• vm
к	^СК
где куп - -—' - соотношения компонентов топлива. Полный объем
*И Г	, г
топливного бака определяется объемом v<s , объемами газовой
’’подушки” ( ДУгл ) г арматуры (△Убрм ), устанавливаемых в баке
топливных магистралей., проходящих через бак ( ДУф,агии объе¬
мом /\Vr , связанным с "усадкой” бака ttpmqs при заправке его
криогенными"компонентами (кислородом, водородом }.
Все эти дополнительные объемы можно в первом приближении
определить следующим образом £ 10 ] :
ZkVrn + д\Мрм	/
где о/2 = 0,18 +0,22 - коэффициент, учитыв ающий относительный
объем, занимаемый в баке арматурой и газовой подушкой (наддувом),
о/ т - температурный коэффициент расширения, материала бака ;
71	, Т - температуры начальная (бака) и заправляемого ком-
О	।	.
понента (для кислород^ 90°К , для 'водорода ~ 2О°К ).
Таким образом
Vs Со.) = vX)	дХ
Vyfr; = уГс>) Г 1 + J
Объем приборного отоека Vno определяется с использованием ста¬
тистических данных по массе оборудования ГП (система уп¬
равления и ориентации, средства связи, источники питания и т.д,)
и средней плотности приборного отсека J°no
■чт — ГЛ п и
’По л
J по

т* Р К
Если известны тяга маршевых двигателей, отношение ~ —-	,
/°а
показатель иээнтропы т , то площадь критического сечения соп¬
ла	р
" р Y	*
' ' Гк ? Т
ИЛИ	S ,Кр ~	—-У	2
Z -А iy ' П/ /	. k - JL ) Г ~А-у’
гда к п -2	' /^t_K;
к-1 (	)	/ К2 - 1
^■2 " 4J
А
~ ТТ 7
Л х
г IV
( Я к -	~ отношение давления в камере сгорания к давле-
Г <я	‘
нию газов на срезе’сопла двигателя). 'Площадь выходного сечения соп¬
ла двигателя может быть, определена из соотношения
Тогда диаметр выходного сечения сопла
J	_____

J r-il\
Ja Sur Л (К* <) J v г/л- Z
Значения рh (давление на срезе Сопла)г для первой ступени -
( 0,45 + 0,70) Ю5 Пё , для второй ступени'(0,10+0,40) 10$ Па ;
для третьей ступени - [0,05 + 0,15) 10$ Па.
Диаметр камеры сгорания..

•, *	»	;
где L = —-—0,1	- расходонапряженность выраженная
<J	/кр	’
в кр/с смр.
Длина камеры сгорания’
= (1,0	2,'О )
В свою очередь, длину сопла двигателя и с в первом прибли-
жении можно определить из зависимости
х_р 4^ а — 0
~ \ ~ /
<
где ol - угол полураствора сопла.
Длина двигателя

7С
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
I.	АЕдуевскйй ;В.С., Успенский Г.Р. Космическая индустрия. М.:
Машиностроение-, 1989. 568 с.
2.	Алифанов О.М., Панкратов Б.М., Хохулин В.С. Летательные аппа¬
раты / Под. ред. Б.М.Панкратоваi М.: Изд. МАИ, Минвуз ССО-
1986. 264 с. -
3.	Аппазов Р.Ф., Лавров С.С., Мишин В. II. .Баллистика управляемых
ракет дальнего действия. М.: Наука, 1956, 305 с.
4.	В.И.Гущин, БтМ. Панкратов, А.Д.Родионов. Основы устройства
и-конструирования космических аппаратов. М.: Машиностроение,
1992, 256 с.
5.	Захаров Ю.А. Проектирование межорбитальных космических аппа¬
ратов. М.;Машиностроение, 1984. 176. с .
6.	Космонавтика: Энциклопедия / Рёдкол..-: В.П.Глушко (гл.ред)' и
др. М.: Сов.энциклопедия. 1985, 528 с.
7.	Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные
системы) / Под.рёд* В.П.Мишина'- М,,: Машиностроение, 1985. 360с.
8.	Митин В.П, Почему мы Не слетали на Луну ? М.: Изд. ’’Знание”,
1990, 64 с.
9.	Панкратов Б".М. Основы теплового проектирования транспортных
космичё.ских систем. М.:_ Машиностроение, 1989, 304 с.
10.	Панкратов Б.М‘. Спускаемые аппараты. М.: Машиностроение,
1985. 232 с.
II.	Ракеты-носители / Под ред. С.0.Осипова. М.: Воениздат, 1981.
316 с.
12.	Теория и расчет энергосиловых установок космических летательны!
аппаратов/Л.А.Квасников» Л.А.Латышев, Д.Д.Севрук и др. М.:
Машиностроение, 1984, 322 с.

т!
ОГЛАВЛЕНИЕ
стр .
Глава I. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ТКС В КОСМИЧЕСКОМ
•	4»
4/
ПРОСТРАНСТВЕ . . 	  '
. - ■ >
1.1.	Общая постановка задачи. ...............

