/
Текст
КОНСТРУКЦИЯ
И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
КОСМИЧЕСКИХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ
I________I ДЛЯ ТЕХНИКУМОВ
КОНСТРУКЦИЯ
И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
КОСМИЧЕСКИХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ
Допущено
Министерством высшего и среднего
специального образования СССР
в качестве учебника для
специальных учебных заведений
по машиностроительным специальностям
МОСКВА
«МАШИНОСТРОЕНИЕ’
1986
ББК 39.62
К65
УДК 629.78 (075)
Рецензенты В.К. Карраск, Ю.А. Петров
К65 Конструкция и проектирование космических лета-
тельных аппаратов. Учебник для средних специальных
учебных заведений /Н.И. Паничкин, Ю.В. Слепушкин,
В.П. Шинкин, Н.А. Яцынин. - М.: Машиностроение,
1986.- 344 с., ил.
В пер.: 1 р. 10 к.
3607000000-149
К --03Й01>86- 149-86
ББК39.62
Учебник
Николай Иванович ПАНИЧКИН
Юрий Валентинович СЛЕПУШКИН
Вячеслав Павлович ШИНКИН
Николай Александрович ЯЦЫНИН
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Редактор Е.В. Софронов
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор Е.Е. Бородкина
Корректор Г.Л. Сафонова
ИБ № 3750
Сдано в набор 28.11.85.
Формат 60X90 1/16.
Гарнитура Пресс Роман.
Усл.печл. 21,5.
Тираж 2730 экз.
Т-21662.
Подписано в печать 13.11.86.
Бумага офсетная № 2.
Печать офсетная.
Усл.кр.-отт. 21,5. Уч.-издл. 24,24.
Заказ 741. Цена 1 р. 10 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство ’’Машиностроение”,
107076, Москва, Стромынский пер., 4
Отпечатано в Московской типографии № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфии
и книжной торговли 101898, Москва, Хохловский пер., 7, с оригинал-макета,
изготовленною в издательстве ”Машиностроение” на наборно-пишущих машинах
©Издательство ’’Машиностроение”, 1986.
Предисловие
Книга состоит из четырех частей. В первой части рассматриваются за-
дачи, решаемые КА и ракетно-космическим комплексом, даются све-
дения об основах теории реактивного движения и механики космичес-
кого полета.
Вторая часть посвящена вопросам проектирования ракетно-косми-
ческих комплексов, а также выбору конструктивно-компоновочных
схем (ККС) РКН, топлива и типа двигательной установки (ДУ).
Третья часть знакомит учащихся с расчетами на прочность различ-
ных элементов РКН и КА.
В заключительной части книги рассматриваются общие вопросы
конструкторских разработок, дается методика конструирования кор-
пуса и герметических отсеков КА.
Иллюстративный материал и конкретные цифровые данные, при-
веденные в книге, заимствованы авторами из отечественной и зарубеж-
ной литературы.
Введение, гл. 1, 2, 4, 5, 7, 15, 25 написаны канд. техн, наук Н.И. Па-
ничкиным, им же подготовлены материалы приложения. Гл. 3, 10—14
написаны Ю.В. Слепушкиным; 16—21 - Н.А. Яцыниным; 6, 8, 9, 22 -
24 - канд. техн. наук. В.П. Шинкиным.
Авторы признательны рецензентам В.К. Карраску и Ю.А. Петрову
за все высказанные замечания и пожелания, способствовавшие более
качественной подготовке учебника.
Все замечания по содержанию книги авторы примут с благодарностью,
их следует направлять по адресу: 107076, Москва: Стромынский пер.,
ц. 4, издательство ’’Машиностроение”.
з
Введение
Выдающиеся достижения космонавтики — новой отрасли челове-
ческой деятельности — стали возможны благодаря развитию ракетно-
космической техники (РКТ). На основе использования реактивного
принципа движения достигнуты космические скорости и созданы сред-
ства доставки грузов в космос.
История развития ракет началась в глубокой древности, порохо-
вые ракеты применялись в Китае в X — XII вв. н.э., народы Индии при-
меняли их в войне с английскими колонизаторами [16]. Среди первых
создателей боевых русских, ракет был генерал АД. Засядко (1779—
1837). Ракеты его конструкции были приняты на вооружение русской
армии.
В 40-х годах прошлого столетия начал свою деятельность русский
ученый, генерал К.И. Константинов (1818—1871), который заложил
научные основы расчета и проектирования боевых пороховых ракет.
Благодаря его трудам дальность стрельбы ракетами была доведена до
4—5 км. Развитие нарезной артиллерии на какое-то время вытеснило
пороховые ракеты. Как оружие они появились вновь накануне второй
мировой войны (реактивные снаряды РС-82 на истребителях И-16 бы-
ли применены в бою с японскими самолетами на реке Халхин-Гол 20
августа 1939 г.; первые семь ракетных установок БМ-13 (’’Катюйга”)
дали первый залп по скоплению фашистских эшелонов на железнодо-
рожном узле Орша 14 июля 1941 г.
На возможность использования пороховой ракеты как летатель-
ного аппарата (ЛА) для полета человека впервые указал в 1881 г. рус-
ский революционер-народоволец Н.И. Кибальчич (1853—1881) — заве-
дующий лабораторией взрывчатых веществ исполнительного коми-
тета ’’Народной воли”.
В 1903 г. была опубликована работа К.Э. Циолковского (1857—
—1935) ’’Исследование мировых пространств реактивными прибора-
ми”. В ней излагалась теория ракетно-космического полета, описыва-
лись принципы устройства ракеты и ракетного двигателя на жидком
топливе. В более поздних трудах К.Э. Циолковского подробно излага-
лись планы выхода человека в космос, заселения межпланетных прос-
торов, эксплуатации небесных тел, использования энергии Солнца. В
работе ’’Космические ракетные поезда” (1929) Циолковский предла-
гал составлять поезда из ракет, последовательно работающих и поочеред-
4
но отбрасываемых в полете по мере опорожнения их баков с целью дос-
тижения скоростей, необходимых для космического полета.
Некоторые элементы теории реактивного двигателя применитель-
но к морским судам были разработаны отцом русской авиации Н.Е.
Жуковским (1847-1921), по инициативе которого в 1918 г. был соз-
дан Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ) — центр
авиационной науки, сыгравший огромную роль в деле развития авиа-
ции и подготовки специалистов для авиационной промышленности,
многие из которых затем успешно работали в области ракетной техники/
Крупный ученый И.В. Мещерский (1859—1935) в своей работе ’’Ди-
намика точки переменной массы” (1897) привел уравнение движения
вертикально взлетающей ракеты. Он же разработал общую теорию дви-
жения точки переменной массы. Известный советский аэродинамик
В.П. Ветчинкин (1888—1950), ученик и ближайший соратник Н.Е. Жу-
ковского, разрабатывал проблемы реактивного полета в пределах ат-
мосферы и в межпланетном пространстве, руководил теоретическим
отделом ЦАГИ.
Первой советской научно-исследовательской и опытно-конструк-
торской организацией по разработке ракетных двигателей и ракет ста-
ла Газодинамическая лаборатория (ГДЛ), созданная в 1921 г. в Мос-
кве (а с 1924 г. работавшая в Ленинграде) по инициативе Н.И. Тихоми-
рова (1860—1930), основоположника разработки в СССР ракетных сна-
рядов на бездымном порохе.
Осенью 1931 г. были организованы московская и ленинградская
группы изучения реактивного движения (ГИРД), объединявшие на об-
щественных началах энтузиастов ракетного дела. Первым руководи-
телем МосГИРДа был Ф.А. Цандер. В 1932 г. его сменил на этом пос-
ту С.П. Королев, когда Московский ГИРД стал Центральным.
В области теоретической разработки вопросов межпланетных пу-
тешествий работал и талантливый исследователь Ю.В. Кондратюк (1897—
— 1941), который независимо от К.Э. Циолковского в работах ”Тем,
кто будет читать, чтобы строить” (1919) и ’’Завоевание межпланетных
пространств” (1929) вывел оригинальным методом основные уравне-
ния движения ракеты. Для экономии энергии при полетах к небесным
телам он предложил выводить космический корабль (КК) на орбиты
искусственных спутников с последующим отделением от этого корабля
посадочно-взлетного аппарата.
Ф.А. Цандер (1887—1933) - один из пионеров советской школы
ракетостроения — в 1932 г. выпустил книгу ’’Проблема полета при по-
мощи реактивных аппаратов”, в которой были собраны его исследо-
вания конструкций космических ракет и их полета, внесены предло-
жения по применению в качестве топлива для ракетных двигателей не-
которых металлов и их сплавов. Возглавляемая Ф.А. Цандером 1-я бри-
гада МосГИРДа занималась сразу несколькими разработками, одна из
которых увенчалась созданием первой советской жидкостной ракеты
ГИРД-Х, запущенной 25 ноября 1933 г. под Москвой в Нахабино.
Талантливым ученым в области ракетной техники был М.К. Тихон-
равов (1900—1974). Он руководил одной из бригад МосГИРДа, разрабо-
5
тавшей первую советскую ракету на гибридном топливе, являлся учас-
тником создания первых советских искусственных спутников Земля
(ИСЗ), КК, автоматических межпланетных станций (АМС).
Ю.А. Победоносцев (1907—1973) — руководитель одной из бригад
МосГИРДа, в которой разрабатывались воздушно-реактивные двига-
тели, — внес большой вклад в создание реактивных снарядов для гвар-
дейских минометов ’’Катюша”.
С.П. Королев (1907—1966) — руководитель МосГИРДа, с 1946 г.
- главный конструктор ракетно-космических систем. Под его руко-
водством создана серия баллистических ракет и межконтинентальная
многоступенчатая ракета, в ходе разработки которой (1955—1957) ста-
ла очевидной возможность достижения первой космической скорости
и выведения на орбиту ИСЗ. Имя Сергея Павловича Королева, человека,
воплотившего в жизнь идеи великого русского учрного и мыслителя
К.Э. Циолковского, создателя первых ракет-носителей, космических
кораблей, ИСЗ и АМС, навсегда вписано в историю развития ракетной тех-
ники [62]. ,
М.К. Янгель (1911-1971) — советский конструктор РКТ. Под его
руководством созданы ракеты-носители (PH) ’’Космос” и ’’Интеркоо-
мос”.
В.П. Глушко (1908) — основоположник отечественного жидкост-
ного ракетного двигателестроения, под его руководством созданы мощ-
ные жидкостные двигатели, установленные на первых ступенях и боль-
шинстве вторых ступеней всех отечественных PH. С 1974 г. - генераль-
ный конструктор.
Г.Н. Бабакин (1914-1971) — ученый и конструктор в области кос-
мической техники. Под его руководством создана серия советских АМС
и решены задачи по доставке лунного грунта на Землю, исследованию
Луны с помощью лунохода, исследованию планет Венера и Марс.
Ученые Запада также внесли значительный вклад в развитие РКТ.
Робер Эно-Пельтри (1881—1957), Франция —один из пионеров ави-
ации и космонавтики. Им опубликованы труды по теории реактивного
движения и межпланетной навигации.
Р. Годдард (1882—1945), США — крупный ученый по ракетной тех-
нике. В 1926 г. произвел первый в мире запуск ракеты с ЖРД. Автор
трудов по теории космонавтики, жидкостным ракетам.
Г. Оберт (1894) — один из пионеров ракетной техники. Работал
в странах Западной Европы и США. Автор трудов по теории полета
ракет и ЖРД.
Во время второй мировой войны в Германии была создана баллис-
тическая управляемая ракета Фау-2 с ЖРД — первая жидкостная бал-
листическая ракета, которая выпускалась серийно и имела боевое при-
менение. Конструктор ракеты Вернер фон Браун (1912—1977) с 1945 г.
работал в США. Под его руководством были разработаны PH ’’Са-
турн-5” и КК ’’Аполлон”.
За годы послевоенных десятилетий в СССР выросли новые науч-
но-технические школы и коллективы энтузиастов, успешно развива-
ющие РКТ. Одним из больших достижений нашего времени явилось
6
создание под руководством академика В.Н. Челомея РКН ’’Протон”,
в несколько раз более мощной, чем та, которой был запущен первый ИСЗ.
Начиная с 1965 г. этой РКН было обеспечено выведение на различные
орбиты серии тяжелых КА и орбитальных станций (ОС) массой око-
ло 20 т. При помощи этой же РКН с новыми дополнительными косми-
ческими разгонными блоками (РБ), стартующими с низкой около-
земной орбиты, были выведены на траектории с облетом Луны ряд КА
серии ’’Зонд”, автоматические КА, доставившие на Землю лунный грунт
и обеспечившие исследования Луны при помощи автомата-лунохода;
запущены АМС к Венере и Марсу, совершившие посадку на поверхнос-
ти этих планет, и КА достаточно большой массы на геостанционарные
орбиты (ГСО) [16].
PH ”Сатурн-5”, созданная в США в 1969 г., обеспечила выведение
КК ’’Аполлон” на траекторию полета к Луне, который впервые доста-
вил астронавтов на поверхность Луны и обеспечил благополучное воз-
вращение их на Землю.
Первый ИСЗ, первый полет человека в космос, первый выход в
открытый космос, первые полеты к Луне и другим планетам - все это
приоритетные задачи. На начальном этапе развития РКТ их было много.
После них наступил этап планомерного исследования и использования
космоса. Новые задачи требуют существенного увеличения грузопото-
ка Земля-орбита, разработки долговременных комплексных программ,
снижения стоимости выведения на орбиты КА, увеличения ресурса и
надежности их аппаратуры и систем [33].
Ракетно-космические комплексы (РКК) и их основные элементы
- РКН и КА — исключительно дороги. В них сосредоточены результаты
труда разработчиков, конструкторов, технологов, производственников
и испытателей, многих производственных коллективов, обеспечиваю-
щих ракетную технику необходимыми материалами и оборудованием.
РКТ непрерывно развивается, жизнь ставит все новые сложные,
долгосрочные задачи и даже такие, на решение которых не хватит жиз-
ни одного поколения. Начинать будут одни, а заканчивать другие. Что-
бы многолетние усилия огромных коллективов были успешными, нуж-
ны кадры высокой квалификации, энтузиасты, творческие работники,
высочайшая организация труда и ответственность каждого работника
за свой участок работы и самое главное - мир на планете Земля.
Основные сокращения
АМС — автоматическая межпланетная станция
ГО — головной обтекатель
ДМП — двигатель мягкой посадки
ДУ - двигательная установка
ЖРД — жидкостной ракетный двигатель
ИСЗ — искусственный спутник Земли
КА — космический аппарат
КГЧ — космическая головная часть
КК — космический корабль
ККС — конструктивно-компоновочная схема
ЛА — летательный аппарат
ОГБ - отделяемый головной блок
00 — орбитальный отсек
ОС — орбитальная станция
РБ — разгонный блок
РДТТ — ракетный двигатель твердого топлива
РКК — ракетно-космический комплекс
РКН — ракета космического назначения
РКТ — ракетно-космическая техника
PH — ракета-носитель
СА — спускаемый аппарат
САС — система аварийного спасения
СЖО — система жизнеобеспечения
СК — стартовый комплекс
СМП - система мягкой посадки
СООБ — система одновременного опорожнения баков
СО — система ориентации
СТР — система терморегулирования
СУС — система управления спуском
СУ — система управления
ТДУ - тормозная двигательная установка
ТНА - турбонасосный агрегат
ЯРД — ядерный ракетный двигатель
8
ЧАСТЬ ПЕРВАЯ. ОСНОВЫ КОСМОНАВТИКИ
ГЛАВА 1. ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ КА
Освоение космоса позволяет человечеству решать множество задач,
имеющих непосредственную практическую значимость. Среди них мож-
но выделить проблемы связи, защиты окружающей среды, энергоре-
сурсов и др. [ 33 ] . Защита окружающей среды связана с темпами раз-
вития промышленного производства и накоплением вредных отходов
в атмосфере. Путь решения этой проблемы - вынос таких производств
в космическое пространство. Проблема энергоресурсов Земли вызвана
их ограниченностью. В связи с этим предлагается создание мощных сол-
нечных электростанций в космосе, которые будут снабжать электро-
энергией Землю и будущие космические производства.
1.1. КА НА СЛУЖБЕ НАУКИ
И НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
Спутники серии ’’Космос” [59] . Планомерные запуски начались
с 16 марта 1962 г. Программа научных исследований, проводимых эти-
ми спутниками, включает задачи по изучению: ионосферы для исследо-
вания распространения радиоволн; радиационного пояса Земли с це-
лью оценки радиационной опасности при длительных космических по-
летах; космических лучей; магнитного поля Земли; коротковолно-
вого излучения Солнца; верхних слоев атмосферы.
Чтобы вести разнообразные по характеру и объему исследования,
советские конструкторы создали на базе общих основных элементов
конструкции несколько унифицированных типов спутников ’’Космос”.
Это позволило организовать серийное производство, снизило их стои-
мость и затраты на космические исследования. Орбиты ’’Космосов”
охватывают высоты от 145 км до 60,6 тыс. км.
В дополнение к спутникам серии ’’Космос” программой космичес-
ких исследований были предусмотрены также запуски специализиро-
ванных спутников малых серий: для комплексных исследований ра-
диационных поясов Земли (’’Электрон”); для изучения космических
лучей высоких и сверхвысоких энергий (’’Протон”, 1965 — 1968).
Космические системы связи. Первый ИСЗ связи ’’Молния—I ” был
запущен 23 апреля 1965 г. В настоящее время эксплуатируются два
типа ИСЗ связи на высокоэллиптической орбите (”Молния-1 ”, ”Мол-
ния-3”), два типа ИСЗ связи на стационарной орбите (’’Радуга”, ”Го-
9
ризонт”) и ЙСЗ телевизионного вещания (’’Экран”). Первый ИСЗ ’’Эк-
ран” запущен на стационарную орбиту 26 октября 1976 г.
Спутник с ретрансляционной антенной подобен сверхвысокой те-
лебашне с радиусом действия до 6 тыс. км.
Космические метеорологические системы. Они включают спутники,
наземный комплекс, службу контроля состояния бортовых систем спу-
тника и предназначены для составления прогнозов погоды. Метеоро-
логический спутник состоит из двух герметичных отсеков: приборного и
энергоаппаратурного. В последнем размещаются основные служебные
системы и с ним конструктивно связан механизм электропривода па-
нелей солнечных батарей. Продольная ось спутника постоянно направ-
лена к Земле, а сам он ориентирован по двум другим осям, направлен-
ным вдоль траектории и перпендикулярно к плоскости орбиты, и ста-
билизируется электромаховичной системой. Плоскости панелей сол-
нечных батарей постоянно располагаются перпендикулярно солнечным
лучам. Направление продольной оси спутника контролируется датчи-
ками теплового излучения Земли, а для ориентации солнечных бата-
рей используются специальные фотоэлементы. Система терморегули-
рования (СТР) обеспечивает требуемый режим работы внутри спутника.
Метеорологическая аппаратура спутника состоит в основном из теле-
визионной, инфракрасной и актинометрической (для измерения радиа-
ции, исходящей от Земли) систем [ 23] .
Система из двух спутников, находящихся на круговых околопо-
лярных орбитах высотой около 630 км, плоскости которых пересека-
ются под углом 90 °, дает в течение суток информацию с половины
поверхности Земли. При этом каждый из районов планеты наблюдается
с интервалом 6 ч.
Исследование природных ресурсов и окружающей среды [ 26] .
Существует целый комплекс проблем, связанных с изучением и
защитой окружающей среды. Остановимся только на одной области -
— изучении Мирового океана. Основная проблема океанографии — изу-
чение состояния океана, его течений, колебаний уровня, распределения
температуры в водной сфере, состояния и движения льдов, химичес-
кого состава воды. Другая важная проблема связана с изучением мине-
ральных и энергетических ресурсов и полезных ископаемых океана,
скрытых под его водами. Проведение комплекса океанографических
работ осложняется огромными площадями Мирового океана, значитель-
ным удалением мест исследований от материка, необходимостью про-
ведения систематически повторяющихся наблюдений и необходимостью
иметь средства наблюдений и измерений, работающие независимо от
метеорологической обстановки. Постоянство временных условий наблю-
дения Мирового океана можно обеспечить при использовании солнеч-
носинхронных орбит. На таких орбитах ИСЗ пролетают над одними
и теми же районами всегда в одно и то же местное время, что позволяет
проводить исследования при неизменных условиях освещения поверх-
ности Земли Солнцем. Для обеспечения полного обзора всей поверх-
ности Мирового океана ИСЗ должен выводиться на орбиту с большим
углом наклонения ее к плоскости экватора. Солнечно-синхронные около-
земные орбиты имеют наклонения в диапазоне от 95 до 100° , что поз-
воляет при их использовании исследовать и околополйрные области
Земли. Высоты орбит океанологических ИСЗ лежат в интервале 600 —
- 1000 км (время существования ИСЗ — до одного года и более) *.
1.2. ИССЛЕДОВАНИЕ ЛУНЫ БЕСПИЛОТНЫМИ КА
Автоматические станции ”Луна-1”, ”Луна-2”, ”Луна-3” (все запу-
щены в 1959 г.) позволили установить отсутствие у Луны значитель-
ного магнитного поля и радиационного пояса. Полеты этих станций к
Луне осуществлялись с Земли по схеме с непрерывным набором необ-
ходимой скорости с помощью трехступенчатой РКН (схема прямого
выведения) с последующим пассивным полетом по трассе к Луне [16 ]
Маршруты последующих автоматических станций выполнялись по энер-
гетически более выгодной схеме, чем схема прямого выведения: вы-
ведение космической головной части (КГЧ) тремя РБ на орбиту спут-
ника Земли; старт с промежуточной орбиты в расчетной точке с помощью
четвертого РБ и набор скорости, близкой ко второй космической; кор-
рекция траектории; гашение скорости тормозной двигательной установ-
кой (ДУ) и обеспечение мягкого прилунения.
Стартовавшая 31 января 1966 г. станция ”Луна-9” массой 100 кг
3 февраля впервые осуществила мягкую посадку на поверхность Луны
и передала на Землю фототелевизионные изображения лунной поверх-
ности.
Станция ”Луна-17” 17 ноября 1970 г. впервые доставила на повер-
хность Луны автоматический самоходный аппарат ’’Луноход-1”, массой
756 кг. В тот же день ”Луноход-1”, управляемый по радиолинии с Зем-
ли, сошел по трапам с посадочной ступени станции и начал исследова-
ние Луны на разлитых удалениях от места посадки. ’’Луноход-1” ра-
ботал 322 дня.
Станции ”Луна-16”, ”Луна-20”, *Луна-24” доставили на Землю об-
разцы грунта из различных районов Луны (1970 - 1976). КА ”Зонд-4”
- ”Зонд-8” (1968 — 1970) выводились на орбиты РКН ’’Протон” и имели
целью летно-конструкторскую отработку в автоматическом варианте
корабля для облета Луны, а также проведение научных исследований
и возвращение на Землю со 2-й космической скоростью (11,2 км/с).
Эти КА имели спускаемый аппарат (СА) с теплозащитным покрытием,
приборный отсек с основными бортовыми системами (радиосвязи, теле-
метрии, ориентации и стабилизации, энергопитания, терморегулирования)
и корректирующую ДУ.
Изучение Луны важно для понимания происхождения и строения Зем-
ли, поиска на нашей планете полезных ископаемых. Луна удобна для
проведения уникальных астрофизических исследований. Анализ состава
лунных пород, доставленных на Землю, показал, что они богаты кисло-
* Большаков А~А. Космические методы в океанологии. М.: Знание, 1982, 64 с.
11
родом, кремнием, алюминием, железом, титаном и магнием, что Луна
является, как ранее полагали, остывшим, мертвым телом, а обладает
внутренним теплом, на ней происходят лунотрясения и выделения
вулканических газов, обычно совпадающие с действием приливных сил.
Остаточная вулканическая деятельность наблюдалась в нескольких райо-
нах Луны.
Исследование Луны автоматическими аппаратами является первым
этапом ее изучения. Следующим этапом должны стать пилотируемые
экспедиции, создающие на Луне сначала временные, затем долговре-
менные и, наконец, постоянные лунные базы.
1.3. ИССЛЕДОВАНИЕ ПЛАНЕТ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ
АВТОМАТИЧЕСКИМИ СТАНЦИЯМИ
Рассмотрим полеты автоматических станций к ближайшим плане-
там — Венере и Марсу. Полеты станций с научной аппаратурой к Вене-
ре были начаты 12 февраля 1961 г., когда впервые с борта тяжелого
ИСЗ (масса 6,5 т) стартовала станция ”Венера-1” массой 643,5 кг [16,
59].
Стартовавшая 12 ноября 1965 г. ”Венера-2” массой 963 кг прошла
27 февраля 1966 г. на расстоянии 24 тыс. км от поверхности Венеры,
затем вышла на гелиоцентрическую орбиту (орбита вокруг Солнца).
”Венера-8” после четырехмесячного полета достигла планеты 22
июля 1972 г. С А станции впервые совершил плавное снижение в атмос-
фере на освещенной стороне Венеры и осуществил мягкую посадку на
ее поверхность. При спуске аппарата в атмосфере Венеры и в течение
50 мин его работы на раскаленной поверхности планеты на Землю была
передана научная информация о свойствах атмосферы на дневной сто-
роне Венеры (освещенность, температура, давление) и характере пород
ее поверхностного слоя.
Станция ”Венера-9” массой 4936 кг запущена 8 июня 1975 г. (РКП
’’Протон”). После 136 суток полета станция была выведена на орбиту
вокруг Венеры и стала ее спутником. Отделившийся от станции СА со-
вершил мягкую посадку на поверхность Венеры и передал на Землю
изображение поверхности планеты в месте посадки.
По замерам аппарата ’’Венера-10” (1975), температура на поверх-
ности планеты составляла 460° С, давление 9022 кПа, скорость ветра
0,8 — 1,3 м/с. Плотность породы в месте посадки 2,7 - 2,9 г/см- .
С помощью АМС ”Венера-13” и ”Венера-14” проводились изучение
химического состава и физико-механических характеристик пород, сла-
гающих поверхность планеты, измерения физико-химических процес-
сов, протекающих в атмосфере; были получены панорамные изобра-
жения поверхности в месте посадки.
Станции состоят из двух автономных блоков: орбитального и спу-
скаемого аппаратов. Орбитальный аппарат (ОА) обеспечивает доставку
СА к Венере и используется для комг пексного изучения космического
пространства на трассе перелета и ретрансляции научной информации.
За двое суток до подлета к планете СА отделяется от ОА, тормозится
12
в атмосфере и, когда перегрузки при торможении снижаются до двух
единиц, срабатывает парашютная система, обеспечивающая плавный
спуск аппарата в облачном слое планеты.
Станция ”Марс-1” массой 893,5 кг стартовала 1 ноября 1962 г. Стан-
ция ”Марс-2” массой 4650 кг стартовала 19 мая 1971 г. и за 192 дня
достигла планеты. Цель полетов к Марсу: изучение атмосферы, поверх-
ности Марса и околопланетного пространства с помощью фототелеви-
зионной и научной аппаратуры. С А станции ”Марс-6” совершил 12 марта
1974 г. посадку и впервые провел прямые исследования атмосферы
Марса до поверхности планеты. Спуск в очень разреженной атмосфере
Марса принципиально отличается от спусков в районах Венеры и Луны.
Сила притяжения на Марсе в 2,5 раза меньше, чем на Земле. При спуске
на поверхность Марса используется торможение аэродинамическое, пара-
шютное и двигатели мягкой посадки (ДМП).
।
1.4. ИССЛЕДОВАНИЕ И ОСВОЕНИЕ
КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА ПИЛОТИРУЕМЫМИ КА
При проектировании пилотируемых КА необходимо решить комп-
лекс вопросов по обеспечению условий безопасного пребывания эки-
пажа на борту КА, а именно: ограничить величину и время действия
максимальных перегрузок с учетом их направленности; обеспечить ра-
Рис. 1.1. Диаграмма допустимых перегрузок для космонавта
13
диационную и метеорную защиту, условия жизнедеятельности и т.д.
Представление о допустимых перегрузках, их направленности и вре-
мени действия на космонавта в кресле дает диаграмма, представленная
на рис. 1.1. По осям отложены перегрузки в направлениях грудь-спина
и голова — ноги, на кривых диаграммы указано допустимое время дей-
ствия перегрузок (в секундах) с учетом их величины и направленности.
Заштрихована область предельно допустимых значений [ 70] .
В СССР создание КК началось с одноместного КК ’’Восток” (1961),
который имел СА сферической формы, являвшийся одновременно ор-
битальной кабиной космонавта и приборный отсек с бортовой аппара-
турой и тормозной двигательной установкой (ТДУ). Масса КК с пос-
ледним РБ 6,17 т; длина 7,35 м; масса (без последнего РБ) 4,73 т; мас-
са СА 2,4 т, а его максимальный диаметр 2,3 м. Поскольку отсутство-
вала резервная ТДУ орбита полета была выбрана таким образом, что
в случае отказа ТДУ КК входил в плотные слои атмосферы и спускался
на Землю через 10 сут [62].
По конструкции и оборудованию трехместный КК ’’Восход” (1964)
имел отличия от своего предшественника: он был снабжен системой
Рис. 1.2. Космическая головная часть РКН ’’Союз”:
а - КГЧ РКН; б - увод РДТТ САС разделительным РДТТ при штатном полете;
в - разворот створок ГО; Т - ДУ САС; 2 - РДТТ разворота створок обтекателя;
3 - КК ’’Союз”; 4 - плавающие опоры С А (фиксируются в аварийной ситуации);
5 - аварийный стык на ГО; 6 - узлы разворота створок ГО; 7 - РБ ”И”; 8 - разде-
лительный РДТТ; 9 - продольный стык ГО; 10 - решетчатые стабилизаторы САС
(при штатном полете прижаты к обтекателю, раскрываются после аварийного отде-
ления уводимой части КГЧ); 11 - поперечный стык КГЧ с PH; 12 - створка ГО
14
Рис. 1.3. Схема ОС ”Салют-7”:
1 - кронштейн для телекамеры; 2 - крышка люка-лаза; 3 - антенны радиотехнической системы стыковки; 4 - наружные приборы;
5 - пневмощиток шлюзовой камеры; 6 - панели СТР; 7 - скафандры для выхода в космос; 8 - пульт для обеспечения выхода в
космос; 9 - датчик ориентации солнечной батареи; 10 - телевизионная камера; 11 - пульт поста № 1; 12 - ось вращения солнечной
батареи; 13 - механизм поворота солнечной батареи; 14 - велоэргометр; 15 - отсек научной аппаратуры; 16 - прибор для измерения
массы тела космонавта; 17 - антенны телеметрических систем; 18 - спальное место; 19 - запасы продуктов питания; 20 - шлюзовая
камера для удаления отходов; 21 - фильтр; 22 - агрегаты пневмогидравлической системы ДУ; 23 - сопла двигателей системы ориен-
тации и стабилизации; 24 - пассивный стыковочный агрегат станции; 25 - вентилятор; 26 - бак с топливом; 27 - баллоны системы
наддува; 28 - средства личной гигиены; 29 - комплекс рентгеновской аппаратуры; 30 - бегущая дорожка; 31 - фотоаппарат МКФ;
32 - поручень; 33 - оптические ориентаторы; 34 - система обеспечения газового состава; 35 - баллоны со сжатым воздухом; 36 -
~ иллюминатор; 37 - люк для выхода в открытый космос
16
П
ftJ7
42,12
Рис. 1.4. Конструктивно-компоновочная схема КК
’’Союз”:
а - вид сбоку; б - вид спереди; 1 - андрогинно-пери-
ферийный стыковочный механизм; 2 - стыковочная
мишень; 3 - телекамера внешнего обзора; 4 - антен-
ны УКВ-радиостанции; 5 — антенны радиотелевизион-
ной системы; 6 - 00; 7 - СА; 8 - бортовые огни
ориентации; 9 - двигатели причаливания и ориентации;
10 - проблесковые маяки; 11 - датчик солнечной
ориентации; 12 - приборно-агрегатный отсек; 13-дви-
гатели ориентации; 14 - антенны радиотелеметрии; 15 - антенны связи экипажа с Землей; 16 - сближающе-коррекгируюшдй двига-
тель; 17Р- датчик ионной ориентации; 18 - солнечные батареи; 19 - датчик инфракрасной вертикали; 20 - антенны комавдной радио-
линии и траекторных измерений; 21 - визир-ориентатор; 22 - иллюминаторы; 23 - люк для посадки экипажа в корабль; 24 - антенны
УК В-радио станции ’’Апполонна”; I, II, III, IV - плоскости стабилизации
26 29 30
12
18
мягкой посадки (СМП) космонавтов в СА на Землю, имел резервную
твердотопливную ТДУ, новое приборное оборудование.
Программа полетов пилотируемых КК ’’Союз” (осуществляется с
1967 г.) предусматривает широкие научные и технические исследова-
ния в околоземном космическом пространстве при автономных поле-
тах КК и на ОС в совместных полетах с КК.
Расположение КК ’’Союз” в составе КГЧ показано на рис. 1.2. ’
Первая советская долговременная ОС ”Салют-1” запущена 19 апре-
ля 1971 г. Рассмотрим ОС "Салют-7” (рис. 1.3), запущенную 19 апреля
1982 г. Это многопрофильная орбитальная лаборатория, предназначен-
ная для астрофизических, геофизических, медико-биологических, тех-
нологических и других исследований и экспериментов в условиях дли-
тельного (несколько месяцев) высококомфортного пилотируемого
космического полета. На станции размещено около 1500 приборов и
агрегатов. Длина станции около 15 м; максимальный диаметр герме-
тичных отсеков 4,15 м; размах солнечных батарей — около 17 м. Сол-
нечная батарея состоит из трех панелей общей площадью около 60 м3,
ориентирующихся на Солнце независимо от положения станции с по-
мощью автономного и автоматического приводов. Стыковочные узлы
станции способны принимать тяжелые транспортные корабли [1] .
КК ’Союз” массой 6,5 — 6,8 т, длиной 7,5 м при максимальном диа-
метре 2,72 м состоит из орбитального отсека (00) для проведения науч-
ных исследований и отдыха космонавтов; С А - кабины космонавтов;
приборно-агрегатного отсека с основным оборудованием и сближающе-
. -корректирующей ДУ. 00 и С А сообщаются герметичным люком. Боль-
шой люк 00 служит для входа-выхода из КК (в том числе и в космосе,
поскольку 00 может выполнять роль шлюзовой камеры). Общий объем
воздуха жилых помещений — 10 м3. Две жизненно важные системы
дублированы: ТДУ* и парашютная система. Конструктивно-компоновоч-
ные схемы КК ’’Союз” и его отсеков (спускаемого аппарата и орбиталь-
ного отсека) показаны на рис. 1.4— 1.6 [30,66].
Рис. 1J. Конструктивно-компоновочная схема С А КК "Союз:
1 - корпус с тепловой запятой; 2 - двигатели управления по рысканию; 3 - дви-
гатели управления по тангажу; 4 - командно-сигнальное устройство; 5 - приборная
доска; 6 - иллюминатор оптического прибора (визир-ориентатор); 7 - ручка
управления КК; 8 - шарнир кресла; 9 - отрывная плата; 10 - сбрасываемый
лобовой теплозащитный экран; 11 - двигатели управления по крену; 12 - порохо-
вые ДМП; 13 - рама с баллоном и арматурой для подачи газа в скафандры; 14 -
кабинная часть оптического прибора (внешняя, сбрасываемая перед спуском часть
не показана); 15 - кресло космонавта; 16 - люк для доступа к бакам с топливом;
17 - контейнеры с пищей, водой и носимым аварийным запасом (НАЗ); 18 -
запасная парашютная система; 19 - ниша для установки баков; 20 - амортизатор
кресла; 21 - основная парашютная система; 22 - приборная рама; 23 - баки с
топливом (условно смещены); 24 - контейнер запасной парашютной системы
(условно смещен); 25 - контейнер основной парашютной системы; 26 - крышка
парашютного контейнера (условно смещена); 27 - узел кремления стренг парашюта
(условно смещен); 28 - донный шпангоут; 29 - иллюминатор; 30 - крышка
люка-лаза со щелевой антенной
19
18
1
Рис. 1.6. Компоновочная схема орбитального отсека КК "Союз”:
а - часть отсека с панелью управления; б - часть отсека с контейнером для скафанд-
ров и спальных мешков; 1 - крышка люка-лаза; 2 - телекамера ’’Аполлона”; 3 -
светильник телекиноосвещения; 4, 9 - телекамеры; 5 - аптечка, шлемофон; 6 -
контейнер для пищи и туб; 7 - контейнер для научной аппаратуры; 8 - инстру-
менты, кабели для связи; 10 - панель управления системами; 11 - ’’сервант”;
12 — откидной столик; 13 — устройство сбора отходов; 14 — посадочный люк; 15 -
Первый испытательный полет КК ’’Аполлон” состоялся 26. V 1966 г.
(PH ”Сатурн-1В”). Его стартовая масса 14,7 т, длина более 13 м, мак-
симальный диаметр 3,9 м; конструктивно состоял из двух основных
отсеков: командного и служебного.
Описанные выше КА и средства их доставки на заданные косми-
ческие орбиты — одноразового применения. Задачи, которые решаются
с помощью таких КА, требуют значительных затрат средств и ресурсов.
С целью их снижения необходимо многократно использовать в первую
20
19
контейнер для отходов; 16 - приемное устройство питьевой воды; 17 - поручень;
18 — стыковочный агрегат; 19 — газоанализатор; 20 — декоративная лбппгокя птсе-
ка; 21 - контейнер для шлангов скафандров; 22 - иллюминатор; 23 - огнетушите-
ли; 24 - контейнер для укладки кинофотоаппаратуры, скафандров и спальных меш-
ков; 25 — крышка ’’пола”; 26 — ’’диван”; 27 — распределительная коробка; 28 —
контейнер для бортдокументации; 29 - рукоятка клапана системы наддува отсе-
ков; 30 - светильник рабочего освещения
очередь наиболее дорогостоящие элементы конструкции РКН и КА:
ЖРД, теплозащитные покрытия (ТЗП), приборы системы управления
(СУ).
Следует заметить, что многоразовые элементы конструкции, как
правило, дороже соответствующих одноразовых элементов, поэтому
экономия в суммарных затратах на выполнение космических программ
может быть достигнута только при определенной степени многоразо-
вое™ этих элементов и при определенной частоте пусков РКН.
21
ГЛАВА 2. РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
РКК - это совокупность PH и КГЧ, составляющих РКН, и космод-
рома — комплекса наземного оборудования, зданий, сооружении и служб,
обеспечивающих предстартовую подготовку и пуск РКН, траекторные
измерения, выдачу команд, прием и обработку телеметрической инфор-
мации [ 31,45 ] .
В общем случае КГЧ состоит из одного (или нескольких) косми-
ческих РБ, КА и головного обтекателя (ГО).
2.1. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ
РН-это, в общем случае, многоступенчатая баллистическая ракета
для выведения в космическое пространство КГЧ с КА. Основные харак-
теристики PH в значительной степени определяются решаемыми зада-
чами и типом КА (пилотируемый или беспилотный). Высокая надеж-
ность PH обеспечивается за счет схемных и конструктивных решений,
резервирования (дублирования и троирования) сложных элементов
и устройств, применения специальных систем технической диагностики
и большого объема наземной экспериментальной отработки [ 53] .
Живучесть PH характеризуется возможностью своевременного пре-
кращения функционирования ее отдельных агрегатов и систем при воз-
никновении аварийных ситуаций как в процессе подготовки к пуску,
так и в полете. Особое место в ряду возможных аварийных отключений
агрегатов и систем PH принадлежит аварийному выключению двигателей.
Требования по безопасности, предъявляемые к пилотируемым РКН,
должны гарантировать способность PH после аварии совершить маневр,
обеспечивающий спасение космонавтов. Среди эксплуатационных тре-
бований особое положение занимают требования к связям PH с комп-
лексом наземного оборудования и к обеспечению работ. Эти требования
определяют общую сложность агрегатов и систем стартовой позиции,
оперативность подготовки РКН к пуску.
2.2. КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
КА — аппараты, предназначенные для полета в космическом прост-
ранстве, например КК, автоматические и пилотируемые станции (ОС,
АМС), искусственные спутники Земли, Луны и других небесных тел
ит.д. [32].
Отличительная особенность большинства КА - способность к дли-
тельному функционированию в условиях космического пространства,
для чего на борту должны поддерживаться определенный тепловой ре-
жим, осуществляться энергопитание бортовой аппаратуры, обеспечи-
ваться радиосвязь с Землей и т.п. Для пилотируемого КА обязательны:
поддержание в герметичной кабине атмосферы, пригодной для дыха-
ния; обеспечение космонавтов пищей и водой; наличие средств, обес-
печивающих безопасность полета и возвращение космонавтов на Землю.
22
КА оборудуются системами ориентации и навигации в космическом
пространстве и ДУ для изменения орбит полета.
В комплекс бортового оборудования КА в общем случае входят
системы: терморегулирования (СТР), энергопитания, радиосвязи и ра-
диотелеметрии, ориентации (СО) и управления движением, приземления,
жизнеобеспечения (СЖО), Эти системы обычно объединяются общей
электрической схемой управления, электропитания и контроля, обес-
печивающей их работу и взаимодействие. Отдельные виды КА могут
не иметь тех или иных систем. Например, на автоматических КА отсут-
ствует СЖО.
В отличие от наземных условий в космическом пространстве между
отдельными телами осуществляется только лучистый теплообмен. В
полете на КА воздействуют внешние тепловые потоки, в первую оче-
редь, излучение Солнца, а вблизи Земли (или других планет) — также
и ее излучение. КА должен излучать в космическое пространство оп-
ределенное количество тепла, зависящее от внешних тепловых потоков,
им поглощаемых, и внутреннего тепловыделения, связанного с работой
бортовой аппаратуры, в частности СЖО. Должен непрерывно поддер-
живаться баланс между поглощением и излучением тепла, в противном
случае средняя температура КА будет изменяться и может выйти за пре-
• делы допустимой.
Для тепловых процессов на борту КА характерно отсутствие кон-
вективного теплообмена в его отсеках в связи с состоянием невесомости
в полете. Задачи СТР: обеспечение теплосъема с источников тепла (от-
дельных приборов); выравнивание температуры газа в отсеках; под-
держание заданных местных тепловых режимов отдельных элементов
конструкции и оборудования. Современные СТР способны поддержи-,
вать заданную температуру, в КА с высокой точностью, несмотря на из-
менчивость внешних тепловых потоков (заход в тень Земли, полет на
различных удалениях от Солнца) и резкие изменения внутреннего тепло-
выделения при включении и выключении бортовой аппаратуры.
Энергопитание бортовой аппаратуры КА в простейшем случае (по-
леты до 1-2 недель) может происходить от аккумуляторных батарей.
Проблема энергопитания КА решается в нескольких направлениях:
создание источников тока со значительно лучшими массовыми по-
казателями (большей энергоемкостью), чем обычные аккумуляторы,
топливных элементов, вырабатывающих электроэнергию в результате
электрохимических процессов между двумя рабочими веществами;
использование солнечного излучения, преобразуемого в электро-
энергию с помощью солнечных батарей. Этот способ наиболее широко
используется;
создание бортовых ядерных энергетических установок (с реакто-
рами или изотопными генераторами).
Основные функции, выполняемые радиосистемами КА: передача
телеметрической и телевизионной информации на Землю, прием радио-
команд с Земли; траекторные измерения; телефонная и телеграфная
связь космонавтов с наземными пунктами.
Многие из современных КА, в первую очередь пилотируемые КА,
23
оборудуются ракетными ДУ, позволяющими корректировать их орбиты
И осуществлять торможение для посадки на Землю или другое небес-
ное тело. В состав бортового оборудования таких аппаратов входят
СО и СУ. СО применяются также на многих КА, не имеющих двигателей,
но требующих определенной ориентации в пространстве для выполнения
целевой задачи, например наблюдения за облачным покровом Земли,
исследования Солнца и др. (об исполнительных органах СО см. гл. 24).
Конструкция КА имеет ряд особенностей, связанных со специфи-
ческими факторами космического пространства, глубоким вакуумом,
наличием метеорных частиц, интенсивной радиацией, невесомостью.
В условиях глубокого вакуума изменяется характер процессов трения,
обычные механизмы неспособны надежно работать в таких условиях.
В связи с этим к различным механическим устройствам, размещаемым на
КА вне герметичных отсеков, предъявляется ряд требований — подбор
специальных материалов, герметизация отдельных узлов и др. Сущест-
венное влияние" на отдельные элементы КА могут оказывать метеорные
частицы. Наиболее мелкие из них постепенно разрушают внешнюю по-
верхность КА. Этот процесс при длительном полете может вызвать из-
менение характеристик иллюминаторов, оптических приборов, поверх-
ностей радиаторов СТР и солнечных батарей и привести к нарушению
теплового режима и энергопитания бортовой аппаратуры. Поэтому по-
верхность ряда элементов КА должна иметь покрытия, максимально
стойкие по отношению к метеорной эрозии. Более крупные метеорные
частицы способны пробивать оболочку КА, нарушая его герметич-
ность. Вероятность такого метеорного пробоя для малых КА или при
сравнительно небольшой длительности полета невелика и не требует
принятия специальных мер. Однако для больших КА, совершающих
длительные полеты, она возрастает настолько, что в их конструкциях
должна предусматриваться специальная противометеорная защита.
Интенсивная радиация (потоки заряженных частиц) в радиацион-
ных поясах Земли и при солнечных вспышках влияет наиболее замет-
но на солнечные батареи, полупроводниковые приборы и детали из ор-
ганических соединений; поэтому в ряде случаев вводятся покрытия
солнечных батарей.
Спуск КА на поверхность Земли и планет — одна из наиболее слож-
ных проблем, связанных с межпланетными полетами. Спуск с аэро-
динамическим торможением является основным при осуществлении
посадки КА на Землю. В настоящее время обычно производится
спуск не всего КА, а лишь СА, в котором размещаются экипаж и
часть бортовых систем. Остальные отсеки КА отделяются от С А в
начале траектории спуска. СА в большинстве случаев одновремен-
но служит гермокабиной, в которой экипаж находится в течение
всего полета. На участке спуска имеет место интенсивный аэроди-
намический нагрев СА, температура его поверхности в отдельных
точках может достигать 6000 °C и более. Поэтому СА снабжается ТЗП
из материалов, обладающих высокой температуростойкостью и малой
теплопроводностью. В конце траектории спуска, на высотах в несколь-
ко километров, скорость движения снижается до 150 - 200 м/с. Даль-
24
нейшее снижение скорости перед приземлением осуществляется обычно
с помощью парашютной или парашютнореактивной системы, в которой
непосредственно у Земли используются ДМП, позволяющие уменьшать
вертикальную скорость СА в момент касания поверхности до 1 — 2 м/с.
От всех КА, и особенно пилотируемых, требуется высокая надеж-
ность работы, которая обеспечивается широким комплексом меропри-
ятий, проводимых на всех этапах создания и подготовки к полету КА.
К таким мероприятиям относятся: повышение надежности отдельных
элементов аппаратуры и оборудования; строгий технологический конт-
роль; большой объем различных видов испытаний. Наряду с этим на
КА для повышения надежности его систем применяются дублирование,
троирование, приборное и функциональное резервирование отдельных
агрегатов и приборов, а также автоматические схемы распознавания
отказов приборов или их элементов и их замены.
Разработка многоразовых КА и КК, обслуживание крторых бу-
дет происходить в космосе, связана с разработкой многоразовой теп-
лозащиты для СА, многоразовых ДУ, с развитием модульных принци-
пов построения КА, созданием более универсальных обслуживающих
систем по отношению к целевым полезным нагрузкам [ 3].
2.3. КОСМОДРОМ
Космодром - это комплекс специально подготовленных земель-
ных участков с сооружениями и оборудованием, обеспечивающим сбор-
ку, подготовку к пуску и пуск РКН, траекторные измерения, выдачу
команд, а также прием и обработку поступающей телеметрической ин-
формации. В состав космодрома также входят земельные или водные
участки для падения отработавших РБ (зоны отчуждения) PH и для
посадки возвращаемых КА [31].
На космодромах проводятся не только подготовка и пуски РКН,
но и экспериментальная отработка отдельных систем, испытания раз-
личных видов оборудования, получение некоторых компонентов топ-
лива, подготовка обслуживающего персонала и научно-технических кад-
ров.
Обычно космодромы предназначены для подготовки и пуска РКН
различных классов, что обуславливается стремлением полнее исполь-
зовать оборудование и сооружения и исключить необходимость вло-
жения средств на дополнительное капитальное строительство.
Задача выбора места расположения космодрома решается комп-
лексно, с учетом возможности создания зон отчуждения в местах пус-
ков РКН, падения отработавших РБ,на участках посадки и возвраще-
ния КА, а также с учетом необходимости размещения наземных стан-
ций или кораблей измерительно-вычислительного комплекса (ИВК)
вдоль трассы полета. При этом учитываются соображения безопасности
на случай возможной аварии РКН при старте или на активном участке
траектории.