1.2.	Глубокий вакуум, тепловое воздействие, невесо-
■б
мость.. .

”7
1.3.	Микрометеоритное воздействие			 ......	. f
9
1.4.	Радиационная опасность		.

1.5.	Солнечные космические излучения (СКИ)..

1.6.	Силы, действующие на космическом участке полета
КА	'■
7 3
1.7. Модели атмосферы планет	.	.
Глава II. КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ АППАРАТОВ	.. -
2.1.	назначение и основные типы КА				 .. . Л &
2.2.	Двигательные и энергетические установки аппаратов.
2.3.	Определение характеристик движения КА при старте
с орбиты и нагрузки, действующие на аппарат в поле-
57
те	    7	'
2.4.	Основные факторы, определяющие требования к конст-
<9
руктивно-компоновочным схемам КА.

Глава III. СОСТАВ ВОРТОВОГО КОМПЛЕКСА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
43
РАЗЛИЧНОГО ЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНИЯ	.	. . ,

3.I.	Основные требования к выбору состава бортового ком-
■ м	43
плекса ка

'	47
3.2.	исследование модульного принципа компоновки..

з.з.	Компоновка отсеков и агрегатов КА			-
3.4.	Общие вопросы .компоновки и конструирования орби- f
тальных станций и пилотируемых КА

3.5.	Сборка орбитальных станций и других космических
объектов на орбите

и
Глава IV. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
КА. ТК^г. . 		   €?
4.1.	Состав и назначение ракетных блоков и их основные
параметры

4.2.	Определений параметров КА для межорбитальных пере-
6?
летов	      .
4.3.	Основные массовые, объемные и энергетические харак¬
теристики аппаратов.. [!/. Sv		 			  ? I
Список литературы.

Подрисуночные, подписи
Рис. I.I. Схема расположения.-радиационных поясов Земли:
I - внутренний радиационной пояс; 2 - внешний пояс ;
- радиус Земли.
Рис. 2.1. Схема . полярных координа т.
Рис. 2.2. Зависимость основных параметров КА на' активном участке
полета и спуска.в атмосфере Земли:
а)	V ;	Дия штатной и аварийной
ситуаций выведений КА на орбиту {•/ = 300 км ; у = 7,6 км/с;
б)	Р = /О - ДДЯ входа СА в атмосферу. Земли с различными
скоростями и качеством:
I - вход СА с “*Л/ = Цкм/о-г- ₽'5° » (Z = 0 ;
Т = 3000 * 4000°С ;.
2 -• вход СА с V = 8 км/с; ~ ot = 2°,-2500+3500°С,
И==о.;
3 - вход СА с V/ - 8 км/с» ^=2°, Т> 2000+3000°С,
)<; = '0,2 (скользящий вход).
Рис. 2.3. Конструктивно-компоновочные схемы КА:
а - одноблочная схема-; I отсек корректирующей ДУ ;
2 - двигатели системы ориентации ; 3 - отсек экипажа ;
4 - панели солнечных батарей ; 5 - приборный отсек ;
6 - баллоны с’гаАом ;
б - многоблочная схема:"! - Полезный груз, 2 - манипулятор ;
3 - отсек вкипажа , 4 - подвесной бак и ДУ; 5 - ДУ РБ ;
6 - панель солнечной батареи; 7 - РБ ;
в - многоблочная схема q несущей фермой (КА "Сервейор”)
I - несущая ферменная конструкция; 2 - блоки оборудования,
аккумуляторы, установленные на ферме; 3 - посадочные устройства;
4 - панели солнечных батарей ;
' У

г - многоблочная схема орбитальной станции: I - -основной блок
(модуль) станции ; 2 -"ДУ системы ориентации ; 3 - панели
солнечных батарей'-’; 4 - целевые- (стыковочные), модули.
-Рис. 3.1. Схема-компоновки- автоматического КА.
i	- вентилятор СОТР; 2 - теплообменник ; 3 - радиатор-излучатель;
4 - панели солнечных батарей; 5 аппаратура; 6 - щироконаправ-
ленные антенны( расположены на концах солнечных батарей) ;
7 - складывающаяся параболическая/антонна (-здесь их две);
В-*- датчик системы ориентации; 9 ~ двигатели системы ориента¬
ции.
Рис. 3.2. Модульйая (многоблочная) бхема. компоновки научной орбиталь¬
ной станции:
I - исследовательский модуль ; 2 энергетический нодуль ;
3	- целевые модули ; 4 - солнечные батареи ;. 5 - антеНна.
Рис. 3.3. Схема стыковки (сборки) блоков орбитальной станции.
I - базовый блок; 2 - стыкуемый блок ; 3 - узла стыковки ;
4	- двигатели управления и коррекции блоков по углам ,
ь и £ (расстояния между стыкуемыми'блоками)..
OcHoLh6tC Jjnanfa
- -П -	?	_
-ум.а'ц.и^
Qj -	на лммию сбхи>иСи^у ТЪ ~ fj/iunce-
Кы и cSojoku	Г
Ъ)