Важными факторами являются климатические и метеорологичес-
кие условия в районе расположения космодрома (среднегодовая тем-
25
пература воздуха, влажность, количество безоблачных дней в году и
тд.). Тяжелые климатические условия — большой перепад температур,
высокая влажность, сильные ветры и т.п. — значительно усложняют ра-
боту оборудования космодрома и требуют сложных технических ре-
шений при его создании.
Космодромы обычно имеют в своеЛ составе: технический комплекс
(ТК), стартовый комплекс (СК), измерительно-вычислительный ком-
плекс (ИВК); комплекс посадки и обслуживания^ (КПО); жилой комп-
лекс и вспомогательные службы и системы.
ТК - это комплекс зданий и сооружений с общетехническим и спец-
технологическим оборудованием, а также земельный участок .с подъ-
ездными путями, обеспечивающие прием, хранение, сборку и испыта-
ние PH и КА, заправку КА компонентами топлива и сжатыми газами
и пристыковку их к PH. На ТК имеются монтажно-испытательный кор-
пус (МИК) PH; МИК КА, заправочная станция КА; компрессорная стан-
ция КА; компрессорная станция с ресиверной; зарядно-аккумуляторная
станция, хранилище пороховых зарядов, хранилище PH, хранилище мон-
тажно-стыковочного и подъемно-установочного оборудования, подъезд-
ные пути с разгрузочными площадками и рампами, сооружения со сред-
ствами энергоснабжения, вентиляции, теплоснабжения, водоснабжения,
канализации, системами пожаротушения, связи, административные и
служебные здания.
СК — комплекс сооружений и земельный участок с подъездными
путями, служащий для доставки РКН с технической позиции, установки
на пусковую систему, испытаний, предстартовой подготовки, заправки
компонентами топлива и сжатыми газами, наведения и пуска. В состав
СК входят: стартовое сооружение с пусковой системой; сооружения
с оборудованием для хранения, заправки и слива компонентов топлива;
станция газоснабжения и ресиверная; помещение для нейтрализацион-
ного оборудования (если компоненты топлива токсичны); холодиль-
ный центр; измерительная станция; командный пункт (центр управ-
ления запуском); трансформаторная подстанция и система энергопи-
тания; система молниеотводов; градирни и брызгальные бассейны;
резервуары технической воды для системы пожаротушения; подъезд-
ные железнодорожные пути и дороги с твердым покрытием; админи-
стративные и служебные помещения; ограждения и средства охраны.
ИВК — это комплекс наземных станций и пунктов или специально
оборудованных судов, расположенных вдоль трассы полета РКН и КА,
предназначенный для траекторных измерений, подачи команд, приема
и обработки поступающей телеметрической информации.
2.4. ОСНОВЫ ТЕОРИИ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ
Реактивный принцип движения — это движение под воздействием
силы отдачи, т.е. реакции потока частиц, отбрасываемых от ЛА. В дви-
гателе ЛА происходит преобразование энергии топлива в кинетическую
энергию струи. Например, в пороховой ракете двигателем является полу-
26
замкнутая камера, в которой при горении пороха образуются горячие
газы. Реакция создается непосредственно струей истекающих газов.
Рассмотрим ракету, которая в момент времени t имеет массу т9
абсолютную скорость и летит в безвоздушном пространстве, в ко-
тором отсутствует гравитационное поле.
С борта ракеты за время Дг отбрасывается масса Дт с относитель-
ной скоростью w противоположно направлению V\, тогда абсолютная
скорость массы Дт будет - w, а массы т —Ат будет + Д . По
закону сохранения количества движения
mKi = (т-Д?и) (Кх + ДР\ ) + Ат ( Vx -w). (2.1)
Из формулы (2.1), пренебрегая величинами второго порядка малости,
получим
mAVx = Amw , (2.2)
Если левую и правую части равенства (2.2) поделить на At и перейти
к пределу при At -* 0, то можно записать
т
dVi
dt
dm
—•— w .
dt
(2.3)
Знак в правой части формулы (2.3) появляется из-за того, что по-
ложительному At при выводе соответствует — Ат. Выражение, стоя-
щее в правой части, называют реактивной силой. Формула типа (2.3)
для общего случая движения тела переменной массы впервые была полу-
чена И.В. Мещерским.
Предположим, что масса ракеты т в момент времени t будет
ти = тк + тТ — mTt,
где тк - масса конструкции, которую будем считать неизменной в по-
лете; ?ит - начальная масса топлива; тт — массовый секундный расход
топлива (будем предполагать, что mT = const).
Тогда формулу (2.3) можно записать в виде
т --------- =mTw , (2-4)
dt т
где mTw - реактивная сила.
В ракетном двигателе за w принимается средняя скорость движения
частиц на срезе сопла wa.
Для измерения силы тяги ракетного двигателя закрепим его на стен-
де; причем будем считать, что сам испытательный стенд находится на
высоте h над уровнем моря. Сила реакции тяги ракетного двигателя
на высоте h - Р(й).
27
P(h) складывается из двух слагаемых: реактивной силы и стати-
ческой тяги; причем статическая тяга образуется вследствие разности
давлении на срезе сопла Ра и давления атмосферы Ph на высоте h . Если
площадь выходного сечения сопла ракетного двигателя Sa9 тогда вели-
чина статической тяги будет равна разности двух сил:
SaPa~SaPh> (2.5)
Тяга ракетного двигателя на высоте Л —
P(h) = mTwa + Sa (flz-рл). (2.6)
Из формулы (2.6) имеем соотношения для тяги ракетного двига-
теля на уровне моря Ро и для тяги в пустоте Рп:
P0=mTwa+Se (Az-Po) > '(2-7)
где р0 — давление атмосферы на уровне моря;
Рп = wa + Sapa . (2.8)
Из равенств (2.7) и (2.8) можно получить соотношения между пустот-
ной и земной тягами двигателя:
Рп “ 7О = Ро • (2*9)
Прибавив и отняв в правой части равенства (2.6) слагаемое Sa Ро*
получим
Р(й) =?nTwa+Se (Pa-PQ) +Sap0~Saph =
= Р0+5др0 (1-Ph/Po) •
Воспользовавшись равенством (2.9), получим из выражения (2.10)
формулу для анализа изменения тяги ракетного двигателя с высотой:
Р(Л) =Р0 [ X- (X— 1) —, (2.11)
Ро
где Х = РП/РО .
Формула (2.11) удобна тем, что если X известно (а оно меняется
в пределах 1,1 - 1,25), то используя таблицы характеристик Стандарт*
28
ной атмосферы [68], получим зависимость P(h). Изменение силы тяги
ракетного двигателя по времени полета ракеты зависит от закона из-
менения по времени высоты полета ракеты.
Преобразуем формулу (2.8) для пустотной тяги двигателя:
Рп = ( wa + Sa Ра / ™т) = с,
(2.12)
где с = + Sa ра / - эффективная скорость истечения продуктов
сгорания в пустоте.
Удельным импульсом (или удельной тягой) будем называть отно-
шение силы тяги ракетного двигателя к весовому секундному расходу
топлива [68] :
Руд (А) = ’ (2ЛЗ)
где g0 = 9,81 м/с2 — ускорение силы тяжести у поверхности Земли.
Из формулы .(2.13) с использованием формул (2.7) и (2.8) полу-
чим для:
удельной тяги на уровне моря (земная удельная тяга)
^уд о = --------- +----г------ (Ра ~Ро) ; (2.14)
So Sd^r
удельной пустотной тяги
_ wa + ( Sape /тт) _ с
гУД-п---------------- \ - > V -lV
go *о
к - 1
ЛТК.С [ )~ ];
Рк.с
к — показатель адиабаты; R — газовая постоянная;
Тк с — температура в камере сгорания; ра — давление на срезе сопла;
рк>с - давление в камере сгорания.
С учетом соотношения для wa удельные тяги Руд(й), Рудо » Руд.п
можно рассматривать как функции ра и pKtC при прочих неизменных
параметрах: РуД (ра ,рк.с) >
^уд о ( Ра > Рк. с ) 9 Руд.п ( Ра , Рк.с ) •
Очевидно, что и масса ракетной ДУ дпду может рассматриваться как
функция ра ирк,с .
Из выражения (2.15) получим формулу, связывающую эффектив-
ную скорость истечения в пустоте с и удельную пустотную тягу:
29
С“£о -Руд.п •
(2.16)
Рассмотрим движение ракеты в безвоздушном пространстве при
отсутствии гравитационного поля. Это движение происходит под дей-
ствием только силы тяги ракетного двигателя в пустоте Рп.
Согласно уравнению (2.4), учтя ускорение от статической тяги
( dV2 / dt ) и воспользовавшись принципом независимости действия
сил, получим уравнение движения ракеты
m —— = Pn = mTc . (2.17)
где т = т0 — mtt — текущая масса ракеты; т0 — стартовая масса ра-
кеты; dV j dt — полное ускорение, являющееся суммой двух ускоре-
ний: dV!dt^dVx ldt + dV2 /Л.
При начальном условии t = О, К =? О найдем скорость ракеты в конеч-
ной точке активного участка, т.е. в момент окончания работы двига-
теля Гк , который определяется из соотношения tK = тТ / тТ .
Из уравнения (2.17) после разделения переменных получим
dr- c^d,;--------------- . (2.18)
т 0 — т ТГ
Проинтегрировав уравнение (2.18), получим
V = — с In ( т0 — mTt) + С.
Из начального условия определяем константу С:
С = с1п т0
Скорость ракеты в момент времени t будет
К= —cln( --- ). (2.19)
В момент времени Гк т0 —mTtK= /пк.
Для конечной скорости ракеты
Кк = -с1пдк, (2.20)
где дк = тк / mQ — относительная конечная масса ракеты.
Другая форма записи соотношения для конечной скорости одноступен-
чатой ракеты
Гк = — So Рto Дк = + So ^уд.п to ~ “
I _ „ , 1 " р-21)
“£о ^уд.п to —------- ,
L- 1 - дт
30
где Дт = тт / т0 — относительная масса топлива.
Формулы (2.20) и (2.21) называются формулами К.Э. Циолковского
для конечной скорости одноступенчатой ракеты.
Под ступенями многоступенчатой ракеты будем понимать последо-
вательно движущиеся части этой ракеты, образующиеся после отделе-
ния отработавших частей конструкции, которые не нужны для дальней-
шего полета.
На участке полета Лй ступени ракету можно рассматривать как одно-
ступенчатую ракету, которая характеризуется значениями с/, дк/ и на-
чальной скоростью, т.е. скоростью, которую ракета приобрела до участ-
ка полета Лй ступени:
^К1 = - Q 1пдК1;
^К2 = ^К1 “С2 1ПДк2 »
1-1 “ ci to МкО
(2.22)
VkN = ^кУ-1 ” CN Д KN ,
где VKi — скорость в конце полета Лй ступени (i = 1,2,..., N).
Раскрыв в уравнениях (2.22) более подробно последнее соотно-
шение, получим формулу К.Э. Циолковского для конечной скорости
N-ступенчатой ракеты:
vkN = - In д-К1 - с2 In д К2 - ... - cN In д кдг =
Формулы Циолковского получены для идеальных условий полета
— они дают значения идеальных скоростей.
Для каждой задачи, под которую проектируется ракета, можно за-
ранее с достаточной точностью указать идеальную скорость, которая
должна быть обеспечена надлежащим выбором параметров ракеты. Та-
кая скорость называется характеристической и обозначается через Vx .
Заметим, что точное значение Vx становится известным лишь после
того, как ракета спроектирована.
Среди ракетных двигателей можно выделить два основных типа:
ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и ЖРД.
Основными частями ракеты с РДТТ являются: полезная нагрузка,
мощный корпус с сопловой частью и с расположенным внутри этого
корпуса зарядном твердого топлива. В этих ракетах корпус одновре-
менно является камерой сгорания.
31
Основными частями ракеты с ЖРД являются: полезная нагрузка,
топливные баки для запасов окислителя и горючего; ЖРД, в камере
которого происходит сгорание топлива; элементы конструкции, обес-
печивающие подачу топлива из баков в двигатель; корпус ракеты. Ча-
ще всего топливные баки одновременно являются корпусом ракеты,
но существуют конструкции ракет, в которых баки подвешиваются к
корпусу ракеты.
Применение РДТТ оказывается выгодным там, где требуется от-
носительно малое время работы ракетных двигателей (ускорители пер-
вых ступеней ракет, средства сброса отработавших элементов конструк-
ции, средства аварийного отделения и т.д.). Там, где требуется отно-
сительно большое время работы ракетного двигателя (более 2—3 минут),
более выгодными оказываются ЖРД.
Выгодность здесь понимается прежде всего с точки зрения массо-
вых характеристик. Но иногда, несмотря на худшие массовые харак-
теристики, отдается/предпочтение РДТТ из-за более высокой надежнос-
ти (по сравнению с ЖРД) и удобства эксплуатации (например, балли-
стические ракеты, межорбитальные буксиры и т.д.).
ГЛАВА 3. ОСНОВЫ МЕХАНИКИ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
3.1. ДВИЖЕНИЕ КА В ЦЕНТРАЛЬНОМ ПОЛЕ ТЯГОТЕНИЯ
Траектория движения КА и РКН включает в себя активные и пас-
сивные участки. На активном участке траектории действует тяга ракет-
ного двигателя, на пассивном — реактивный двигатель выключен и дви-
жение КА происходит по инерции под действием сил гравитационного
притяжения небесных тел (Солнца, Земли, Луны и других планет). Если
пассивный участок полета проходит в плотных слоях атмосферы, то
необходимо учитывать и действие аэродинамических сил. При полете
в космическом пространстве на КА одновременно действуют гравита-
ционные поля тяготения Солнца и планет Солнечной системы; при этом
планеты движутся вокруг Солнца по замкнутым орбитам и их взаимное
положение непрерывно изменяется.
Рассмотрение движение КА под действием притяжения нескольких
небесных тел очень сложная и трудоемкая задача. Однако эту задачу
можно упростить, если учесть, что при движении вблизи какой-либо
планеты сила ее притяжения будет определяющей, а силами притяжения
Солнца и других планет можно пренебречь. При движении же вдали от
планет сила гравитационного притяжения Солнца будет основной.
Если КА представить как материальную точку, то при его движении
вблизи планеты справедлив закон всемирного тяготения Ньютона, а
планету можно рассматривать как сферу с равномерно распределенной
массой. Такое небесное тело имеет центральное поле тяготения, в ко-
тором сила притяжения направлена к центру.
Рассмотрим движение КА вне атмосферы на пассивном участке тра-
ектории, в центральном поле тяготения Земли. В ~том случае на КА
32
будет действовать только одна сила притяжения, направленная к центру
Земли, - центральная сила тяготения, которая согласно закону всемир-
ного тяготения Ньютона будет
=t , (31)
Г г
гпетъ — масса Земли; ^ка — масса КА; г — расстояние от центра Зем-
ли до КА; FT - сила тяготения (гравитационного притяжения); f =
= 6,672X10*1 м3/(кгхс2) — постоянная тяготения (гравитационная
постоянная); k=frn6=gr2=goRl — гравитационный параметр Земли;
g=klr2 — ускорение силы тяготения на расстоянии г от центра Земли;
g0=fc//?2 — ускорение силы тяготения на поверхности Земли; R3 — ра-
диус Земли. Для Земли /и6=5,9742Х1024 кг; Л3=6371,1 км; fc=3,986X
ХЮ14 м3/с2.
Траектория движения КА под действием центральной силы тяготе-
ния является кривой, лежащей в плоскости, которая проходит через
вектор скорости Vи центр планеты (рис. 3.1).
Будем рассматривать движение в полярной системе координат, где
положение КА задается полярными координатами г и т? (о полярной
системе координат см. гл. 10). Запишем уравнение движения КА в век-
торной форме:
"1КА« = (3.2)
где а — вектор полного ускорения КА.
Проектируя это уравнение на радиальное г и поперечное (трансвер-
сальное) т] направления полярной системы координат, получим:
тК^аг =
тКА.ап = °>
где аг — радиальное ускорение; — поперечное (трансверсальное) ус-
корение.
Из механики известно, что [ 68]
аг = г — г гр ; (3-4)
an=rtf + 2п? = —у------(г2т?) , (3-5)
где r=d2rldt2 — ускорение, с которым изменяется длина радиуса-век-
тора г; Ti=drildt — угловая скорость поворота радиуса-вектора г; г =
= drfdt — скорость изменения длины радиуса-вектора; ri=d2ri[dt2 —
угловое ускорение поворота радиуса-вектора.
Подставив уравнения (3.4) и (3.5) в уравнения (3.3), получим:
г ( )2 _______
df2 dt mKA (3.6)
33
Рис. 3.1. Движение КА в центральном поле тяго-
тения
Интегрирование системы (3.6) приво-
дит к уравнению траектории свободного
полета г = f (1?) в виде уравнения коничес-
кого сечения в полярных координатах
г и т? (первый закон Кеплера):
Г= —-Z----------- , (3.7)
1 + ecosrjn
где р — фокальный параметр; е — эксцент-
риситет конического сечения; т?п - угол,
отсчитываемый от точки перицентра П на
фокальной оси до радиуса-вектора г (истин-
ная аномалия). Перицентр — ближайшая к притягивающему центру точка
орбиты.
Величины р и е являются константами траектории, значения кото-
рых зависят от параметров движения (Кк, &к,гн ) в конечной точке Л*
активного участка полета:
Р = гк^к cos 2 = г» cos2 & ;
е = >/1 “ (2-^к) рк cos = >/1—(2—р) v cos
’’к^к^к/ к .v^rVt/K ,
(3.8)
(3.9)
(зло)
где рк — безразмерная скорость; к=^г2=^0Л2 - гравитационный пара-
метр планеты; гк — радиус-вектор (расстояние от центра планеты до
КА).
Форма траектории полета характеризуется величиной эксцентри-
ситета. Из анализа уравнений (3.7), (3.8), (3.9) и (3.10) выясняется
возможность существования четырех видов траектории свободного
полета в центральном поле тяготения (рис. 3.2).
1. Круговая траектория: для нее е=0. Из формулы (3.9) видно, что
такая траектория возможна при ^^=1 и т.е. вектор скорости
Кк КА в начальной точке пассивного участка должен быть направлен
по касательной к линии местного горизонта. Величину начальной скорос-
ти, необходимой для движения по круговой траектории, найдем из пер-
вой формулы (3.10)
Ук=у/рк (3.11)
гк
Для круговой орбиты рк=1, поэтому круговая скорость, исходя из
уравнения (3.11),
34
Рис. 3.2. Формы траекторий
свободного полета при Фк =
= 0 и различных начальных
скоростях Кк:
1 - круговая траектория
Кк = ГКр; 2, 3, 4 - эллип-
тические траектории VK <
< ^пар» 5 - параболичес-
кая траектория Кк = К^р;
6 - гиперболическая траек-
тория VK > Fnap
^кр ~ у/—~ —
гк
(3.12)
где rK=R + Лкр; R — радиус планеты; Лкр — высота круговой орбиты.
Круговая скорость у поверхности планеты называется первой кос-
мической. Для Земли к-fin =3,986X10*4 м3 /с2, тогда при запуске с
поверхности при гк=г=Я3=6371Х103 м и #к=0
Икр = У 3’986Х1°ГГ = 7910 м/с = 7,91 км/с.
кр 6371Х103
Круговая орбита (при ЛКр=О) невыполнима из-за наличия аэроди-
намического торможения при полете в земной атмосфере. Для орбиты
на высоте Лкр=200 км Икр=7789 м/с. Траектория такой орбиты ле-
жит вне атмосферы и сама орбита может существовать длительное вре?
мя. При ЛКр=500 км Ккр=7620 м/с; при Лкр=1000 км Икр=7380 м/с.
2. Параболическая траектория: для нее е = 1. Из анализа формулы
(3.9) делаем вывод, что такая траектория возможна при рк = 2. Пер-
вая формула (3.10) примет вид
2 = 'кКк------- , (3.13)
К
Из формулы (3.13) можно определить величину начальной скорости,
необходимой для движения по параболической траектории:
Гпар=\/2 , (3.14)
гк
ИЛИ
^пар = >/2#гк ,
Сравнивая формулы (3.12) и (3.14), получим
Ипар=\^7^ = 1,414 Гкр. (3.15)
35
Параболическая скорость Кпар называется также скоростью осво-
бождения или скоростью убегания из поля тяжести планеты. Вычислим
значение скорости убегания с поверхности Земли при rK=R 3:
1-пар = ^2g0R3 = V 2X9,81 Х6371Х103'= 11180 м/с.
Это значение скорости убегания называется второй космической ско-
ростью. На высоте h = 200 км для Земли Кпар = 11 015 м/с. Получив в
начальной точке пассивного участка траектории скорость, равную ско-
рости убегания Кпар , КА движется по параболической траектории и
удаляется от центра притяжения планеты. В дальнейшем, выйдя из сфе-
ры притяжения планеты, КА переходит на эллиптическую траекторию
движения относительно Солнца, так как в этом случае сила гравитации
Солнца будет основной.
3. Эллиптическая траектория: для нее (Ке <1. Анализируя формулы
(3.9), делаем вывод, что такая траектория возможна, если 0<рк<2. При
этом, если Кк<Кпар, то при любом начальном угле наклона траектории
дк траектория будет иметь форму эллипса, а при VK = Ккр и = 0 -
форму окружности. При V < Ккр эллиптические траектории могут пере-
секаться с поверхностью Земли. Такие траектории называются баллис-
тическими.
4. Гиперболическая траектория; для нее е>1, следовательно, рк>2.
Скорость в начальной точке гиперболической траектории должна быть
больше параболической КкЖпар. Возможные виды траекторий при
различных значениях начальной скорости полета Кк и при угле бросания
= 0 показаны на рис. 3.2
3.2. ОРБИТАЛЬНОЕ ДВИЖЕНИЕ КА
Пассивное движение КА в центральном поле тяготения называется
невозмущенным или кемеровским движением. Иоганн Кеплер (1571—
1630) первый открыл законы движения планет вокруг Солнца, кото-
рые были им получены эмпирически на основе астрономических наб-
людений Тихо Браге. Открытый Исааком Ньютоном (1643—1727) закон
всемирного тяготения позволил строго доказать, что движение планет
подчиняется силам взаимного притяжения Солнца и планет. Невозму-
щенное (кеплеровское) движение КА происходит под действием как
бы одного притягивающего небесного тела (Солнца или планеты). При-
чем КА не оказывает влияния на движение планеты, так как масса КА
очень мала.
Первый закон Кеплера. Невозмущенная траектория материальной
точки,< движущейся в центральном поле тяготения, является плоской
кривоц конического сечения, в одном из фокусов которой находится
притягивающий центр. Для описания этого движения в полярной сис-
теме координат достаточно знать координаты г и т? и составляющие ско-
рости Vr и V^. Их можно получить при интегрировании дифференциаль-
ных уравнений (3.6). Если известны паоаметоы в конечной точке ак-
тивного участка К (rK, i?K, #к, Кк), то можно определить форму и раз-
меры орбиты.
36
Невозмущенное кеплеровское движение КА в пространстве харак-
теризуется шестью параметрами, которые называются элементами ор-
биты (рис. 3.3 - 3.4) :
а, е, z, П, со, т,
где а — большая полуось орбиты; е — эксцентриситет; i — наклонение;
П - долгота восходящего узла; со — угловое расстояние от восходя-
щего узла до перицентра; т — время прохождения КА через перицентр.
Элементы орбиты определяют: а, е — размеры и форму орбиты;' z, П —
положение плоскости орбиты в пространстве; со — положение орбиты
в ее плоскости; т — положение КА на орбите.
Рассмотрим элементы эллиптической орбиты. Эллипс имеет два
фокуса 0о и 01. Линия, проходящая через фокусы, называется фокаль-
ной осью. Точки пересечения фокальной оси с эллиптической орбитой
называют: перицентром П — наименее удаленная точка от притягиваю-
щего центра 0о ; апоцентром А — наиболее удаленная точка от притя-
гивающего центра 0о. Если в притягивающем центре находится Земля,
то точка П называется перигеем, а точка А — апогеем. Если притягиваю-
щим центром является Солнце, то эти точки называются перигелием и
афелием соответственно.
При исследовании орбитального движения в пространстве будем
пользоваться орбитальной системой координат с инерциальной плането-
центрической (для Земли — геоцентрической) системой координат
^о-^и^и^и (см. рис. 3.4).
Рис. 3.3. Элементы эллиптической орбиты в плоскости траектории:
а, в - большая и малая полуоси; с - расстояние от центра эллипса до фокуса; р -
фокальный параметр; #п ~ истинная аномалия; А, П - апоцентр и перицентр соот-
ветственно
Рис. 3.4. Элементы орбиты в пространстве:
Я - долгота восходящего узла; i - наклонение орбиты; cj - аргумент перигея; ~
истинна^ аномалия КА; П - перигей орбиты
37
Орбитальная система координат 0QX WY^ZW. Центр 0о располага-
ется в центре планеты (Земли). Ось 0oY„ направлена в точку пери-
центра П орбиты, ось 0оХ^ — располагается в плоскости орбиты и нап-
равлена так же, как вектор скорости в точке Я, ось 0oZ^ дополняет
систему до правой.
Инерциальная планетоцентрическая система координат Оо^И^И
имеет начало отсчета в центре масс планеты (Земли). Ось 0оХи направ-
лена в точку весеннего равнодействия, которая обозначается знаком
созвездия Овен у. Ось 0о^и перпендикулярна оси 0оХи и направлена
по оси вращения планеты (для Земли направлена на Северный полюс),
ось 0оУи дополняет систему до правой; 0оХиХи — плоскость экватора.
Рассмотрим более подробно элементы орбиты в пространстве.
Долгота восходящего узла П — угол в экваториальной плоскости
между направлением на точку весеннего равноденствия у и линией пере-
сечения плоскости орбиты OqX^Yu с плоскостью экватора О0^и^и,
т.е. линией узлов 5 р . Восходящим узлом 5 орбиты является точка,
в которой КА, двигаясь по орбите, переходит плоскость экватора из
южного, полушария в северное. В нисходящем узле р КА пересекает
плоскость экватора, переходя по орбите из северного полушария в юж-
ное.
Наклонение орбиты i — угол между плоскостью орбиты и плос-
костью экватора. Этот угол отсчитывается от плоскости экватора про-
тив хода часовой стрелки, если смотреть со стороны восходящего уз-
ла. Если i = 0, то орбита совпадает с плоскостью экватора и называет-
ся экваториальной. Если i = 90°, то плоскость орбиты проходит через
северный и южный полюса и называются полярной. Если запуск на ор-
биту производится в восточном направлении по ходу вращения Земли,
то орбита называется прямой, если в западном направлении против хода
вращения Земли, то орбита называется обратной.
Угловое расстояние от восходящего узла до перицентра си отсчиты-
вается в плоскости орбиты в направлении движения КА (см. рис. 3.4).
В плоскости орбиты OqX^Y w уравнение орбиты в полярных коор-
динатах гит? может быть записано в виде формулы (3.7). Рассмотрим
основные параметры эллиптической орбиты (е < 1).
Большая полуось а (для геоцентрических орбит):
а =(гЛ + га)12, (3.16)
где га и гП — расстояния от центра Земли до апогея и перигея;
в = Я3 + (Ла + йп)/2, (3.17)
где йа и йп - высоты апогея (йа = га - Л3) и перигея (йп = гп - Яэ).
Эксцентриситет е:
е = V«2 — вг1а = с I а, (3.18)
где в — малая полуось эллипса; с — расстояние от центра эллипса до фо-
куса
38
p = г*~'п = —(3119)
e 2a 2a
Вместо элементов орбиты а и e можно пользоваться радиусами пери-
гея и апогея:
га= а (1 — е)=р/(1+е); (3.20)
rt = a ( 1 +е) = р/(1 — е) , (3.21)
или фокальным параметром орбиты р и эксцентриситетом е:
р = а ( 1 — е2) . (3.22)
Время прохождения КА через перицентр т. Поскольку движение КА
по орбите подчиняется законам Кеплера, то положение КА на орбите,
определяемое углом г?п, и время прохождения этого углового расстоя-
ния определяется уравнением Кеплера [ 61 ] :
.3/2
t-T= —jLz (E-esinE), (3.23)
£* / 1 — i?n
где tg —— = V " tg —-— ; t - полетное время.
Для расчета элементов орбиты а и е в качестве исходных данных
служат параметры конца активного участка. Эти элементы орбиты рас*
считываются по следующим формулам:
”кв»-к^к/*; (3.24)
Р = ГЛ cos I (3.25)
е = V1 - (2 - i>K) cos2 t?K ; (3.26)
rn=Pl (1+е) ; га = Р/ (1-е) ;
а = р/(1-е2). (3.27)
Выведем формулы для определения скорости КА в точке орбиты
с координатами г и т?п. Для этого, преобразуя соотношения (3.27),
(3.25), (3.26), (3.24),получим
откуда находим значение скорости
И2=к(-^-----------1-). (3.28)
Исходя из условия сохранения полной механической энергии, ско-
рость КА в любой точке траектории можно определить из равенства
39
Т+П = const. Потенциальная энергия в центральном поле тяготения
~ ™ «г- ШКА*
Я---------------
Кинетическая энергия КА в любой точке траектории
mV2
Т=-----------.
2
(3.29)
(3.30)
Следовательно, для начальной и любой другой произвольной точки тра-
ектории можно записать:
_ "«КАЛ = мКАГ2 _ мКАк , 31)
2 гк 2 г ’ ‘
или
^к/2-к/гк = ^/2-к/г. (3.32)
Выражение (3.32) называется интегралом энергии и показывает, что
скорость полета по траектории зависит только от расстояния между
КА и притягивающим центром (Земля, Луна, Солнце), т.е.
F2 = F2k-----7— (1----------Г—)- (3-33)
гк г
Второй закон Кеплера. При движении по эллиптической орбите сог-
ласно выражению (3.6)
г2 --— = rV cos # = const. (3.34)
Эта формула называется интегралом площадей и имеет наглядное гео-
метрическое Толкование (рис. 3.5): при движении КА в центральном
поле тяготения по орбите радиус-вектор за равные промежутки времени
ометает равные площади. Это второй закон Кеплера — закон площадей.
Действительно, из рис. 3.5 площадь элементарного треугольника
0Q0(f будет
df = hdS = rcos&dS , (3.35)
но из (3.34), учитывая, что V =
вектором
40
где о = dfldt — векториальная скорость, с которой по времени движе-
ния растет площадь, ометаемая радиусом-вектором.
Рассмотрим скорости движения в перигее и апогее (см. рис. 3.5).
Из уравнения (3.36) следует, что
Кпгп = га = 2 »
т.е. в перигее скорость Кп будет максимальной, а в апогее Ка — мини-
мальной. За время Д? КА в перигее проходит больший путь, чем в апо-
гее, а площади, ометаемые за одинаковые промежутки времени, рав-
ны /п = /а. Согласно выражению (3.28) скорости в перигее и апогее
соответственно будут
у* = к ( 2___________2 .
П v 'п 'п + '-а (3.37)
Г2а = к( --------------Д-)- (3.38)
Г& г nf га
На рис. 3.2 представлены схемы орбит для случая, когда точка конца
активного участка К является начальной точкой движения по орбите,
скорость в этой точке Кк параллельна линии местного горизонта, т.е.
i?K = 0, a cos = 1. Тогда возможны следующие варианты: если Кк =
= Ккр, траектория-окружность (см. рис. 3.2, орбита 1); если Ккр <
< Кк < Кпар , то траектория — эллипс, который не пересекается с Зем-
лей, а точка К является перигеем (см. рис. 3.2, орбита 2); если Кк <
< Ккр , то траектория — эллипс с точкой К в апогее; в этом варианте
уменьшение скорости в точке конца активного участка может привес-
ти к тому, что при гп = R3 орбита коснется Земли; при этом гранич-
ное значение скорости
у = х/ 3 = V х/ 2 & з
Гр ^а(Лз+^а) КР Л3+га
Если Кк < Кгр , то эллипс пересекается с поверхностью Земли;
в этом случае эллипс называется баллистической траекторией (см. рис.
3.2, орбита 4).
Для заданной высоты Лк и скорости выведения Кк любое откло-
нение угла наклона вектора скорости к местному горизонту i?K от ну-
левого значения приводит к снижению перигея орбиты, поэтому выве-
дение КА на низкие орбиты целесообразно осуществлять при = 0.
Третий закон Кеплера. Период вращения КА по орбите Т вокруг
притягивающего центра зависит от формы и параметров орбиты.
При движении по круговой орбите радиуса г
(3.39)
где s = 2тгг — длина орбиты; Ккр = у/к / г — скорость КА при движении
по круговой орбите.
С учетом формулы для Ккр из выражения (3.39) получим
41
г 3/2 .
Г=Гкр =
2я
(3.40)
Для эллиптической орбиты
Г=7’эл =
а312 ,
(3.41)
где к = fin б — гравитационный параметр притягивающего центра; а =
= R +0,5 (йп + йа ) — большая полуось эллипса.
В формулах значения Т, Ткр или Тэл — сидерические периоды об-
ращения КА по орбитам (относительно звезд), равные времени между
двумя последовательными прохождениями КА перицентра орбиты..
Для наблюдателя, вращающегося вместе с притягивающим цент-
ром (например, Землей), период между двумя последовательными про-
хождениями КА через плоскость одного и того же меридиана, будем
называть синодическим периодом обращения Тсин.
Для КА, движущегося по круговой экваториальной орбите, соот-
ношение между Тсин и Т определяется по формуле:
где То = 2л/со3 — период вращения Земли; со3 — угловая скорость вра-
щения Земли; знак минус соответствует движению КА по направлению
вращения Земли, знак плюс — против направления вращения Земли.
Спутник Земли, запущенный в восточном направлении по эквато-
риальной круговой орбите с сидерическим периодом обращения Т =
= То , будет оставаться неподвижным относительно земного наблюда-
теля, т.е. будет как бы висеть над одной точкой земной поверхности.
Воспользовавшись формулой (3.40), найдем радиус орбиты такого
спутника:
к*/з 2/з (3.42)
г-----О А 2 о ♦
Такой спутник называется стационарным, синодический период обра-
щения его равен бесконечности (Гсин = °°). Спутник с периодом об-
ращения Г, кратным периоду обращения Земли То, называется перио-
дическим или синхронным. Такие спутники периодически появляются
над одной и той же местностью в одно и то же время.
Трассы ИСЗ. Проекция орбиты ИСЗ на поверхность вращающейся
Земли называется трассой ИСЗ (КА). При расчете трассы определяют
графические координаты (долготу X и широту <р) для точек на поверх-
ности Земли, из которых в данный момент времени КА виден в зените.
Форма трассы определяется наклонением орбиты i и сидерическим пе-
риодом обращения Т. Для спутников с низкими круговыми орбитами
трассы имеют вид синусоид, которые смещаются к западу относитель-
но проекции предыдущего витка на величину произведения угловой
скорости вращения Земли gj3 на период обращения Т спутника; ы3Т -
величина углового смещения. Для ИСЗ с периодом обращения Т =
42
= 90 мин и i = 65° угловое смещение трассы по долготе составит 22,5°
за каждый оборот КА (рис. 3.6). При больших периодах обращения
(20 ч < Т < 30 ч) движение на части трассы будет отставать от враще-
ния Земли и происходить в западном направлении. Синхронные спут-
ники имеют трассу в виде замкнутой кривой в форме восьмерки. Для
стационарного спутника трасса вырождается в точку на экваторе.
Возмущенное движение КА по орбите. Действительные (реальные)
орбиты КА отличаются от теоретических (невозмущенных) орбит из-
-за действия различных возмущающих факторов, к которым относят-
ся:
дополнительные силы притяжения Земли, обусловленные ее не-
сферичностью и неравномерным распределением массы;
силы притяжения Луны, Солнца и других планет;
аэродинамические и электромагнитные силы;
световое давление.
Вследствие действия возмущений КА фактически движется не по
эллипсу, а по орбитальной траектории, форма, размеры и пространст-
венная ориентация которой непрерывно изменяются. Эффективным
методом учета действующих возмущений является метод оскулирую-
щих элементов. В этом случае движение КА можно рассматривать как
движение по кеплеровской орбите, параметры которой непрерывно
изменяются. Такая орбита называется оскулирующей, а ее элементы
а (г), е(0, i (0, S2 (t), ы (7), т (0 оскулирующими элементами. Ос-
купирующая орбита в данный момент времени соприкасается с истин-
ной орбитой.
Возмущения, вызываемые несферичностью Земли, являются наи-
более существенными. Земля представляет собой эллипсоид вращения,
у которого полярный радиус на 21 км короче экваториального. Такое
сжатие Земли оказывает сильное влияние на положение плоскости ор-
биты в пространстве. Плоскость орбиты постепенно поворачивается
в пространстве; при этом линия узлов вращается (отступает) в сторо-
ну, противоположную движению КА по орбите. При прямой орбите для
Рис. 3.6. Трасса ИСЗ на поверхности Земли при Г = 90 мин и i = 65° :
1-1-й виток; 2 - 2-й виток
Рис. 3.7. Гравитационные возмущения орбиты КА, вызываемые притяжением Солнца
_ 43
Лаклонений 0 < i < 90° восходящий узел 6 орбиты отступает (прецес-
сирует) в направлении, противоположном вращению Земли, т.е. орбита
пересекает плоскость экватора западнее. При обратной орбите проис-
ходит отступление восходящего узла на восток. Плоскость полярной
орбиты i — 90° не изменяет своего положения в пространстве, £2 =
= const. Для орбит, близких к экваториальным, отступление восходя-
щего узла происходит быстрее и составляет примерно О = 0,6° за
один виток, за сутки Д Осут = 9°. С увеличением радиуса орбиты воз-
мущение долготы О восходящего узла быстро падает. Прецессия ор-
биты учитывается при расчете трасс ИСЗ, т.е. суммарное смещение вит-
ка относительно земной поверхности складывается из вращения Земли
и прецессии плоскости орбиты.
Возмущения, вызываемые сопротивлением атмосферы, особенно
заметны на.низких орбитах на высотах 150-200 км. Сила лобового со-
противления КА
Х=сх —S,
2
где сх — аэродинамический коэффициент-лобового сопротивления;
р — плотность атмосферы; V — скорость полета КА; S — наибольшая
площадь поперечного сечения КА. Чем больше плотность воздуха, тем
больше сила лобового сопротивления и тем больше величина возмущаю-
щего (замедляющего) ускорения*-
1 X <
— х = Сх 2
°Х~ mKA тКА
Величина возмущающего ускорения обратно пропорциональна массе
КА и прямо пропорциональна площади поперечного сечения S, поэтому
на движении легких КА с большой площадью поперечного сечения ло-
бовое сопротивление сказывается особенно сильно. Для круговой ор-
биты с высотой Лкр = 200 км ах = 2,2Х10“4 м/с2; для h = 400 км ах=
= 3,1Х10“б м/с2; дляh = 100кмах = 30X10” 2 м/с2.
Под влиянием сопротивления атмосферы орбита КА с течением
времени приближается к круговой; при этом период обращения убы-
вает, а средняя скорость полета возрастает. Снижение орбиты в апогее
происходит быстрее, чем в перигее. Достигнув круговой орбиты, КА
далее спускается по спирали. При этом с каждым витком КА оказыва-
ется на все более низкой орбите и орбитальная.скорость увеличивается.
На высотах 100-120 км плотность атмосферы начинает быстро рас-
ти, увеличиваются сила лобового сопротивления КА и величина возму-
щающего (замедляющего) ускорения. Скорость КА резко падает, тра-
ектория круто изгибается вниз, КА входит в плотные слои атмосферы
и сгорает. Критической орбитой является та орбита, на которой КА мо-
жет сделать только один полный оборот вокруг Земли (орбита на вы-
соте 100—120 км с периодом обращения 86,5—86,7 мин).
Возмущения, вызываемые притяжением Луны и Солнца. Для ИСЗ
на высоте полета Л > 100 000 км основное возмущающее влияние ока-
44
зывают Солнце и Луна, влиянием других небесных тел можно пренеб-
речь. Рассмотрим гравитационные возмущения ускорения на линии Зем-
ля — Солнце (рис. 3.7), если КА находится на круговой орбите с радиу-
сом 100 000 км. Для определения возмущающего ускорения gB03 в
геоцентрическом движении необходимо из вектора гравитационного
ускорения сообщаемого КА в точке А Солнцем, вычесть вектор
гравитационного ускорения g3, сообщаемого Земле Солнцем:
&возЛ ~ £4 ~ ,
для точки В аналогично
(3.43)
&возВ SB
Ускорение, которое сообщает Солнце Земле,
кс 1,32718x1с11 км3/с2 А
= ------- = ---------з—z—5-----5---- =5,9302X10 6 км/с2 ,
3 р (149,6X1 о6)2 км2 '
з
где кс = 1,32718X10* * км3/с2 - гравитационный параметр Солнца; г3 =
= 149,6X10® км — среднее расстояние между Солнцем и Землей. Ус-
корение, которое сообщает Солнце КА, находящемуся в точке А на
расстоянии 100 000 км от Земли и 149,5Х10® км от Солнца,
Гравитационное ускорение КА от гравитационного поля Земли
к3 3,986X10® км3/с2 , ,
g = ----5— = ----------—г—;----=— =39,86X10 ® км/с2 =
Я23 (1X10®)2 км2
= 3,986X10“2 м/с2 .
Тогда возмущающее ускорение от Солнца в геоцентрическом движе-
нии КА
ЯвозД = 5,9382X10"® -5,9302X10"® =0,008X10"® км/с2 = 8Х10"®м/с2
что составляет 0,0002 части от местного земного гравитационного ус-
корения в точке А.
Аналогично возмущающее ускорение от Луны, для КА с радиусом
орбиты 100 000 км
ЯвозД = 18X10"® м/с2 ,
что составляет 0,00052 часть от гравитационного ускорения, сообщае-
мого КА в точке А Землей. Для такой орбиты максимальные возму-
щения за один оборот КА следующие: увеличение периода обращения
на 290 с; уход вперед на 570 км; боковое смещение на 130 км; по-
ворот плоскости орбиты на угол 4г10м. Солнечные возмущения пример-
но в 2,2 раза меньше [ 36]. Таким образом, возмущающие гравитацион-
45
ные ускорения изменяют величину и направление скорости КА, что* при-
водит к изменению размеров орбиты.
Круговые орбиты устойчивы к гравитационным возмущениям, если
они лежат в плоскости орбиты Земли или Луны. Эллиптические вытя-
нутые орбиты чувствительны к возмущающим ускорениям Луны и Солн-
ца и могут сильно изменять свою форму и размеры; перигеи таких ор-
бит могут понижаться, что приводит ко входу спутника (КА) в плот-
ные слои атмосферы и его гибели.
При увеличении радиуса орбиты КА может достигнуть таких точек
на линии Земля-Солнце, где возмущение солнцем геоцентрического
движения будет значительным. Например, на расстоянии 1 500 000 км
от Земли возмущение Солнцем геоцентрического движения составля-
ет 68,3 % ускорения, сообщаемого КА Землей. В этом случае рациональ-
нее считать, что КА находится под более сильным влиянием централь-
ного поля тяготения Солнца, а движение КА рассматривать как кеме-
ровское гелиоцентрическое, т.е. с фокусом в центре Солнца.
Граница, которая условно разделяет пространство около Земли
(или другой планеты) на две области — геоцентрическую и гелиоцент-
рическую, — называется сферой действия Земли Сили планеты). Ради-
ус сферы действия планеты относительно. Солнца вычисляется по фор-
муле:
гсфд = 'пл ( ™пл/™с) 2/5 . (3.44)
W гпл - расстояние между Солнцем и планетой; дг?пл _ масса планеты;
тс — масса Солнца. Характеристики некоторых планет и их орбит при-
ведены в приложении, табл. П.1, П.2.
Внутри этой сферы движение рассматривается как геоцентрическое
(планетоцентрическое), а снаружи как гелиоцентрическое. Радиус сфе-
' ры действия Земли относительно Солнца равен 930 000 км, радиус сфе-
ры действия Луны относительно Земли составляет 66 000 км. При пере-
сечении КА границы сферы действия планеты, КА как бы переходят
от движения в центральном поле тяготения планеты к движению в цен-
тральном поле тяготения Солнца и наоборот. Траектории в точке пере-
хода сопрягаются.
Влияние давления солнечного света на движение КА сказывается
на высотах h > 500 км, где оно больше, чем влияние сопротивления
разреженной атмосферы. Световое давление наиболее ощутимо для
спутников незначительной массы с большой поверхностью.
Возмущающее ускорение от светового давления
«св = fcb/ А = 2 p3S( —) 2 cos2 О / тКА ,
где р3 = 4,55Х10"6 Н/м2 — световое давление на расстоянии земной
орбиты от Солнца; г3 = 149,6Х106 км - радиус земной орбиты; г -
> удаление КА от Солнца; S — площадь освещенной поверхности КА;
тк а “ масса КА; д - истинная аномалия.
46
Наибольший эффект воздействия световых возмущений имеет место
в тех точках орбиты КА, где направление движения совпадает с направ-
лением солнечных лучей или противоположно им. При взаимодействии
КА с магнитным полем Земли и плазмой верхних слоев атмосферы воз-
никают электромагнитные силы, которые также являются возмущаю-
щими факторами в орбитальном движении.
3.3. МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ТРАЕКТОРИИ
В общем случае межпланетную траекторию КА можно разбить на
три участка: начальный, промежуточный и конечный. Начальный учас-
ток расположен внутри сферы действия планеты отправления, проме-
жуточный — от границы сферы действия планеты отправления до гра-
ницы сферы действия планеты назначения (движение КА по гелиоцен-
трической таректории вокруг Солнца), конечный — внутри сферы дей-
ствия планеты назначения. Радиус сферы действия планеты определя-
ется по формуле (3.44).
Движение КА на начальном участке, при старте с Земли, является
геоцентрическим до границы сферы действия Земли (рис. 3.8). По мере
удаления от Земли геоцентрическая скорость КА уменьшается и при
выходе из сферы действия Земли скорость выхода находится по фор-
муле (3.33):
(М5)
ИЛИ
^вых “ v пар.к О “ гк/гсф.д)
(3.46)
где ^вых — скорость КА при выходе из сферы действия Земли (пла-
неты) ; VK — скорость КА в конце активного участка, обеспечивающая
выведение на траекторию полета к сфере действия; Кпар>к — значение
параболической скорости для точки выведения на траекторию полета
к сфере действия; гк — расстояние от центра Земли до начальной точки
выведения на орбиту; гсф4 д — радиус сферы действия Земли.
Так как отношение гк/гсф.Д в формуле (3.45) мало по сравнению
с единицей, то формулу можно представить в следующем виде:
^вых — V2к ~~ 2к/гк>
Рис. 3.8. Начальный участок движения
КА внутри сферы действия планеты
отправления:
1 - геоцентрическое движение Ивых;
2 - гелиоцентрическое движение К3
47
или
^вых = - ^пао к •
0ШЛ 14 11<|р«14
(3.48)
Вывод КА на гиперболическую траекторию полета к сфере дейст-
вия Земли может быть произведен с конечной точки активного участ-
ка полета или с промежуточной орбиты. Если КА до границы сферы
действия двигался относительно Земли по гиперболической траектории,
то дальнейшее движение становится гелиоцентрическим (так как Солн-
це будет основным притягивающим центром) и вид траектории будет
зависеть от суммарной скорости КА относительно Солнца. На границе
сферы действия Земли скорость КА в гелиоцентрическом движении
будет складываться из скорости Квых КА относительно Земли и ско-
рости К3 движения Земли по орбите вокруг Солнца. Здесь и в дальней-
шем геоцентрические (планетоцентрические) скорости обозначаются
прописной буквой V, а гелиоцентрические строчной буквой v
В зависимости от величины гелиоцентрической скорости vBbIX в
начальной точке N движения при выходе КА из сферы действия Земли
гелиоцентрические траектории могут быть эллиптическими, параболи-
ческими и гиперболическими по отношению к притягивающему цент-
ру — Солнцу.
На среднем расстоянии Земли от Солнца 149,6X106 км круговая
скорость
1 ________________________ :__________________________
Г^ГС ’ _ / 1,32718Х1011 км3/с2_
V3 “ Vk₽ ~3 ” * 149,6X106 км
= 29,785 км/с , (3.49)
а параболическая
vnap = V 2кс!г3 = vKp х/Т= 42,122 км/с . (3.50)
Таким образом, при vBbIX = vKp гелиоцентрическая траектория КА —
круговая орбита, при vBbIX > vKp — эллиптическая орбита; при vbux —
vnap — параболическая траектория, при увых > vnap гиперболическая
траектория. При vBbIX > vnap КА, двигаясь по параболической или ги-
перболической траектории, преодолевает поле тяготения Солнца и по-
кидает Солнечную систему. _
Гелиоцентрическую скорость vBux = vnap легче получить тогда,
когда геоцентрическая скорость Квых будет совпадать с направлени-
ем скорости Земли v3, т.е.
vnap = v3 + ^вых > (3.51)
откуда можно найти необходимую геоцентрическую скорость выхода
КА из сферы действия Земли:
^вых = Vnap - v3 =42,122 - 29,785 = 12,337 км/с . (3.52)
Если КА на границе сферы действия Земли (930 000 км от Земли)
48
будет иметь скорость Квых = vnap -v3= 12,337 км/с, направленную
по вектору скорости Земли, то он покинет Солнечную систему.
Зная величину геоцентрической скорости выхода Квых из сферы
действия Земли, можно по формуле (3.48) определить скорость в на-
чале пассивного участка траектории при выключении тяги двигателя
^к = V ^вых + ^пар.к , (3.53)
для нулевой высоты, т.е. на поверхности Земли
Кко = V 12,3372 + 11,1862 = 16,659 км/с . (3.54)
Эта скорость называется третьей космической. Для высоты h = 200 км
Гк2оо = V 12,3372 + 11,0152 = 16,539 км/с .
Таким образом, если VK = 16,539 км/с на высоте h = 200 км от
поверхности Земли, то КА достигнет границы сферы действия Земли
со скоростью Квых = 12,337 км/с и выйдет на гелиоцентрическую пара-
болическую орбиту относительно Солнца. По гелиоцентрическим па-
раболическим траекториям можно совершать полеты к Луне и внеш-
ним планетам (по отношению к Земле).
Рассмотрим промежуточный участок межпланетной траектории
при условии, что орбиты всех планет круговые и лежат в плоскости
эклиптики (т.е. в плоскости орбиты Земли), а vBbIX < vnap.B этом слу-
чае промежуточный участок имеет вид гелиоцентрической эллиптичес-
кой орбиты, которая называется орбитой перехода. Орбиты перехода,
которые касаются орбиты Земли и орбиты планеты назначения, называ-
ются гомановскими или полу эллиптическими. Романовские орбиты
перехода для внешней планеты Марса и для внутренней планеты Вене-
ры показаны на рис. 3.9.
Гелиоцентрическую эллиптическую скорость выхода КА vBbIX мож-
но определить по формуле (3.28):
vbux “ V ' Кс (2/^з 1А0 ,
где а = (г3 + Гпл)/2 - большая
полуось эллиптической орбиты
перехода; Гдд - радиус орбиты
планеты (Марса, Венеры), или
увых = \/2^с/Гз \/гпл/(гз + гпл)»
но 2&с /гз *= vBBp — 42,122 км/с,
тогда^выразив радиусы орбит планет
в относительных единицах (гПл=
= ''пл/''з), получим
Рис. 3.9. Полу эллиптические (романовс-
кие) траектории перелета с Земли к
Марсу и Венере
, (3.55)
увых “ 42,122х/гпл/(1 +Гпл) • (3.56)
При полете к Марсу
vBbix = 42,122х/ 1,52369/(1 + 1,52369)'= 32,729 км/с .
При полете к Венере
увых = 42,122 V 0,72333/(1 +0,72333) = 27,291 км/с .
I
Геоцентрическая скорость выхода из сферы действия Земли опре-
деляется по формулам:
для внешних планет Квых = vBUX - v3 и совпадает с вектором ско-
рости v3;
для внутренних планет Квых = v3 - vBbIX и направлена в обратную
сторону от направления вектора скорости v3. Тогда при полете к Марсу
^вых = 32,729 - 29,785 = 2,944 км/с, при полете к Венере Квых = 29,785-
27,291 = 2,494 км/с.
Необходимые начальные скорости отлета с Земли определяются
по формуле
=^Квых + Игар (3.57)
и зависят от высоты hK активного участка траектории. Если отлет от
Земли производится с поверхности, то необходимые начальные скорое*
ти полета к Марсу и Венере по гомановским траекториям соответст-
венно равны: к Марсу VK = 11,567 км/с; к Венере VK = 11,461 км/с.
При отлете с высоты йк = 200 км для полета к Марсу VK = 11,401 км/с;
для полета к Венере Кк = 11,293 км/с. Если отлет совершается с про-
межуточной околоземной круговой орбиты с высотой h = 200 км, то
к величине круговой скорости на этой высоте Икр = 7,789 км/с необ-
ходимо добавить: при полете к Марсу ДР200 = — Ккр = 11,401 —
7,789 = 3,612 км/с; при полете к Венере ДК200 = - ^кр = 11,293 -
7,789 = 3,504 км/с.
Период обращения по гомановской траектории в соответствии
с третьим законом Кеплера
Л’ом = Г3 (а/аз) /2 >
где Г3 = 365,256 сут — период обращения Земли; а3 = 149,6Х10б км
- большая полуось орбиты Земли; а — большая полуось полуэллип-
тической гомановской траектории, а = (а3 + яПл)/2; при полете к Мар-
су а = (149,6Х106 + 227^Х106)/2 = 188,75Х106 км; при полете к
Венере а = (149,6Х106 + 108,2Х 106)/2 = 128,8Х106 км. Тогда про-
должительность перелета равна половине периода обращения по орби-
те (Г = Ггом/2) и составит: при полете к Марсу Т 259 сут, при полете
к Венере Т & 146 сут.
Движение КА по орбите перелета характеризуется также угловой
дальностью перелета Ф и угловой дальностью планеты назначения в мо-
мент запуска КА с Земли, которая называется углом начальной кон-
фигурации Фо. Момент запуска должен быть подобран так, чтобы КА
Рис. 3.10. Траектории полета к Луне:
1 - прямолинейная траектория; 2 -
полузллиптическая траектория; 3 - пара*
болическая траектория; 4 - гипербо-
лическая траектория
и планета назначения, двигаясь по
своим орбитам, достигли одновре-
менно намеченной точки встречи:
Ф0 = Ф-шплТ01 .
где содл — угловая скорость движе-
ния планеты по орбите (градус/сут);
Ф - угловая дальность перелета
(Ф = 180° для гомановской орби-
ты) ; Го 1 - время перелета; Фо -
угловая дальность планеты в момент
запуска КА с Земли.
Траектории полета к Луне могут быть любого вида: прямые линии,
эллипсы, параболы, гиперболы (рис. 3.10). Луна находится внутри сфе-
ры действия Земли, так как движется относительно Земли по орбите
со средним радиусом 374 400 км. Поэтому траектории перелета от Зем-
ли к Луне будут геоцентрические. Вид траектории будет зависеть от
величины начальной скорости Кк и угла наклона . Для эллиптичес-
ких траекторий, апогей которых лежит на орбите Луны, величина необ-
ходимой начальной скорости при отлете с поверхности Земли Кк = 11,09
км/с, при отлете с высоты h = 200 км Ук = 10,9 км/с.
Конечный участок межпланетной траектории проходит внутри сфе-
ры действия планеты назначения. Внутри сферы действия движение КА
определяется в oqhobhom полем тяготения планеты и является плането-
центрическим. Если межпланетные траектории являются полуэллип-
тическими, то при входе в сферу действия планеты назначения КА име-
ют гелиоцентрические скорости входа vBX = vBMX R3!Rm\ для Марса
скорость входа v вх = 21,480 км/с; для Венеры vBX = 37,790 км/с:
Рис. 3.11. Конечный участок движения КА внутри сферы действия планеты назна-
чения
51
для Луны v вх = 0,2 км/с. Входная планетоцентрическая скорость оп-
ределяется для внешних планет по формуле
^вх = vnn — VBX 9
для внутренних планет
^вх = * vbx — упл •
Для Марса Квх = 24,129 — 21,480 = 2,649 км/с; для Венеры Квх =
= 37,730 - 35,021 = 2,709 км/с; для Луны Квх = 1,023 - 0,2 = 0,823
км/с.
Входная планетоцентрическая скорость Квх всегда больше пара-
болической на границе сферы действия планеты, поэтому планетоцент-
рическая траектория внутри сферы действия любой планеты всегда яв-
ляется гиперболой (рис. 3.11). В этом случае КА покинет сферу дей-
ствия планеты, если он не встретит планету или ее атмосферу. Расстоя-
ние от центра планеты до направления скорости входа называется при-
цельной дальностью. Если линия, по которой направлена входная ско-
рость Квх, проходит на таком расстоянии от планеты, что искривление
траектории приводит к касанию планеты, то это расстояние называется
эффективным радиусом планеты (рис. 3.11).
Попадание в планету возможно, если прицельная дальность меньше
эффективного радиуса:
г2эфф=^пл (2Кпл/^вх +^пл) 9
где ЯПл ~ Радиус планеты; Кщ, — гравитационный параметр планеты;
Квх — планетоцентрическая скорость входа.
Для перехода на орбиту планеты необходимо планетоцентрическую
скорость входа уменьшить с гиперболической Кгип до эллиптической
или круговой. Изменение скорости осуществляется при помощи тор-
мозного импульса ДКТ , создаваемого тягой реактивного двигателя
(рис. 3.12). Если планета обладает атмосферой, то можно для перехода
на орбиту этой планеты использовать принцип аэродинамического тор-
можения.
При полете КА по межпланетной траектории необходимо учиты-
вать изменение программной траектории полета в результате действия
Рис. 3.12. Схема перехода КА с пролетной
траектории на орбиту планеты:
1 - пролетная гиперболическая траектория;
2 - эллиптическая орбита при VA > VKp>
3 - круговая орбита при = Ккр; 4 -
эллиптическая орбита при Уд < Д Кт =
= ^гип ~ VA ~ необходимый тормозной
. импульс в точке А
52
возмущений со стороны других планет и возникновения ошибок в ве-
личине и направлении скорости при запуске. Поэтому для компенсации
различных возмущений и ошибок применяются коррекции межпланет-
ных траекторий. При помощи корректирующих импульсов тяги ракет-
ных двигателей изменяются величина и направление скорости полета.
Тормозной или разгонный импульс характеризуется величиной тяги
ракетного двигателя Рп и временем ее действия Дг. За время действия
импульса тяги обеспечивается необходимое приращение ДК вектора
скорости центра масс КА.
3.4. МАНЕВРИРОВАНИЕ КА
Маневром КА называется преднамеренное изменение параметров
движения с целью получения необходимой траектории на различных
этапах полета. В зависимости от задач полета КА различают следующие
виды маневррв: переход с орбиты на орбиту; сближение, причалива-
ние и стыковка; спуск с орбиты и посадка; вход в атмосферу с меж-
планетной траектории и посадка на поверхность планеты назначения;
коррекция межпланетных траекторий.
К числу основных характеристик, определяющих траекторию ма-
невра, относятся:
1. Величины затрат характеристической скорости на каждое изме-
нение параметров движенияКА VXj и суммарная величина характерис-
тической скорости = S | VXj | .
2. Время совершения маневра.
3. Точность осуществления маневра.
Выведение на орбиту. Существует три способа выведения КА на
орбиту: прямое; с промежуточным баллистическим участком; с про-
межуточными орбитами.
При прямом выведении на орбиту РБ РКН работают непрерывно
один за одним и в конце активного участка траектории КА получает
необходимую орбитальную скорость (рис. 3.13). Такой способ приме-
няется для выведения КА на низ-
кие круговые орбиты с высотой
ЛКр = 150 ... 300 км.
Траектория выведения с проме-
жуточным баллистическим участ-
ком состоит из активного и пас-
сивного эллиптического участков
КА (рис. 3.14, а). В верхней точке
А баллистического участка послед-
няя ступень РКН дает необходи-
мый разгонный импульс и доводит
Рис. 3.13. Схема траектории полета PH
при прямом выведении КА на орбиту:
Оа — вертикальный участок; ав — участок
завала; вс - участок программного раз-
ворота; ск — участок наведения
53
скорость КА до требуемой орбитальной. Такой способ позволяет выво-
дить КА на высокие траектории (Лкр = 2000 км).
Траектория выведения с промежуточными орбитами состоит из
нескольких участков и позволяет выводить КА на орбиты любой высо-
ты. В конце активного участка РКН вместе с КА достигает скорости
Ккр и выходит на промежуточную низкую круговую орбиту (см. рис.
3.14,6). В необходимой точке круговой орбиты последняя ступень РКН
создает импульс ДКХ; при этом скорость полета становится больше
круговой и КА переходит на промежуточную эллиптическую орбиту.
В апогее А этой орбиты снова включается ракетный двигатель послед-
ней ступени РКН и сообщает КА разгонный импульс ДИ2. КА переходит
на необходимую рабочую орбиту (круговую, эллиптическую) или на
гиперболическую траекторию полета к сфере действия Земли (плане-
ты).
Переход КА с орбиты на орбиту вызывается необходимостью:
вывода его на более высокие орбиты;
исправления ошибок при неточном выведении на заданную орби-
ту;
изменения траектории КА с целью полета над заданными районами
Земли;
обеспечения встречи КА с ОС или другим КА.
Если плоскости начальной и конечной орбит совпадают, то приме-
няются одноимпульсные и многоимпульсные переходы.
Одноимпульсный переход возможен тогда, когда начальная и конеч-
ная орбиты пересекаются (рис. 3.15). Для перехода КА в точке 0 с ор-
биты I—I на орбиту II—II необходимо приложить импульс ДК таким
Рис. 3.14. Выведение КА на орбиту: >
а - с промежуточным баллистическим участком КА; б - с промежуточными орби-
тами; I - активный участок; II - промежуточная орбита; III - рабочая орбита;
Ц - район цели
54
Рис. 3.15. Одноимпульсный переход КА с
орбиты I-I на орбиту П-П
образом, чтобы геометрическая сумма
вектора орбитальной скорости Vj на
начальной орбите I-I и вектора
импульса ДИ равнялась вектору ско-
рости Уц конечной орбиты II—II, т.е.
И//= И/ + ДИ,
откуда необходимая величина импульса
ДГ = И/.
Величины скоростей Vj и Уц для точки 0 определяются по формулам
эллиптического движения.
Двухимпульсные переходы КА с орбиты на орбиту осуществляют-
ся по переходной орбите, которая может касаться начальной и конеч-
ной орбит или пересекать их в двух точках перехода (рис. 3.16). Пер-
вый импульс ДИi в точке 1 переводит КА с начальной орбиты I на пере-
ходную II. Второй импульс ДИ2, который действует в точке 2, перево-
дит КА с переходной орбиты II на конечную III.
Полуэллиптическая (гомановская) траектория является энерге-
тически оптимальной, так как суммарная характеристическая скорость
перехода I Д^ I + I ДИ2 I будет минимальной, следовательно, для соз-
дания импульсов потребуется минимальное количество топлива. Для
гомановской переходной орбиты импульсы перехода ДКХ и ДИ2 сов-
шС™3?Л^ВУХИМП^ЛЬСНЬ,Й переход межДУ соосными эллиптическими орбитами I и
Ш по пересекающей их траектории II:
~ Точки пеРехода; Д^1 И ДГ2 - импульсы скоростей в точках 1 и 2; Ц - район
цели *
55
падают с направлением круговой скорости в точках перехода при пере*
ходе на внешнюю круговую орбиту (см. рис. 3.14,6).
Основные этапы встречи на орбите. Задачи встречи разделяются
на: дальнее наведение, ближнее наведение, причаливание и стыковку.
Космический объект, с которым осуществляется встреча маневрирую-
щего КА, будем называть KA-целью (Ц). Напоимер, КК ’’Союз” или
грузовой КК ’’Прогресс” — маневрирующие КА, идущие на сближение
со станцией ’’Салют”, которая выполняет роль КА-цели [55].
Дальнее наведение. На участке дальнего наведения основная инфор-
мация о взаимном положении КА и цели, а также о требуемых манев-
рах поступает от наземного ИВК. Автономные средства на больших даль-
ностях, как правило, не в состоянии обеспечить высокую точность из-
мерений. Обычно условно принимают, что участок дальнего наведения
заканчивается при достижении расстояния до цели порядка 100 км;
с этого расстояния могут включаться в работу автономные измеритель-
ные средства КА. Возможны две схемы дальнегб наведения: с участком
выведения на орбиту (встреча на первом витке) и с промежуточной
орбитой [11]. При сближении с участком выведения на орбиту момент
старта выбирается таким, чтобы в конце участка выведения КА ока-
зался вблизи орбиты цели. В общем случае траектория выведения мо-
жет не совпадать с плоскостью орбиты цели, что приводит к повышен-
ному расходу топлива при выравнивании скоростей. Если уменьшать
угол некомпланарности за счет ожидания подходящего момента про-
лета цели вблизи стартового комплекса, то отсрочка запуска РКН мо-
жет оказаться слишком большой. Поэтому для встречи КА с целью по-
лучила применение схема сближения с промежуточной орбитой, когда
КА предварительно выводится на промежуточную орбиту (орбиту ожи-
дания), расположенную, как правило, в плоскости движения цели. За
счет различия орбитальных скоростей угловое расстояние между КА
и целью все время меняется, пока не будет достигнуто их взаимное рас-
положение, благоприятное для маневра с минимальными затратами
характеристической скорости. Время ожидания такой ситуации назы-
вают временем фазирования. Оно зависит от начального углового рас-
стояния между КА и целью и различия угловых орбитальных скорос-
тей КА сок А и Цели соц. Все выводы и рекомендации относительно ра-
циональных с точки зрения затрат характеристической скорости ком-
планарных и пространственных маневров полностью распространяют-
ся на участок дальнего наведения, который отличается от обычного меж-
орбитального перелета только заданным временем маневра, необходи-
мым для встречи с целью.
Рассмотрим случай круговых орбит КА и цели, возможное располо-
жение которых показано на рис. 3.17. Найдем фазовый угол <рм начала
маневра. Из условия совпадения времени движения КА по полуэллип-
су Гомана и цели по дуге круговой орбиты Ц\Ц2
^м = *{1 - [('КА +'-ц)/(2гц)]3/2} , (3.58)
гДе ПСА “ радиус орбиты КА; гц — радиус орбиты цели.
56
Если цель находится на внешней орбите Пса/гц < Ь то в начале ма-
невра она должна опережать КА (<рм > 0, см. рис. 3.17/0. Если же цель
находится на внутренней орбите г^А 1гц > Ь то она должна отставать
от КА (<рм < 0, см. рис. 3.17,6).
Пусть в конечной точке активного участка выведения КА на орби-
ту ожидания угловое расстояние между КА и целью отличается от
фазового угла начала маневра <рм:
= (3.59)
где 0<&р< 2я.
Тогда время фазирования составит
3/2
Ближнее наведение начинается на расстоянии от КА до цели поряд-
ка 100 км, а заканчивается сближением до сотен метров с относитель-
ной скоростью 1,5 ... 10 м/с. Начало участка ближнего наведения за-
висит от дальности /су действия бортовых систем управления движе-
нием (рис. 3.18). На этапе ближнего наведения применяются различ-
ные алгоритмы управления. Наиболее совершенными, но в то же время
предъявляющими более высокие требования к бортовой аппаратуре,
являются алгоритмы, основанные на использовании законов орбиталь-
ного движения. Другая группа алгоритмов управления включает мето-
ды, используемые в авиации и в зенитных управляемых ракетах: метод
погони, параллельного сближения и др.
Причаливание и стыковка — это маневр, имеющий своей целью вы-
ведение КА в непосредственную окрестность цели, на расстояние до
Рис. 3.17. Схемы дальнего сближения при перелете между двумя компланарными
круговыми орбитами по полуэллипсу Гомана:
I - орбита цели; II - орбита КА
57
Рис. 3.18. Схема ближнего наведения
единиц метров, с относительными параметрами, которые лежат в рас-
четных диапазонах и при которых возможна работа стыковочных ус-
тройств. Конечные условия причаливания обеспечиваются системой уп-
равления вектором скорости КА и СО. Для этого на борту КА имеют-
ся ракетные двигатели причаливания, которые обеспечивают поступа-
тельное перемещение КА по трем осям; угловые развороты КА выпол-
няет СО.
33. СПУСК И ПОСАДКА КА
НА ПЛАНЕТЫ С АТМОСФЕРОЙ
Завершающим этапом полета по орбите ИСЗ (планеты) или по меж-
планетной траектории являются спуск и посадка КА на поверхность
планеты с атмосферой.
Спуск с орбиты. Траекторию спуска с орбиты можно разделить на
три Характерных участка (рис. 3.19): NA — активный участок тормо-
жения при сходе КА с орбиты; АВ — пассивный участок снижения до
момента входа в плотные слои атмосферы на высоте /гат (условная гра-
ница атмосферы); ВС — участок движения в плотных слоях атмосферы
до высоты, на которой вступают в действие СМП (парашютирование,
планирование). Для схода КА с орбиты в точке N включается ТДУ, кото-
рая создает тормозной импульс ДИ, после чего КА начинает двигаться
по траектории снижения. Траектория снижения должна обязательно
пересекать верхнюю границу атмосферы под определенным углом вхо-
да #вх в точке входа В. Траектория снижения является эллиптическим
пассивным участком, на котором движение происходит только под дей-
ствием силы тяжести. В качестве условной границы атмосферы 7гат при-
нимается то максимальное значение высоты, на которой аэродинами-
ческая сила торможения КА становится соизмеримой с силой притя-
жения планеты. Для задач входа в атмосферу Земли принимают высоту
условнЪй границы атмосферы 100 км. Траектория движения КА в плот-
ных слоях атмосферы начинается с точки входа В (рис. 3.20) и зависит
от начальных параметров движения в этой точке (скорости входа Квх,
угла входа #вх) и сил, действующих на КА: силы тяжести #икд, силы
лобового сопротивления X, аэродинамической подъемной силы Y при
движении в плоскости. КА, предназначенный для спуска на поверхность
планеты с атмосферой, как уже говорилось, называется СА.
Основной особенностью движения СА на атмосферном участке яв-
ляются большие аэродинамические силы и аэродинамический нагрев.
58
силы Y . Равнодействующая аэродинамическая сила при этом
должна проходить через центр масс, угол атаки, соответствующий ус-
тойчивому полету, будем называть балансировочным углом атаки
При повороте СА на угол крена у относительно оси Ц.м. — Цщ. (рис.
3.21) будет изменяться направление подъемной силы. Основное влия-
ние на перегрузку и нагрев СА в атмосфере Земли (при заданной ско-
рости входа) оказывает величина угла входа #вх, под которым будем
понимать угол наклона вектора скорости центра масс СА к местному
горизонту в точке пересечения траекторией СА границы условной ат-
мосферы. Например, для пилотируемых С А угол входа к>вх1 < 5°. По-
садка СА КК ’’Союз” производится при помощи парашютно-реактив-
ной СМП. На высоте 9-12 км вводится в действие парашютная система,
которая обеспечивает снижение скорости СА до 20—30 м/с. Непосред-
ственно у Земли, на высоте около метра, срабатывают пороховые ракет-
ные ДМП и С А имеет скорость приземления около 1—2 м/с. Удар при
контакте СА с земной поверхностью демпфируют амортизаторы кресел.
Спуск с межпланетной траектории. В зависимости от схемы пере-
лета к Земле возможны три вида движения КА в плотных слоях атмос-
феры:
прямой спуск с гиперболической траектории;
перевод СА на орбиту ИСЗ с использованием предварительного тор-
можения в атмосфере;
спуск с орбиты.
Номинальные условия входа КА в плотные слои атмосферы пол-
ностью определяются параметрами конечного» участка межпланетной
траектории, проходящей внутри сферы действия Земли, где подлетная
траектория является гиперболической. Погасить скорость и произвести
посадку на планету можно за счет аэродинамического торможения
в атмосфере ( рис. 3.22). Крутой вход в атмосферу с углами
h>BXl > №вх1 max приводит к недопустимым» перегрузкам и чрезмер-
ному аэродинамическому нагреву, а пологий вход - к недостаточному
торможению СА и прохождению его мимо планеты. Для анализа усло-
вий входа удобно использовать высоту, условного перицентра hn траек-
тории входа. Высота условного перицентра — это минимальное расстоя-
ние от поверхности планеты, на котором прошла бы траектория СА при
отсутствии атмосферы. Максимальное значение высоты условного пери-
центра hn щах, при входе с которым С А может совершить посадку, на-
зывается верхней границей входа (границей захвата). Минимальное
Рис. 3.21. Схема сил, действующих на СА сегментально-конической формы при уп-
равлении углом крена
V
Рис. 3.19. Схема спуска КА с орбиты и порадки иа планету с атмосферой:
N — включение тормозного двигателя; А - сход КА с орбиты; М - отделение СА от
орбитального КА; В - вход СА в плотные слои атмосферы; С - начало работы пара-
шютной системы посадки; D - посадка на поверхность планеты; 1 - баллистичес-
кий спуск; 2 - планирующий спуск
Аэродинамическое торможение уменьшает скорость СА от величины
Гвх Д° скорости, равной 150-250 м/с. Наиболее простыми формами
СА являются сферическая, сегментально-коническая и полуконическая.
Сложные формы имеют СА самолетного типа.
Коэффициентом аэродинамического качества /Саэр будем называть
отношение подъемной силы Y к силе лобового сопротивления X. /Саэр
изменяется по времени полета, поэтому приводящиеся ниже значения
-Каэр соответствуют его максимальным значениям при гиперзвуковых
скоростях полета СА.
В зависимости от величины силы Y различают баллистический
спуск, при котором Y = 0, A*a3p = 0, и спуск с аэродинамическим ка-
чеством (Y Ф 0, /СаЭр * 0). Например, С А сегментально-конической
формы имеет /Саэр = 0,2 . . . 0,5. Такой СА называют аппаратом сколь-
зящего типа; у него^центр
масс смещен от оси геометри-
ческой симметрии. Спуск
такого СА будет проходить
на некотором балансиро-
вочном угле атаки а = абал,
благодаря появлению момента
относительно центра масс от
силы лобового сопротивления
X, который при переходе в
режим устойчивого полета
будет уравновешиваться
моментом от подъемной
Рис. 3.20. Траектория движения
СА в плотных слоях атмосферы
60
Рис. 3.22. Схема коридора входа
в атмосферу:
1 — предельные орбиты (границы
коридора); 2 - условная граница
атмосферы; 3 - Земля; 4 - траек-
тория спуска; 5 - условные ор-
биты без учета влияния атмос-
феры
значение высоты условного
перицентра /inmin, ПРИ кото-
рой СА может совершить
посадку с допустимыми пе-
регрузками (при учете вре-
мени их действия и направлен-
ности) и нагревом называется
нижней границей входа.
Нижняя и верхняя границы
входа
ъхо№ определяют ширину коридора
^п“^птах “ ^п min •
При входе в атмосферу Земли СА баллистического спуска со второй
космической скоростью ширина коридора входа ДЛП —10 км. При ско-
рости входа больше второй космической (Квх > 11,2 км/с) коридор
входа становится все более узким. Коридор входа можно увеличить
при спуске с аэродинамическим качеством /Саэр # 0. Если планирую-
щий СА войдет в атмосферу выше границы захвата для баллистическо-
го спуска, то за счет создания подъемной силы У, направленной к повер-
хности планеты, траектория полета будет более крутой, что обеспечи-
вает возможность посадки СА. Если планирующий СА войдет в атмос-
феру ниже границы входа с высотой условного перицентра, меньшей
чем нижняя граница входа при баллистическом спуске, то за счет соз-
дания подъемной силы в направлении от поверхности планеты траек-
тория полета отклонится вверх и будет более пологой.
Возвращение на Землю при межпланетных пилотируемых полетах
происходит при гиперболических скоростях входа, достигающих зна-
чений 16—17 км/с. На рис. 3.23 [36] показана зависимость потребного
аэродинамического качества /Саэр, максимальной перегрузки итахи
коридора входа ДЛП от скорости входа в атмосферу Земли. Предель-
ными с точки зрения обеспечения СУ КА необходимого коридора вхо-
да являются скорости входа в атмосферу Земли Квх = 16. . . 18 км/с
при А*аэр = 0,5. По сравнению с С А баллистического спуска планирую-
щие С А в зависимости от величины /Саэр могут быть следующих типов:
скользящего спуска, /Саэр = 0,2 . . . 0,5 (например, СА КК ’’Союз”
и ’’Аполлон”);
с несущим корпусом,/Саэр = 1 .. .1,5 ;
самолетной схемы,/Саэр = 2,5.
Возможны три способа управления С А при спуске в атмосфере:
с помощью изменения угла крена у при постоянном угле атаки
а = а б ал (С А скользящего спуска);
с помощью изменения угла атаки а с постоянным углом крена 7;
61
К сэр Птах
Ahn,KM
Рис. 3.23. Зависимость аэродинамического качества, перегрузки и коридора входа
от скорости входа СА в атмосферу Земли:
"• •- аэродинамическое качество К аэр;-значение максимальной перегрузки;
---- ширина коридора входа ДЛП
при помощи совместного изменения углов атаки а и крена у.
Основные преимущества СА планирующего спуска по сравнению
с баллистическими:
расширение коридора входа;
уменьшение максимальных значений перегрузок;
возможность повышения точности посадки за счет маневрирования
при спуске в продольном и боковом направлениях;
возможность выбора траектории спуска с целью уменьшения ин-
тенсивности аэродинамического нагрева.
Завершающим этапом спуска является мягкая посадка СА на по-
верхность Земли (планеты). При спуске на поверхность применяются:
активная тормозная система;
пассивная тормозная система с амортизацией;
комбинированная СМП с использованием пассивного и активного
торможений.
Пассивная тормозная система основана на использовании аэродина-
мического торможения и планирования при помощи парашютов, гиб-
кого крыла, надувных аэростатов, роторов. Наиболее распространенной
пассивной тормозной системой является парашютная. При приемлемых
массовых характеристиках парашюты компактно укладываются; име-
ется большой опыт их изготовления и применения. При контакте с по-
' верхностью применяются различные амортизационные устройства, так
как обычный парашют принципиально не может погасить скорость сни-
жения до нуля и не может бороться с ветровым сносом. Определенные
перспективы открывает использование планирующих парашютов с СУ.
Активная тормозная система основана на использовании для тор-
62
Рис. 3.24. Схема выведения КА на орби-
ту планеты с межпланетной траектории
после предварительного аэродинамичес-
кого торможения:
1 - гиперболическая траектория подле-
та к планете; 2 - орбита после тормо-
жения в атмосфере; 3 - окончательная
орбита после действия разгонного им-
пульса ЛК
можения силы тяги ракетного двигателя, для которого имеются на бор-
ту необходимые запасы топлива. В атмосфере Земли для торможения
на конечном участке и участке предпосадочного маневра могут исполь-
зоваться воздушно-реактивные двигатели. Аналогами таких двигателей
могут служить двигатели самолетов вертикального взлета и посадки.
Атмосфера планеты может также использоваться для торможения
при выходе КА с подлетной траектории на орбиту искусственного спут-
ника (рис. 3.24). После аэродинамического торможения КА выходит
из плотных слоев со скоростью, близкой к Ккр, и двигается по эллип-
тической орбите с высотами апоцентра Ла и перицентра Лп. Формиро-
вание окончательной орбиты можно провести при помощи разгонного
импульса ДК, создаваемого тягой реактивной ДУ.
3.6. СПУСК И ПОСАДКА КА
НА ПЛАНЕТЫ БЕЗ АТМОСФЕРЫ
Рассмотрим спуск и посадку на поверхность Луны. При движении
от Земли по полуэллиптической траектории скорость входа в сферу
действия Луны (66000 км) равна 0,8 км/с. Скорость встречи (падение)
с поверхностью Луны Ипад = 2,59 м/с. При осуществлении мягкой по-
садки КА на Луну необходимо погасить скорость его падения при помо-
щи реактивного торможения. Для этого КА должен иметь необходи-
мый запас топлива для тормозной двигательной установки (ТДУ).
Посадку на Луну можно осуществить с орбиты ожидания (рис.
3.25^z). Сначала КА при помощи тормозного импульса ДКХ переводит-
ся с гиперболической подлетной траектории I на круговую орбиту ожи-
дания II. Затем при помощи второго тормозного импульса ДК2 КА с
круговой орбиты переводится на эллиптическую траекторию снижения.
Заключительным этапом спуска является мягкая посадка с использо-
ванием реактивной системы. Заключительный этап посадки начинается
с высот 30—10 м над поверхностью. При встрече аппарата с грунтом
скорости примерно равны: вертикальная 3 м/с; горизонтальная 1,5 м/с.
При этом КА обычно снабжается посадочным устройством (ПУ). Мо-
гут применяться ПУ различных типов: лепесткового, в виде стержне-
вых онир, тонкостенных оболочек и др. На рис. 3.25, б показана схема
космического посадочного аппарата, стержневое ПУ которого сосотоит
из четырех опор и должно обеспечивать устойчивое положение КА в
63
1
Рис. 3.25. Спуск и посадка КА на планету без атмосферы:
а - спуск на планету с предварительным выходом на орбиту ожидания; б - мягкая
посадка КА с тормозным двигателем и посадочным устройством; I - гиперболичес-
кая траектория подлета к планете; II - орбитальная траектория; III - траектория
спуска с орбиты; 1, 2, 3 - активные участки полета при торможении и мягкой по-
садке
течение всего процесса контакта с поверхностью планеты. Для ориента-
ции КА относительно поверхности в процессе посадки применяется реак-
тивная система стабилизации по тангажу, рысканию и крену.
64
ЧАСТЬ ВТОРАЯ. ПРОЕКТИРОВАНИЕ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
ГЛАВА 4. ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ РКК
4.1. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ
И ТЕХНИЧЕСКОЕ ПРЕДЛОЖЕНИЕ
Проектирование РКК производится на основании тактико-техничес-
кого задания (ТТЗ), которое определяет его основные характеристики:
диапазон орбит и наклонений; диапазон по массе и объему выводимой и
возвращаемой полезных нагрузок; время подготовки РКН к пуску;
надежность РКК и его элементов; безопасность полетов [45].
Диапазон орбит и наклонений определяется заданной ТТЗ програм-
мой космической транспортировки или тем кругом задач, для решения
которых проектируется РКК. Диапазоны выводимой и возвращаемой
полезных нагрузок зависят от целевых задач КА, среди них необходимо
выбрать те массы и орбиты, которые определяют величину стартовой
массы РКН. Максимальная по массе возвращаемая полезная нагрузка
и требования к траекториям спуска определяют тип и параметры сис-
темы спасения.
Надежностью РКК называется вероятность успешного выполнения
поставленных перед ним задач. Обеспечение требуемой надежности РКК
достигается путем тщательной отработки всех элементов РКК при на-
земных и летных испытаниях. Задача по обеспечению безопасности по-
летов возникает для пилотируемых РКК и заключается в том, чтобы
при аварии на любых этапах полета РКН и КА обеспечить безопасное
возвращение людей на Землю.
Проектирование PH неразрывно связано со всем процессом создания
РКК и является его важнейшей составной частью. Процесс создания РКК
обычно разбивается на следующие основные этапы: разработка техни-
ческого предложения (ТП); разработка эскизного проекта (ЭП); раз-
работка технического проекта; разработка рабочей документации на
опытные образцы и проведение наземных испытаний (в том числе по-
лигонных) .
Разработка технического предложения (ТП) включает изучение
ТТЗ, источников информации, теоретических и экспериментальных дан-
ных, обработку статистических данных. После изучения ТТЗ разраба-
тывается серия предварительных проектов РКН, отвечающих постав-
ленным требованиям. При разработке этих проектов учитываются все
новейшие достижения в различных областях РКТ. Для каадого пред-
варительного проекта РКН: выбирают топливо, принципиальную кон-
структивно-силовую схему, основные материалы; ориентировочно оп-
ределяют массовые, геометрические и тяговые параметры ДУ; выби-
65
рают число двигателей, тип СУ, конструкции приборов и органов уп-
равления; разрабатывают чертежи общего вида и десятки компоновок
РКН.
Выбор одного-двух вариантов РКН производится из целого ряда
возможных схем построения методом сравнительного анализа. Имен-
но эти варианты будут более детально разрабатываться на последую-
щих этапах проектирования.
4.2. ЭСКИЗНЫЙ И ТЕХНИЧЕСКИЙ ПРОЕКТЫ
Разработка эскизного проекта. На этом этапе проектирования подго-
тавливаются и выдаются организациям-соисполнителям технические за-
дания и исходные данные на разработку СУ, ДУ, наземного стартового
комплекса и других систем. При этом составляются планы совместных
работ. Исходными данными для эскизного проектирования являются
параметры РКН, полученные при разработке ТП.
На этапе эскизного проектирования выбирается окончательный
вариант РКК, уточняется компоновочная схема РКН, на основе проч-
ностных расчетов выбираются конструктивно-силовые схемы основ-
ных агрегатов и узлов РКН, разрабатываются чертежи агрегатов и уз-
лов, производится аэродинамический, массовый, баллистический и дина-
мический расчеты, расчеты надежности и технйко-экономическое обос-
нование проекта.
Этап заканчивается защитой эскизного проекта РКК, внесением
в него по результатам защиты необходимых исправлений, утвержде-
нием. *
Разработка технического проекта. Разработать проект РКК, явля-
ющегося сложным объектом проектирования, в создании которого учас-
твуют десятки конструкторских коллективов организаций-соиспол-
нителей, в два этапа очень трудно. В связи с этим предусматривается
третий этап проектирования-разработка технического проекта. На этом
этапе на основе данных эскизного проекта уточняется компоновочная
схема РКН, разрабатывается конструкция агрегатов и узлов, уточняют-
ся все расчеты. Разрабатывается конструкторская документация для
изготовления испытательного оборудования и макетов эксперименталь-
ных образцов. Изготавливается материальная часть и проводятся эк-
спериментальные работы для проверки принятых технических решений.
4.3. РАЗРАБОТКА РАБОЧЕЙ ДОКУМЕНТАЦИИ
НА ОПЫТНЫЕ ОБРАЗЦЫ, ПРОВЕДЕНИЕ ИСПЫТАНИЙ
На основании технического проекта разрабатываются конструк-
торская документация для изготовления и испытания опытных образ-
цов, частные программы наземной отработки,включая документацию на
испытательное оборудование. Конструкторская документация передается
в опытное производство, изготавливаются опытные образцы и испытатель-
ное оборудование для наземных испытаний.
66
Вначале проводятся автономные испытания отдельных узлов и
систем РКН. После получения удовлетворительных результатов этих
испытаний приступают к стендовым испытаниям отдельных РБ. Од-
новременно производится опытная отработка остальных агрега-
тов и систем РКН. Обеспечение и подтверждение надежности РКН про-
водятся в основном путем наземной отработки, с тем, чтобы в полете
производить лишь ту отработку, которую невозможно осуществить
на Земле, а для этого нужна эффективная экспериментальная база для
наземных испытаний. При наземных испытаниях значительно облегча-
ются измерения, повышается их точность и имеется возможность ос-
мотра агрегатов после испытаний.
На полигоне опытные образцы РКН и элементов РКК впервые ис-
пытываются совместно. В ходе наземной отработки обеспечивается рабо-
тоспособность всех агрегатов и систем при транспортировке, установке
РКН в стартовое положение и подготовке ее к пуску. При этом выяв-
ляются и устраняются недостатки в конструкциях отдельных узлов
РКН, наземного оборудования и стартовых сооружений.
На стадиях проектирования РКК и ЛКИ, при эксплуатации создан-
ного РКК необходимо учитывать требования Космического права, меж-
дународных соглашений, соблюдать которые обязалось наше государ-
ство. Среди международных договоров особое место занимают много-
сторонне соглашения, разработанные в рамках ООН: Договор о прин-
ципах деятельности государств по исследованию и использованию кос-
мического пространства, включая Луну и другие небесные тела (1967);
Соглашение о спасении космонавтов, возвращении космонавтов и объ-
ектов, запущенных в космическое пространство (1968); Конвенция
о международной ответственности за ущерб, причиненный космическим
объектам . (1972); Конвенция о регистрации объектов, запускаемых
в космическое пространство (1975); Соглашение о деятельности го-
сударств на Луне И других небесных телах (1979).
Эти документы заложили основы правопорядка в космосе, так как
содержат наиболее общие нормы деятельности государств в космичес-
кой области, рассчитанные на неопределенно длительное время и приз-
наваемые в качестве обязательных большинством государств. С проект-
ной точки зрения к КА, средствам их выведения международные сог-
лашения предъявляют дополнительные требования, которые необходи-
мо учитывать при проектировании РКК.
ГЛАВА 5. ВЫБОР КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ РКН,
ТОПЛИВА, ТИПА ДУ
5.1. КЛАССИФИКАЦИЯ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ РКН
Рассмотрим понятия ступень РКН, или сокращенно ступень, и РБ
с позиций терминологии, принятой в проектных организациях СССР.
Предположим, что у одноступенчатой РКН КГЧ (без ГО) после сжига-
ния рабочего запаса топлива и выключения двигателя отделяется. Всю
67
РКН с момента старта до ^момента отделения КГЧ назовем ступенью,
аРКНбезКГЧ-РБ.
РКН, состоящие из нескольких РБ и КГЧ, называют и многоблоч-
ными, и многоступенчатыми, считая в этом случае ступенями последо-
вательно движущиеся части этих РКН, образующиеся после отделения
опорожнившихся РБ от РКН. Счет РБ и ступеней ведут в восходящем
порядке — от основания РКН к ее КГЧ. Для того, чтобы отличать сту-
пени от РБ, введем следующие обозначения нумерации и индексации:
для ступеней — / = I, II, . . .,7V; для РБ i = 1, 2, . . ., п (рис. 5.1). Аме-
риканская терминология отличается от нашей, и это необходимо учи-
тывать при изучении переводной литературы. Как следует из опреде-
ления, масса конструкции многоступенчатой РКН по времени полета
меняется ступенчато и на участке полета каждой ступени она постоян-
на, а масса ступени меняется только за счет изменения массы топлива.
В общем случае момент перехода от одной ступени к другой может оп-
ределяться моментом сброса отработавших РБ или крупного элемента
конструкции (бака, двигателей).
Для выбора конструктивно-компоновочной схемы (ККС) РКН вве-
дем понятие массовой отдачи РКН, под которой будем понимать отно-
шение массы КГЧ к стартовой массе РКН. Заметим, что в нижеприве-
денную классификацию ККС включены наиболее характерные схемы
как существующих, так и принципиально возможных РКН.
Одноступенчатая РКН (рис. 5.2, а). Ее главный недостаток — тра-
та энергии топлива на разгон той части конструкции (баков и двига-
телей) , которая уже выполнила свои функции и с этого момента стала
балластом, — проявляется в ограниченных возможностях по массовой
отдаче.
Двухступенчатая РКН со сбрасываемыми двигателями (см. рис.
5.2, б). Реализована в американской ракете ’’Атлас”. К недостатку такой
схемы относят большую массу топливного отсека [ 71 ].
Двухступенчатая РКН со сбрасываемыми баками (см. рис. 5,2, в).
В этой схеме ненужные на втором этапе полета топливные отсеки ТО1
сбрасываются, но возникает необходимость уменьшать тягу к концу
Рис. 5.1. Принципиальная схема многоступенчатой РКН с последовательным соедине-
нием РБ
68
Рис. 5.2. Принципиальные схемы
одноступенчатых и двухступенча-
тых РКН со сбросом крупных
элементов конструкции:
1 - КГЧ; 2 - ТО 1; 3 - ДУ 1;
4 - ТО 2; 5 - ДУ 2
полета, чтобы избежать значительных перегрузок. Неизменная масса
ДУ в этой схеме снижает массовую отдачу РКН.
Двухступенчатые РКН с последовательным соединением РБ (рис.
5,3 а). Это самая распространенная схема. Одна из трудностей, кото-
рая возникла при создании РКН по такой схеме, — необходимость за-
х/уска двигателя РБ 2 в полете. На участке полета I ступени двигатель
РБ 2 является балластом.
РКН с параллельным соединением автономных РБ и одновремен-
ным запуском двигателей всех РБ на Земле (см. рис. 5.3, 6). По этой
схеме реализована РКН ’’Спутник” [62] . Один из недостатков такой
схемы — значительная балластная масса топливного отсека РБ 2. Запуск
всех двигателей на Земле имеет и положительные и отрицательные сто-
роны. Надежность РКН повышается по сравнению со схемой рис. 5.3»а
— нет балластных двигателей, но при фиксированной геометрии сопла
двигателя РБ 2 неизбежна потеря удельной тяги из-за большого времени
Рис. 5.3. Схемы двухступенчатых РКН со сбросом РБ:
1 - РБ 1; 2 - РБ 2; 3 - КГЧ; 4 - гидравлическая связь между РБ 1 и РБ 2; 5 -
дополнительный ТО; 6 - гидравлическая связь между РБ 2 и дополнительным ТО
69
работы двигателя РБ 2 на неоптимальных режимах. Этот недостаток
можно исправить использованием на РБ 2 двигателей с переменной сте-
пенью расширения сопла.
РКН с параллельным соединением автономных РБ и разновремен-
ным запуском двигателей РБ (см. рис. 5.3, в). В этой схеме нет пере-
тяжеленных топливных отсеков, но на участке полета I ступени появ-
ляется балластный двигатель РБ 2; на участке полета II ступени полу-
чают высокую удельную тягу, используя высотные двигатели.
РКН с параллельным соединением РБ, с одинаковыми компонен-
тами топлива РБ и переливом топлива на участке полета I ступени (см.
рис. 5.3, г). Все двигатели в этой схеме запускаются на Земле и рабо-
тают на участке полета I ступени на топливе РБ 1. Когда запас топлива
в РБ 1 будет израсходован, необходимо переключить двигатель РБ 2
на питание из топливного отсека РБ 2. Быстрое переключение топлив-
ных магистралей в полете — сложная техническая задача.
РКН с параллельным соединением РБ, с различными компонентами
топлива и сбрасываемым дополнительным топливным отсеком (см.
рис.5,3 д). Все двигатели запускаются на Земле. На участке полета I
ступени двигатель РБ 2 работает на топливе из дополнительного топлив-
ного отсека, на участке полета II ступени двигатель РБ 2 переключается
на питание от собственных баков.
Одна из трудностей, которая встречается во всех схемах с параллель-
ным соединением РБ, заключается в создании конструкций узлов связи
РБ минимальной массы. Именно при решении этой задачи возможно
появление значительных по массе конструктивных элементов, которые
могут значительно снизить массовую отдачу РКН.
В заключение рассмотрим трехступенчатые РКН.
РКН с последовательным соединением РБ. Реализована в РКН ’’Про-
тон”. На участке полета I ступени двигатели РБ 2 и РБ 3 являются балласт-
ными* а на участке полета II ступени только двигатель РБ 3 является бал-
ластным [16].
РКН с комбинированным соединением РБ.Реализована в РКН ’’Союз”.
В этой схеме первые два РБ могут быть такими же, как и в двухступенча-
тых РКН с параллельным соединением РБ, аРБ 2 и РБ 3 соединяются пос-
ледовательно.
Схематизация Других возможных вариантов ККС РКН по рассмот-
ренной методике может быть распространена на РКН с большим числом
ступеней и РБ. В вариантах с параллельным соединением разгонных бло-
ков РБ 1 может дробиться на различное количество более мелких РБ.
РКН могут иметь различные типы топливных отсеков и ДУ, отличаться
типом старта. В схемах с переливом топлива возможны варианты, когда
переливается только один из компонентов топлива.
/
5.2. ВЫБОР ТОПЛИВА И ТИПА ДУ
В РКН используются жидкие и твердые ракетные топлива. Выбор
топлива при проектировании РКН имеет большое значение, так как фи-
70
зико-химические свойства компонентов и условия их эксплуатации
практически полностью определяют тип ДУ, систему проектных пара-
метров, массу, габаритные размеры и баллистические возможности РКН
[49].
В настоящее время известно большое количество жидких и твердых
топлив. Характеристики наиболее распространенных из них приведены
в табл. 5.1-5.3. По существу при выборе топлива задача проектанта сво-
дится к подбору оптимального топлива из ряда наиболее распространен-
ных с учетом требований ТТЗ к РКК.
Для сравнения различных топлив с использованием критерия ’’мас-
совая отдача РКН” воспользуемся соотношениями из теории реактив-
ного движения, которые подробно рассмотрены в разд. 2.4.
Рассмотрим формулу К.Э. Циолковского для конечной скорости
одноступенчатой ракеты
FK = —с1пдк, (5.1)
где с — эффективная скорость истечения продуктов сгорания в пусто-
те,
с = wa+Sapa/ mT ; (5.2)
дк ~ тк/то — относительная конечная масса ракеты; тк — конечная
масса ракеты; то - стартовая масса ракеты. Скорость истечения про-
Таблица 5.1
Характеристики компонентов жидкого топлива [32]
Компонент ^Химическая формула Плотность, гДм3 Температура, °C
плавления кипения
Окислитель
Кислород 02 1,14 -219 -183
Фтор F2 1,51 -218 -188
Азотная кислота HNO3 1,52 -41,6 +86
Азотный тетроксид N2O4 1,45 -11,2 +21,2
Перекись водорода • Н202 1,46 -0,89 +153
Окись фтора of2 1,52 -224 -145
Горючее
Керосин — 0,76-0,84 -50-70 +170+180
Этиловый спирт C2Hs0H 0,789 -115 +78,5
Метиловый спирт CH3OH 0,792 -97,9 +64,7
Гидразин N2H4 1,01 +1,5 +114
. Несимметричный N2H2(CH3)2 0,79 -57,2 + 63,1
диметил гидразин
(НДМГ)
Водород Н2 0,071 -259 -253
Аммиак NH3 0,682 -77,7 -33,4
71
Таблица 5.2
Характеристики жидких топлив [ 32]
Топливо Плотность, т/м3 Удельная тяга, с Массовое соотношение компонентов топлива
0г + керосин 1 320-350 2,5-2,6
О2+Н2 0,35 440-460 5,5-6,5
F2 + H2 0,7 465-480 13-17
АТ + НДМГ 1,14 300-330 2,6-2,7
F2 + NH3 1,19 400-410 —
Таблица 5.3
Сравнительный анализ баллиститных
и смесевых твердых топлив [ 68]
Характеристика Баллиститное топливо Смесевое топливо
Плотность, т/м3 Удельная тяга, с Массовой состав, % 1,65 230-240 43 - нитроглицерин, 53 - нитроклетчатка, 4 - добавки 1,70 290-300 69 - перхлорат аммония, 15,3-каучук, 15 - алюминий, 0,7 - добавки
Технология изготовле- ния зарядов Прессование Литье
Предел прочности при
температуре, Н/см1 2:
-40° С 2942 588
+ 40° С 245 98,1
Баллиститное топливо имеет более высокие свойства повторяемости и стабиль-
ности в хранении, чем смесевое.
дуктов сгорания на срезе сопла и>а зависит от параметров продуктов
сгорания рассматриваемых ракетных топлив [ 68]:
1 *
ЯТКЛ [ 1-(_₽£_)—] , (5.3)
к-1 Рк.с
где к — показатель адиабаты; R — газовая постоянная; Гк с. — темпе-
ратура в камере сгорания; ра, рк с — давления на срезе сопла и в каме-
ре сгорания.
72
Будем предполагать, что рассматриваемая одноступенчатая ракета
должна иметь определенное значение харатеристической скорости Vx.
Воспользуемся формулой из разд. 7.2 для относительной конечной мас-
сы одноступенчатой ракеты
дк = g-T-o+ “° + Т.кгч (_+ 7ДУ ”о , (5.4)
1+<?т.о тО 1+дТ.О 1+дТ.О
где ат.о = rnT QlmTf — относительная масса топливного отсека; /ит,0
- масса топливного отсека; тт — рабочий запас топлива;
7ДУ = £о 'Иду/Лх “ относительная масса ДУ; гиду - масса ДУ;
Рп “ пустотная тяга ДУ; п0 = - стартовая перегрузка; аь =
= mbl(mQ — ^кгч)~ относительная масса прочих элементов; — масса
прочих элементов; (т0 — аикгч) — стартовая масса РБ; дикгч — масса
КГЧ; аикгчЛи0 "" относительная масса КГЧ, или массовая отдача РКН.
Из формулы (5.1) найдем
Дк = ехр (-----— ) . (5.5)
С
Из формулы (5.3) с учетом формулы (5.4) найдем массовую отдачу
РКН
Дкгч = —[ (1 +ат.о) ехр (- ) - (5.6)
т0 1 ~ао с
~ ат.о - аа - 7ду Ио ] ,
где с может быть выражено через удельную пустотную тягу:
С=£о^уд,П’ (5*7)
Относительная масса топливного отсека ат.о может быть найдена
как функция плотности топлива Рт; Рт зависит от плотности окисли-
теля Рок, горючего Рг и соотношения массовых секундных расходов
окислителя и горючего:
Кт = ^ок/юг • <5-8)
Рассмотрим соотношение
где Кт - объем топлива.
Предположим, что отношение дт* = дит О/Кт не зависит от рт, тогда
из соотношения (5.9) имеем зависимость
Дт.о = я*т.о/ Рт • (5.10)
73
Рассмотрим соотношение для плотности топлива
Рт = (^ок + wr)/ (^ок + Кг) 9
где диок, тт — рабочие запасы окислителя и горючего; Кок, Кг - соот-
ветствующие объемы окислителя и горючего; Кок = wOK/pOK; Кг =
= ^г/Рг-
Из соотношения (5.11) с учетом соотношений для объемов
Л _ ^ок + ^г _ ^ + ^т)РокРг /с
Рт — •• — , (5.12)
(^ок/Рок) + (^г/Рг) Рок + КтРг
гдеКт = ток/тг = ток/тг при постоянных массовых секундных рас-
ходах окислителя и горючего.
Формула (5.6) с учетом формул (5.7) и (5.10) позволяет анали-
зировать зависимость массовой отдачи РКН прежде всего от РуДвП и
рт. Из этих зависимостей следует, что чем выше у топлива /уД.п и Рт>
тем больше массовая отдача РКН. По дкгч для РКН следует выбирать
топлива, которые дают наибольшую массовую отдачу.
С использованием выражения (5.12) можно исследовать влияние
на массовую отдачу параметров рок, рг,Кт.
Формулы (5.2) и (5.3) позволяют исследовать влияние на массо-
вую отдачу РКН параметров продуктов сгорания: к,/?, ГКвС,рКвС,рд.
Кроме описанных выше расчетов значений критерия ’’массовая от-
дача РКН”, при выборе топлива должны учитываться: характеристики
механической прочности для твердых топлив; данные по стоимости
компонентов топлива; эксплуатационные характеристики; возмож-
ности использования компонентов, топлива для охлаждения камер сго-
рания и наддува топливных баков; условия производства, транспор-
тировки, хранения и т.п.
Применяемые компоненты жидких топлив можно разделить на три
основные группы: высококипящие, низкокипящие и криогенные.
Высококипящие компоненты имеют температуру кипения, как
правило, выше максимальной температуры, которая может быть при
эксплуатации и хранении, обладают стабильностью характеристик, удоб-
ны в хранении и при организации длительной готовности РКН или КА
к пуску. Эти компоненты можно хранить в жидком состоянии в гер-
метичных баках. К высококипящим компонентам относятся: азотная
кислота, керосин, несимметричный диметилгидразин (НДМГ), азотный
тетроксвд (АТ), перекись водорода и др.
Низкокипящие компоненты имеют температуру кипения ниже мак-
симальной эксплуатационной температуры. Их нельзя хранить в жидком
состоянии в герметичных баках без принятия специальных мер по ох-
лаждению. К низкокипящим компонентам относятся: аммиак, метан,
пропан и др.
Криогенные компоненты имеют температуру кипения ниже мини-
мальной эксплуатационной температуры. Их также нельзя хранить в
жидком состоянии в герметичных баках без принятия специальных мер
74
по охлаждению. К криогенным компонентам относятся: кислород, во-
дород, фтор и др.
Если хотя бы один из компонентов топлива является низкокипя-
щим или криогенным, то и топливо называется низкокипящим или кри-
огенным.
Рассмотрим особенности некоторых распространенных топлив.
Кислородно-водородному топливу присущи все недостатки крио-
генных топлив, а обращение с ним требует применения специальных
систем обнаружения утечек, необходимых в связи с чрезвычайной взры-
воопасностью образующейся при испарении водорода газовой смеси.
Но продукты сгорания нетоксичны и не загрязняют атмосферу. Про-
изводство жидкого водорода в больших объемах необходимо не только
для ракетной техники, но и для многих отраслей народного хозяйства.
Одной из основных проблем применения жвдкого водорода является
уменьшение потерь при длительном хранении, транспортировке и зап-
равке РКН на старте. В этом направлении работы вдут над совершен-
ствованием тепловой изоляции, освоением переохлажденного водорода
и шугообразного водорода, который на 30-40 % состоит из плавающих
частиц водородного льда. Меры предосторожности при работе с жидким
водородом: контролируемый дренаж, герметизация соединительных
узлов (где возможно, с применением сварки и пайки), надежная вен-
тиляция.
Топливо кислород+керосин относится к числу давно освоенных,
с успехом используется в PH, в космических РБ.
Высококипящее топливо АТ+НДМГ. Топливо самовоспламеняю-
щееся, применяется на PH и на КК для тормозных и разгонных ДУ и для
двигателей многократного запуска. Близкое по типу топливо приме-
нено, например, на основном корабле и на посадочной и взлетной сту-
пенях КК ’’Аполлон”. НДМГ как горючее достаточно стойкое соедине-
ние, позволяющее использовать его как охладитель камеры сгорания.
Основной недостаток этого горючего — высокая токсичность. Обращение
с ним требует не только применения защитных костюмов, но и авто-
номного снабжения воздухом для дыхания. Топливо АТ + НДМГ приш-
ло на смену топливу азотная кислота+керосин.
В американской практике гидразин N2H4 применяется с НДМГ
в 50-процентной смеси, которая называется ’’аэрозином”, в качестве
горючего с окислителем АТ.
Твердые ракетные топлива делятся на два больших класса: баллис-
титные и смесевые. Характеристики этих двух классов приведены в
табл. 5.3. Кроме основных составляющих, в баллиститное топливо в
небольших количествах входят различные добавки, которые могут менять
скорость горения, повышать химическую стойкость топлива для уве-
личения длительности хранения. Есть добавки типа вазелина и сажи,
повышающие пластичность топлива, необходимую при формовании за-
ряда. Баллиститные топлива дают сравнительно низкие удельные тяги,
однако горят достаточно стабильно, что позволяет использовать их там,
где вопрос массовой отдачи стоит не слишком остро — в основном для
75
двигателей вспомогательного назначения (сброса створок ГО, разде-
ления РБ и т.д.).
Смесевые топлива обладают более высокой удельной тягой, чем
баллиститные. По этому показателю они способны конкурировать с
некоторыми жидкими топливами. Технология литья смесевых топлив
позволяет изготавливать заряды больших диаметров. Смесевое твер-
дое топливо применяется, например, в твердотопливных ускорителях
РН”Титан-ЗС”.
Для выбора типа двигательной установки (ЖРД или РДТТ) воспо-
льзуемся формулой К.Э. Циолковского (5.9) и формулой для дк (см.
разд. 7.2) для РКН с ЖРД:
Гх = -*оРуд.п1п[ а™/а*+(откгч/"М(1 - (513)
1 + «т.о
При (тктч/т0) = О предельное значение Vx будет
v тах - „ р i„ г Дт.о+Да+Тду ио , мч
Fx жрп ~ *°РУД.п1п [ . ] • (5.14)
ЖгД 1 т “т.о
Из уравнения (5.13) получим формулу для массовой отдачи РКН
с ЖРД:
^КГЧ “
«кгч= ( ,J_+ aL2) ехр (-------?2L_) -
то 1 ~ ао ^о^уд.п
(5.15)
_ ( ДТ.О + + 7ду ”0 у
1 —
Рассмотрим аналогичные соотношения для РКН с РДТТ. Характери-
стическая скорость
” £Ь-Руд.п [
аДВ + *<7 + кгч/шо) -*<7>
1 + аДВ
(5.16)
где ОдВ = аидв рдТТ/дит; аа = ™О1 (т0 - ткгч); шдв РДТТ - масса
ракетного твфдотопливного двигателя; то — масса прочих элементов
РБ, причем т0 — ^кгч = шдв РДТТ + + то.
Массовая отдача
и _ ”кгч_ Z 1'|'0|дв\ eXD (_
ДКГЧ - „ ~ ( 1 „ ' еХР 1
Wq 1— аа
—Dl_) _ ( aflB2±L) . (5.17)
ЯУрРуд.п 1 л'о
Предельное значение Кх при дкгч = 0:
RxmaX =-£оРуд.пМ (%> + да)/(1 + 0Дв) 1 • (5-18)
РДТТ
Учитывая, что “цв, существенно больше, чем ат.о, используя урав-
нения (5.15) и (5.17), можно построить график (рис. 5.4) для срав-
76
Рис. 5.4. Зависимость массовой от-
дачи РКН с ЖРД или РДТТ от
характеристической скорости
нительного анализа. В области А массовая отдача РКН с РДТТ близка
к массовой отдаче РКН с ЖРД и даже может быть немного выше.
Если РКН с РДТТ несколько проигрывает РКН с ЖРД по массовой
отдаче, то целесообразность применения РДТТ в этих случаях может
определяться эксплуатационными преимуществами РДТТ и более низ-
кой стоимостью их разработки. В области Б целесообразно примене-
ние только РКН с ЖРД. В некоторых областях зоны Б применение РДТТ
невозможно. ’
Кроме отмеченных выше случаев РДТТ используются для косми-
ческих РБ, где необходимо создать импульсное приращение вектора
скорости КА с целью изменения параметров его орбиты.
5.3. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ККС
Под компоновкой РКН будем понимать проектную работу по обо-
снованию взаимного расположения составных частей РКН, ее агрегатов,
систем и узлов, которое определяет их взаимодействие и функциони-
рование на всех этапах применения РКН. В эту работу будем включать
и обоснование формы РКН. Результаты этой работы отображаются на
ККС.
ККС — это чертеж РКН, содержащий решение основных принципи-
альных конструктивных вопросов построения РКН, учитывающий тре-
бования ТТЗ к комплексу и к РКН как основному элементу комплек-
са. На ККС, как правило, отражается решение следующих проектных
вопросов [ 49]:
выбор типа двигателя, принципиащ»ной схемы ДУ и принципиаль-
ной схемы двигателей (тип двигателя: ЖРД или РДТТ; тип ДУ: одно-
или многодвигательная; принципиальная схема двигателя: открытая
или замкнутая);
выбор компонентов топлива (низкокипящие, высококипящие или
криогенные);
выбор количества РБ и способа их соединения (параллельное, по-
следовательное или комбинированное);
выбор типа исполнительных органов СУ (аэродинамические или
газовые рули, дополнительные рулевые камеры или поворот основных
двигателей);
выбор системы разделения РБ (холодное или горячее);
выбор взаимного расположения отсеков и принципиальных схем
топливных отсеков (с несущими или подвесными баками);
77
выбор тиля СУ (жесткая, которая ведет РКН строго по расчетной
траектории, или гибкая, при которой возможны некоторые отклонения
от номинальной траектории, но которая обеспечивает требуемые пара*
метры траектории КГЧ в конце активного участка);
обеспечение безопасности полетов;
выбор типа старта и принципиальные решения по транспортным
средствам;
выбор конструктивно-силовой схемы (КСС) РКН.
Обоснование КСС РКН — это часть проектной работы по компонов-
ке, при которой выбираются такие схемы нагружения элементов кон-
струкции, которые обеспечивают минимум массы конструкции. Здесь
речь вдет прежде всего о наиболее нагруженных частях конструкции
ИСН, масса которых пропорциональна действующей на ?них нагрузке.
Такие части РКН будем называть несущими элементами конструкции.
Их совокупность в основном и составляет КСС РКН и в значительной
степени определяет массу конструкции.
Основные требования к ККС РКН:
отражать новейшие достижения в области РКТ и технологии про-
изводства;
проектные решения должны свести к минимуму затраты на разра-
ботку, производство и эксплуатацию РКК;
быть разработанной с использованием, унифицированных узлов и
агрегатов, отработанных технических решений;
учитавать технические возможности существующей производствен-
ной базы, затраты на создание новых производств и цехов.
Выбор количества ступеней РКН зависит от: целевых задач, задан-
ных* ТТЗ; массы КГЧ и КА; энергетического и массового совершен-
ства ДУ; массового совершенства конструкции (топливных отсеков,
арматуры, приборов СУ и энергопитания, теплозащитных покрытий
ТЗП).
Компоновочная схема I ступени многоступенчатой РКН так же, как
и ККС одноступенчатой, должна удовлетворять требованиям, которые
определяются условиями полета на атмосферном участке. Рассмотрим
схему действующих сил на участке атмосферного полета (рис. 5.5).
Соотношения аэродинамики для сил X и Y :
Ph V2
Х = сх (М, Re , а, Л, форма РКН)---------5М ь (5.19)
Ph V2
y = ^(M,Re, а, й, форма РКН)—------------ SMi, (5.20)
где X — сила лобового сопротивления; Y - подъемная сила; a - угол
атаки; V — скорость полета на высоте h при давлении окружающей
среды ph и плотности Ph ; М = У/ah — число Маха; Re = PhVl/v ~ число
Рейнольдса; v — коэффициент вязкости; ah — скорость звука на задан-
ной высоте h ; сх\ су — аэродинамические коэффициенты лобового соп-
ротивления и подъемной силы соответственно; — плсЛцадь наиболь-
78
Рис. 5 Л. Схема действующих на
РКН сил на участке атмосферного
полета
шего поперечного сечения корпуса первой ступени (площадь миделя)
bcv
Для малых углов атаки а справедливо соотношение су = —а
а для возмущающего момента: ъ а
MZx -У (хц.д. “хЦ.м. ) • (5.21)
Подставляя в формулу (5.21) формулу (5.20), получим
$м 11 ( ХЦД^?М-, (5.22)
да 2 i
где Хц Хц м - координаты центра давления и центра масс РКН; I -
длина РКН.
Из формулы (5.22) следует, что на величину MZi в полете на ат-
мосферном участке влияют:
форма РКН, от которой зависит су и У;
взаимное расположение центра давления и центра масс. _
Форма РКН зависит от формы КГЧ, удлинения корпуса I — l/Dj (Dj
- наибольший поперечный размер корпуса РКН), формы и площади
хвостового оперения, геометрических параметров конических переход-
ников. Увеличивая, например, площадь хвостового оперения, можно
регулировать смещение центра давления к хвостовой части РКН. Поло-
жение центра масс можно регулировать, меняя взаимное расположение
отсеков, массы которых не одинаковы. Например, располагая тяжелые
баки с топливом ближе к головной части, получаем наиболее близкое
расположение центра масс к КГЧ.
Величина требуемого управляющего момента примерно равна М2л.
Уменьшая величину AfZ1, мы тем самым уменьшаем массовые затраты
на исполнительные органы СУ. РКН статически неустойчива, когда центр
•давления находится ближе к КГЧ, чем центр масс (хц м > Хц д ). Тог-
да для управления ею нужны не только управляющие моменты, но и
более высокое быстродействие исполнительных органов СУ, чем для
случая, когдаХц д >*ц,м. (т-е- статически устойчивой РКН).
Из рассмотренных соотношений вытекают следующие треоования
к ККС РКН: на атмосферном участке полета должны выполняться ус-
ловия
79
ХЦ.Д. > хЦ.м.ихЦ.д. ^хЦ.м.*
Например, относительная величина разности координат центра давле-
ния и центра масс для оперенных РКН меняется в пределах [ 68]:
(хц.д. — хЦ.м.) /1 = 0,05... 0,15,
где I — длина ракеты.
Рассмотрим ККС двухступенчатой РКН с параллельным соедине-
нием РБ (рис. 5.6). Принципиальная схема ДУ I ступени показана на
рис. 5.7, а принципиальная схема двигателей РБ 1 и РБ 2 на рис. 5.8.
Переднее расположение центра
масс обеспечивается расположени-
ем тяжелых баков с жидким кис-
лородом в передней части всех РБ.
Коническая форма боковых РБ и
аэродинамические рули обеспечи-
вают необходимое смещение к
хвосту центра давления на атмос-
ферном участке полета. Управле-
ние на этапе полета I ступени осу-
ществляется отклонением всех
рулевых двигателей и воздушных
рулей, на II ступени — отклонени-
ем четырех рулевых двигателей.
Топливные отсеки всех РБ несу-
щей конструкции. КСС ракеты
такова, что продольные усилия
с боковых РБ передаются на цент-
ральный РБ в верхнем поясе свя-
зи; в этом же месте ракета за-
крепляется на старте.
РКН ’’Спутник”, которая соз-
давалась первоначально как меж-
континентальная баллистическая
ракета, в значительной степени
формировалась под влиянием тре-
бований ТТЗ: транспортабель-
ность по железной дороге; жест-
кие сроки создания межконтинен-
тальной ракеты (1955—1957),
приведшие к необходимости при-
менения освоенных схем двигате-
лей с запуском на Земле, так как
запуск ь олете в то время не был
освоен [62,63].
5.6. Конструктивно-компоновочная
ма РКН ’’Спутник**
80
Рис. 5.7. Принципиальная схема ДУ I ступени РКН
’’Спутник”:
I, II, III, IV - плоскости стабилизации
Нижний силовой пояс связи блоков передает усилия только в плос-
кости, перпендикулярной продольной оси РКН, его конструкция обес-
печивает минимум массовых затрат на нижний пояс связей.
Выбранная ККС РКН ’’Спутник” приводит к значительному сни-
жению массы конструкции центрального РБ узлов связи, хвостовых и топ-
ливных отсеков, что и определяет высокое массовое совершенство всей
конструкции (по сравнению с другими возможными вариантами ККС).
81
Рис. 5.8. Принципиальная схема двигателей РБ 1 и РБ 2 РКН "Спутник”:
1 - насос перекиси водорода; 2 - газогенератор с твердым катализатором; 3 - на-
сос окислителя (жидкий кислород); 4 - турбина; 5 - испаритель жидкого азота
(теплообменник); 6 - подача газообразного азота на наддув баков окислителя и
горючего; 7 - выхлоп турбины; 8 - основная камера сгорания; 9 - подача компо-
нентов топлива к другим основным камерам сгорания и рулевым двигателям; 10 -
насос жидкого азота; 11 - насос горючего (керосин)
В качестве самостоятельного задания предлагается изучить особенности ККС
РКН ”Сатурн-5” (рис. 5.9). [42]. На рис. 5.10 показана крестовина для крепления
центрального двигателя F-1 первой ступени, на рис. 5.11, 5.12 - параметры сече-
ний несущих оболочек баков окислителя горючего РБ1. Следует обратить внима-
ние на: формы и конструкцию топливных отсеков и КГЧ; взаимное расположе-
ние баков окислителя и горючего на всех РБ; способы передачи сил тяг двигателей
на корпусы РБ; способы организации управляющих моментов; решения по сис-
темам разделения РБ.
82
SI LI 11
83
\RP-1
55 56 51 56 56
84
Ряс. 5.9. Конструктивно-компоновочная схема РКН ”Сатурн-5”:
а - РБ 1; б - РБ 2; в - РБ 3 и КК ’’Аполлон”; г - ККС всей РКН; 1 - блоки электронного оборудования и охлаждающие панели;
2 - плоскость разделения РБ 1 и РБ 2; 3 - баллоны с гелием (4 шт.); 4 - бак окислителя; 5 - кольцевые перегородки-гасители ко-
лебаний жидкости; 6 - магистраль газообразного кислорода для наддува бака; 7 - крестообразная перегородка» предотвращающая
вихреобразование; 8 - датчик отсечки топлива (на каждой магистрали окислителя); 9 - магистраль наддува гелием бака горючего;
10 - тоннельный трубопровод магистрали подачи окислителя; 11 - бак горючего (керосин); 12 - трубопровод подачи горючего (по
два на каждый двигатель); 13 - предварительный клапан горючего; 14 - тормозные РДТТ системы разделения (8 шт.); 15 - насос
окислителя; 16 - насос горючего; 17 - теплообменник; 18 - предварительный клапан окислителя; 19 - турбина; 20- клапан окис-
лителя; 21 - карданов подвес; 22 - выхлопной патрубок турбины, выходящий в закритическую часть сопла; 23 - клапан горючего;
24 - привод карданова подвеса; 25 - ЖРДГ-1;26 - донная теплозащита; 27 - крестовина хвостового отсёка для крепления цент-
рального ЖРД F -1 и опирания РКН на старте; 28 - баллоны с гелием для предварительного наддува баков окислителя и горючего
РБ 2; 29 - дренажные клапаны бака горючего (2 шт. - дублирование); 30 - трубопровод наддува газообразным водородом; 31 -
технологический стык РБ 2 и РБ 3; 32 - бак горючего (жидкий водород); 33 - дренажный трубопровод бака окислителя; 34 - трубо-
провод наддува газообразным кислородом; 35 - датчики уровня систем заправки и одновременного опорожнения баков; 36 - прия-
мок, из которого берут начало трубопроводы окислителя, идущие к двигателям; 37 - плоскости отделения переходника от РБ 2 и
РБ 2 от РБ 3; 38 - контейнеры с приборным оборудованием; 39 - ТНА горючего; 40 - теплообменник; 41 - ЖРД J-2, имеющие
пустотную тягу приблизительно по 1000 кН каждый; 42 - карданов подвес; 43 - выхлопной патрубок турбины окислителя, выходя-
щий в закритическую часть сопла; 44 - ТНА окислителя; 45 - выхлопной трубопровод турбины горючего; 46 - пороховые двигатели
малой тяги системы разделения и обеспечения запуска двигателей J-2 (4 шт.); 47 - заправочный штуцер бака окислителя; 48 -
предварительный клапан окислителя; 49 - предварительный клапан горючего; 50 - бак жидкого кислорода; 51 - трубопровод жид-
кого водорода, наружный (5 шт.); 52 - телеметрическая антенна; 53 - антеннарадиокомандной системы управления; 54 - средства
радиосопровождения; 55 - парашютный отсек СА КК ’’Аполлон”; 56 - двигатели управления тангажем; 57 - боковой лаз СА; 58 -
антенна УКВ; 59 - крепежная рама отсека экипажа; 60 - служебный отсек КК ’’Аполлон”; 61 - двигатели системы управления; 62 -
баки криогенного топлива (водород и кислород); 63 - холодильник-излучатель (четырехокись азота); 65 - стыковочный лаз; 66 -
приборный отсек; 67 - обтекатель-переходник лунной кабины (сбрасывается после выведения КК ’’Аполлон” на траекторию полета
к Луне); 68 - иллюминатор стыковки; 69 - возвращаемый на окололунную орбиту блок с кабиной экипажа; 70 - бак горючего;
71 - крепление лунного корабля; 72 - приборный отсек РКН (кольцевой формы); 73 - отрывной разъем цепи наземного питания;
74 - бак жидкого водорода; 75 - бак жидкого кислорода; 76 - тормозные РДТТ системы разделения РБ 2 и РБ 3 (4 шт.); 77 - ЖРД
J-2; 78 - вспомогательная двигательная установка (2 шт.); 79 - дренажная система; 80 - дренаж с выключенным двигателем; 81 -
дренаж с работающим двигателем; 82 - основные амортизационные стойки посадочного устройства; 83 - посадочный лунный блок;
84 - передний лаз для выхода на поверхность Луны; 85 - радиолокационная система обеспечения встречи на орбите Луны; 86 - пово-
ротная антенна S-диапазона; 87 - двигатель служебного отсека с кардановым подвесом, тяга 91,2 кН; 88 - бак горючего (аэрозин) ;
89 - топливные батареи; 90 - горючее двигателей системы управления; 91 - окислитель двигателей системы управления; 92 - холо-
дильники-излучатели системы электроснабжения; 93 - бак гелия; 94 - двигатели управления креном; 95 двигатели управления
рысканием; 96 - иллюминатор стыковки на СА; 97 - боковой иллюминатор; 98 - стыковочный лаз; 99 - сопла увода спасаемой
части с траектории аварийной РКН; 100 - двигатель управления по тангажу; 101 - двигатель отстрела опорного пилона с РДТТ САС и
защитным обтекателем СА; 102 - РДТТ САС; 103 - сопла основного РДТТ САС; 104 - защитный обтекатель С А на участке выведе-
ния (пробковая основа, отражающая поверхность)
Рис. 5.10. Часть хвостового отсека РБ 1
РКН ”Сатурн-5”:
1 - силовой шпангоут; 2 - крестовина
для крепления центрального двигателя и
опирания РКН на старте; I, II, III, IV -
плоскости стабилизации
Рис. 5.11. Параметры сечений цилиндрической* оболочки бака окислителя РБ 1
(S-1C) PH ”Сатурн-5”:
а — около верхнего днища; б — около нижнего днища. Шаг 254 мм
Рис. 5.12. Параметры сечений цилиндрической оболочки бака горючего РБ 1 (5-1Q
PH ”Сатурн-5”:
а - около верхнего днища; б — около нижнего днища. Шаг 152 мм
86
ГЛАВА 6. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ АВТОМАТИЧЕСКИХ КА
6.1. СОСТАВ И ККС КА
Состав и построение КА определяются [ 30]:
особенностями условии космического полета (вакуум, невесо-
мость, радиация и т.д.) и полета в составе РКН (перегрузки, вибрации
и т.д.);
необходимостью использования для управления полетом КА на-
ряду с бортовыми средствами управления канала связи с Землей;
особенностью динамики орбитального полета, который в основном
проходит под действием сил тяготения и реактивных сил.
Эти факторы можно считать общими для любого КА независимо
от его назначения. Условия космического полета требуют введения в
состав КА средств, обеспечивающих надежную защиту аппаратуры от
воздействия радиации, вакуума, микрометеоритов, создания системы
терморегулирования для поддержания температуры в некоторых от-
секах КА в пределах, допустимых по условиям работы находящихся
в них приборов и механизмов. Условия полета в космосе, как правило,
не накладывают серьезных ограничений на внешние формы КА. Для
СА, капсул, которые должны возвращаться на Землю или садиться на
поверхности планет с атмосферой, аэродинамические формы должны
выбираться специальным образом.
Для управления полетом автоматический КА должен иметь в сво-
ем составе радиотехнический комплекс и комплекс средств для авто-
номного полета, при котором управление осуществляется только бор-
товыми системами. Предусматривается также использование радиоуп-
равления с Земли для обмена информацией между КА и наземным
комплексом управления (НКУ) полетом. Для изменения высоты, нак-
лонения и других параметров орбиты; перехода на траекторию спуска
на Землю или планету КА должен иметь ракетный двигатель.
В общем случае в состав автоматического КА входят: полезная наг-
рузка, служебные системы, корпус и ДУ.
Полезная нагрузка — это аппаратура или средства, непосредствен-
но реализующие решение задачи, поставленной перед КА.
Служебные системы обеспечивают функционирование КА в про-
цессе полета (управление, контроль, электроснабжение, радиосвязь,
температурный режим и т.д.). К ним относятся:
система ориентации и управления движением (СОУД), обеспечи-
вающая постоянную или периодическую ориентацию КА в режиме, не-
обходимом для решения целевых задач полета; управление процесса-
ми коррекции орбиты, межорбитальными переходами; выполнение
программных разворотов, закрутки аппарата (стабилизация вращением),
навигационных измерений и других задач управления движением;
система - электропитания (СЭП), снабжающая потребителей элек-
троэнергией на всех этапах полета;
система управления бортовым комплексом (СУБК), реализующая
программно-логическое и электросиловое управление бортовыми сис-
темами;
87
бортовой радиотехнический комплекс (БРТК) для связи с назем-
ным комплексом управления полетом с целью решения задач обмена
командно-программной информацией, проведения траекторных изме-
рений, передачи телевизионного изображения и информации от систе-
мы бортовых измерений;
система бортовых измерений (СБИ) для сбора и Передачи на Землю
через собственные передатчики или БРТК телеметрической информа-
ции о функционировании КА, в том числе о результатах работы научной
аппаратуры, систем и средств полезной нагрузки;
система обеспечения теплового режима (СОТР) для поддержания,
например, температуры полезной нагрузки, систем, конструкции и ДУ
в необходимом для их нормального функционирования диапазоне.
Корпус — это, как правило, силовая основа КА, объединяющая все
его составные части в единое целое, обеспечивающая сопряжение с PH
или космическим РБ.
ДУ обеспечивает расчетные изменения вектора скорости движения
центра масс КА.
Состав и построение КА (автоматического) рассмотрим на примере
ИСЗ ’’Молния-1” (рис. 6.1), предназначенного для ретрансляции теле-
визионных программ и осуществления дальней телефонной и телеграф-
ной связи. ИСЗ ’’Молния-1” входит в состав системы дальней космичес-
кой связи, работая совместно с наземными радиостанциями системы
’’Орбита”. КА имеет массу 1500 кг, максимальный размер в попедеч-
нике 8 м, выводится на сильно вытянутую эллиптическую орбиту ИСЗ
с высотой апогея 40 000 км, расположенного над северным полушарием,
и периодом обращения 12 ч. Полезной нагрузкой является бортовой
ретранслятор с антенно-фидерной системой, обеспечивающий прием
радиосигнала с Земли, его усиление и передачу на Землю. Для передаю-
щего радиоканала используется остронаправленная параболическая ан-
тенна, ориентируемая на 3 емлю.
СОУД обеспечивает:
длительную ориентацию ИСЗ на Солнце (для системы электропи-
тания) и наведение параболической антенны на Землю;
кратковременную ориентацию и проведение коррекции орбиты
(ориентацию продольной оси КА по или против вектора скорости в мес-
те включения ДУ в зависимости от необходимости выдачи тормозного
или разгонного импульса; управление ДУ; стабилизацию КА во время
работы ДУ);
выдачу управляющих сигналов на электроприводы параболической
остронаправленной антенны для ее наведения на Землю.
Состав СОУД:
чувствительные элементы — оптические датчики ориентации на Солн-
це, инфракрасные и оптические датчики ориентации на Землю;
счетно-решающие и коммутирующие устройства;
исполнительные органы, включающие мотбр-маховик (использует-
ся также в качестве чувствительного элемента системы) для поддед*
жания длительной ориентации ИСЗ, и реактивную систему, работающую
88
Рис. 6.1. Компоновочная схема ИСЗ ”Молния-1”:
1 - блок реактивных сопел СО; 2 - гермоотсек; 3 - стык с последним РБ; 4 - опти-
ческие датчики ориентации на Солнце; 5 - оптические датчики ориентации на Зем-
лю; 6 - маховик-гироскоп; 7 - солнечные батареи; 8 - антенна ретранслятора;
9 - привод антенны; 10 - радиометр; 11 - радиаторы СТР; 12 - внутренняя рама
с аппаратурой; 13 - корпуе; 14 - внутренняя рама с СТР; 15 - шар-баллоны СО;
16 - экранно-вакуумная изоляция; 17 - корректирующая ДУ
89
на запасах газообразного рабочего тела, обеспечивающую стабилизацию
ИСЗ при работе ДУ.
Система электропитания (СЭП) состоит из генератора электро-
энергии (солнечных батареи, буферных батарей); аккумуляторов, на-
капливающих электроэнергию, расходуемую в сеансах связи и при про-
ведении коррекции орбиты; блоков логики, контроля и управления.
СУ БК обеспечивает распределение, коммутацию (включение и вык-
лючение) электроэнергии, защиту цепа! от короткого замыкания, а
также программно-временное управление основными полетными опера-
циями (сеансами работы ретранслятора, проведение совместно с СОУД
коррекций орбиты, сеансов связи с наземным комплексом управления)
и включает блоки логики, программно-временные устройства, блоки
силовой коммутации и защиты, бортовую кабельную сеть.
БРГК состоит из приемопередающих средств, антенно-фидерной
системы всенаправленного действия, блоков логики, формирования
точного бортового времени, дешифрования и преобразования команд-
но-программной информации.
СОТР обеспечивает поддержание температуры газа в гермоотсеке,
температуры ДУ и элементов, расположенных на внешней поверхности
отсека. Имеет в своем составе: радиационные теплообменники холод-
ного и горячего контуров (установлены снаружи гермоотсека) соответ-
ственно для отвода и подвода тепла к системе; газожидкостные тепло-
обменники гермоотсека, обеспечивающие необходимую температуру
газа отсека; гидравлическую систему (насосы, компенсаторы, трубо-
проводы, жидкость-теплоноситель, арматуру) для переноса тепла меж-
ду радиационными и газожидкостными теплообменниками и обеспе-
чения темпфатурного режима элементов внешних установок, средств
управления и контроля (управляющие и телеметрические датчики, бло-
ки автоматики).
Основой конструкции ИСЗ ’’Молния-1” является герметичный ци-
линдрической формы корпус приборного отсека. К нему с вишней
стороны крепятся панели солнечных батарей СЭЛ (устанавливаются
в рабочее положение после вывода КА на орбиту), ДУ, радиационные
теплообменники СОТР, антенны ретранслятора и БРТК, датчики ориен-
тации на Солнце и Землю, баллоны с газообразным рабочим телом, мик-
родвигатели исполнительных органов СОУД.
ДУ состоит из ЖРД многоразового действия, работающего на вы-
сококипящих компонентах топлива, баков для компонентов топлива,
системы подачи топлива (вытеснительной) и регулирования работы
ЖРД.
Проектную работу по обоснованию форм, размеров и относитель-
ного расположения отсеков КА, а также обоснование расположения
внешних приборов и агрегатов (по. отношению к корпусу) будем на-
зывать внешней компоновкой КА, а проектную работу по обоснованию
взаимного расположения приборов и агрегатов внутри какого-либо
отсека КА - его внутренней компоновкой.
Результаты проектной работы по обоснованию вишней компо-
новки КА и внутренней компоновки отсеков КА отражаются на его
ККС.
90
Основные требования к компоновке КА[ 39]:
состав отсеков и их относительное размещение должны обеспечи-
вать решение задач, поставленных перед КА;
внешняя компоновка КА должна быть согласована с’ конструк-
цией PH или космического РБ;
формы отсеков и их размеры должны обеспечивать минимальную
массу конструкции КА за счет выбора наилучшей силовой схемы КА,
воспринимающей нагрузки на участке выведения и в космосе при рабо-
те ДУ космического РБ и собственной ДУ КА;
размещение внешних приборов и агрегатов должно гарантировать
их нормальное функционирование, т.е. отсутствие попадания элементов
конструкции в поля зрения оптических датчиков, отсутствие газовы-
деляющих элементов около приборов, чувствительных к собственной
атмосфере КА;
внешняя и внетренняя компоновки КА должны гарантировать мини*
мальные моменты от силы тяги ДУ. Для этого нужно, чтобы линия дей-
ствия тяги ДУ проходила на всех участках работы ДУ через центр масс
КА;
внешняя компоновка должна обеспечивать простое обслуживание
КА при его испытаниях и подготовке к пуску;
специальные требования к эллипсоиду инерции КА появляются при
использовании на КА режима пассивной гидроскопической стабилизации
или гравитационной стабилизации;
При внутренней компоновке отсеков КА необходимо учитывать
возможное взаимное влияние одних приборов на другие;
при размещении приборов внутри отсеков стремиться к минималь-
ной массе конструкции этих отсеков, а также к минимальной массе
кабельной сети низкочастотных и высокочастотных связей между при-
борами;
внутренняя компоновка должна допускать замену приборов, а так-
же проведение регулировочных работ с некоторыми приборами после
их установки в КА;
используемые конструктивно-компоновочные решения должны обес-
печивать заданные температурные диапазоны для приборов и агрегатов,
а также учитывать опасность пробоя конструкций КА метеоритами и воз-
можность эрозии наружных поверхностей за счет пыли, микрометео-
ригов и других факторов.
6.2. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Проектными параметрами КА будем называть такие его характерис-
тики, которые позволяют при заданных программе полета, массе полез-
ной нагрузки КА, а также при выбранных топливе ДУ, конструкцион-
ных материалах, проектных решениях по служебным системам одно-
значно определить основные массовые, тяговые, энергетические и времен-
ные характеристики КА,
К проектным параметрам КА будем относить:
относительную массу полезной нагрузки КА
91
Mi.h KA - тп.н KA / mOKA ’ (6J)
где Шока " стартовая масса КА; тип нКА — масса полезной нагрузки
КА;
стартовую перегрузку КА
= Рп КА / woka) > (6.2)
гдвРпКА пустотная тяга ДУ КА;
давления в камере сгорания и на срезе сопла ДУ соответственно
Рк.с и Ра9 которые при выбранном топливе и принципиальной схеме
двигателя в основном определяют удельную пустотную тягу ДУ Рудп.
Наряду с перечисленными в систему проектных параметров в за-
висимости от типа КА включаются те или иные проектные параметры
служебных систем КА.
Проектирование КА начинается с выбора его проектных парамет-
ров при следующих исходных данных:
технические требования к КА (назначение, область использования,
эксплуатационные требования и т.д.);
ограничения, определяющие необходимость использования уже от-
работанных средств космической техники (космических РБ, наземного
комплекса управления полетом и др.);
требования по обеспечению технико-экономических и других пока-
зателей.
Этапы проектирования КА те jxe, что и при проектировании РКК.
Основу процесса проектирования КА составляют исследования,
завершающиеся выбором и подтверждением возможности реализации
проектных параметров, обеспечивающих решение поставленной перед
КА задачи при условии минимальных затрат на проектирование, изго-
товление, отработку и эксплуатацию КА. Сущность исследований зак-
лючается в анализе внутренних и внешних связей КА [ 30].
К внешним относят связи КА с НКУ, PH, СК, комплексом средств
и космических систем, с которыми будет взаимодействовать КА в про-
цессе полета. Эти связи ограничивают выбор проектных параметров
КА. Так, например, задачи управления полетом КА с участием Земли
решаются во взаимодействии бортового радиотехшнеского комплекса
и НКУ, который является универсальным комплексом и предназначен
для управления многими КА различного назначения, поэтому проек-
тирование нового КА обычно начинают исходя из использования уже
существующего НКУ и лишь в случае, когда его характеристики препят-
ствуют решению целевой задачи, рассматривают возможность изменения
его характ еристик.
Внутренние связи — это связи между элементами КА. В качестве
примера рассмотрим СОУД (рис. 6.2) с целью раскрытия характера
ее связей с другими системами, полезной нагрузкой, конструкцией и
ДУ. СОУД автоматического КА имеет, как правило, три главные сос-
тавляющие: чувствительные элементы (датчики), бортовой цифровой
вычислительный комплекс (БЦВК) и систему исполнительных органов.
92
Датчики
Рис. 6.2. Структурная схема СОУД
Кроме того, в состав СОУД входят средства информационно-логичес-
кого и электросилового согласования трех главных составляющих меж-
ду собой и СОУД в целом с другими системами КА.
Чувствительные элементы (датчики) обеспечивают получение ин-
формации о положении КА в пространстве и о характере углового дви-
жения аппарата. Большую группу составляют датчики внешней ориен-
тации — электрооптические приборы, использующие в качестве ориенти-
ров Солнце, Землю, Луну и звезды, а также инфракрасные приборы.
Другую группу представляют гироскопические датчики. В ряде случа-
ев в качестве датчиков используют радиотехнические средства (радио-
высотомеры, радиосистемы сближения и стыковки, радионавигацион-
ное и другое оборудование).
Сигналы датчиков, преобразованные в БЦВК, поступают на испол-
нительные органы, которые создают управляющие моменты за счет,
например, использования реактивных сил микродвигателей, прецессии
силовых гироскопов и т.п. В зависимости от решаемой задачи СОУД
должна обеспечивать ориентацию КА с различной точностью: от долей
угловых секунд при астроориентации для научных наблюдений! до 10-
20° при ориентации солнечных батарей. БЦВК кроме логической об-
работки, сигналов от датчиков обеспечивает, как правило, управление
всеми процессами, связанными с движением относительно центра масс
(угловое движение) и движением центра масс (изменение направления
и скорости движения), включая управление работой ДУ.
СОУД имеет различные связи с БРТК и СБИ. Через БРТК осущест-
вляются обмен информацией между БЦВК и ИВК, траекторные изме-
рения, сверка бортового и наземного времени, передача данных о
функционировании СОУД на Землю по радиотелеметрическому каналу
с использованием СБИ.
В свою очередь, СОУД обеспечивает выдачу целеуказаний или не-
посредственное наведение остронаправленных антенн БРТК, а иногда
93
и управление другими средствами радиокомплекса. СОУД, как прави-
ло, участвует в синхронизации и управлении СБИ; в ряде случаев СОУД
и СБИ совместно решают задачу контроля и диагностики функциони-
рования КА в целом. БЦВК, как правило, обеспечивает обслуживание,
всех бортовых потребителей, нуждающихся в вычислительных средст-
вах. Размещение датчиков СОУД тесно связано с конструкцией КА, ко-
торая должна обеспечить для датчиков внешнего ориентирования необ-
ходимые зоны обзора и особую защиту от бликов. Датчики нельзя рас-
полагать рядом с микродвигателями системы исполнительных органов
(СИО) и ДУ, а это затрудняет их размещение на корпусе КА и вынуж-
дает приспосабливать конструкцию под их установку. Усугубляется
эта задача и проблемами обеспечения точности взаимного положения
оптических и гироскопических датчиков (от угловых минут до угловых
секунд), датчиков и ДУ, датчиков и СИО, иногда датчиков СОУД и дат-
чиков научной аппаратуры. Нередко датчики ’’обрастают” блендами,
защитными крышками, размещаются на штангах.
СОУД предъявляет определенные требования к центровке, момен-
там инерции и положению главных осей инерции КА (обеспечиваются
компоновкой и конструкцией КА), определяет предельно допустимое
время полетных операций и характер построения механизмов, предназ-
наченных для разделения отсеков КА, стыковки КА в космосе, приве-
дения элементов конструкции и систем в рабочее и транспортное поло-
жение и т.п.
При наличии солнечных батарей СОУД обеспечивает их ориентацию
на Солнце, а в ряде случаев определяет и режимы закрутки или ориен-
тации, необходимые для обеспечения теплового режима КА. Естествен-
ны также связи СОУД с СЭП, СУБК (обеспечение электропитания), СОТР
(обеспечение теплового режима), ДУ (управление режимами работы).
Сложность и многообразие внешних и внутренних связей опреде-
ляют в процессе проектирования необходимость одновременного про-
ведения различных исследований, основными из которых являются:
исследование возможных принципиальных схем решения целевой
задачи;
выбор баллистической схемы полета;
исследование принципов управления полетом, разработка програм-
мы полета;
выбор конструктивно-компоновочной и конструктивно-силовой схем
КА;
анализ баланса массовых, электроэнергетических и ресурсных ха-
рактеристик КА; определение необходимых запасов компонентов топ-
лива, рабочих тел систем и ДУ, расходуемых в процессе полета;
выбор состава, принципов построения и основных характеристик
бортовых систем, агрегатов и ДУ.
Исследование возможных принципиальных схем решения целевой
задачи зависит от конкретной поставленной перед КА задачи. Напри-
мер, задача определения химического состава лунного грунта может
быть решена либо за счет проведения анализа грунта с помощью средств,
доставленных на Луну, и последующей передачи результатов анализа
94
по радиотелеметрическому каналу на Землю, либо за счет забора грунта
и последующей доставки его на Землю. Автоматические КА для этих
двух вариантов будут существенно отличаться по построению, компонов-
ке, массовым и другим характеристикам.
Баллистические схемы полета автоматических КА имеют множест-
во вариантов, каждый из которых приводит КА к цели, но с различны-
ми затратами времени и топлива для ДУ. В качестве примера выбора
баллистической схемы полета рассмотрим автоматическую лунную стан-
цию (АЛС), предназначенную для посадки в заданном районе Луны.
Возможны два варианта баллистической схемы полета АЛС: пер-
вый - ”прямая” посадка, т.е. посадка непосредственно с траектории
перелета Земля-Луна без выхода на орбиту искусственного спутника
Луны (ИСЛ), и второй - посадка с предварительным выведением АЛС
на орбиту ИСЛ. Первый вариант был реализован в программе ’’Луна”
(при мягкой посадке АЛС ’’Луна-9”), второй — при высадке ’’Луно-
ходов”, в программе ’’Аполлон”. Надежность и точность посадки в за-
данный район Луны в баллистшеских схемах второго варианта сущест-
венно выше, чем пфвого, однако суммарное время полета от старта
с Земли до посадки во втором варианте в 1,5—2 раза больше. Баллис-
тическая схема полета определяет также требования к системе ориен-
тации и управления движением (необходимые режиьш ориентации, тре-
буемые точности ориентации, точность стабилизации при работе ДУ и
тщ.), к ДУ (тяге, пределам ее регулирования, если это необходимо),
запасам топлива, к распределению ресурсов топлива по этапам полета,
а также к проведению динамических операции, их последовательности
и т.п. Второй вариант энергетически более выгоден, что впервые было
показано русским ученым Ю.В. Кондратюком.
Программа полета определяет последовательность проведения и харак-
теристики полетных .операций, их взаимосвязь, а также взаимодействие
бортовых и наземных средств комплекса управления в процессе всего
полета КА. Кроме временных характеристик и увяжи функционирова-
ния всего комплекса взаимодействующих в процессе полета средств
программа формирует требования к запасам расходуемых компонен-
тов и является основой их расхода в полете.
В качестве примера проектировочного расчета, который дает возможность
оценить один из параметров системы энергопитания, рассмотрим упрощенную схе-
му расчета энергетики линии связи КА - Земля. 2
Мощность электромагнитных волн, проходящих через площадку в 1 м , пер-
пендикулярную направлению на источник излучения (всенаправленная диаграмма
передающей антенны),
Р=, <в.з>
где /’пер - мощность передатчика; Д - дальность от передатчика до приемника.
Мощность сигнала, поступающего на вход приемника,
_ рпер5эф (64)
Рс~~
где 5эф - эффективная площадь приемной антенны.
95
Мощность сигнала на входе приемника с учетом направленности пярддашпи»»
антенны и потерь
д' _ Атер ^эф Gri hep L
с ’ <6-5>
где Ппер “ коэффициент полезного действия передатчика; G - коэффициент на-
правленного действия бортовой антенны; L - коэффициент, определяющий, во
сколько раз уменьшается мощность принимаемого сигнала при прохождении че-
рез атмосферу и межпланетный газ.
Необходимое превышение (из-за шумов) мощности сигнала>над мощностью
шумов называется отношением сигнал/шум:
_ Aiep «£эф Gn пер £
рш 4 пД2 Рш ’ (66>
Таким образом, дальность радиосвязи
4= У , (6.7)
4яРш(—-£—)
гш mm
где (F^c/Ап) min “ реальная чувствительность приемника.
Анализ формулы (6.7) показывает, что увеличение дальности радиосвязи
при неизменной скорости передачи, информации возможно за счет увеличения мощ-
ности передатчика, направленности передающей антенны, эффективной площади
наземной антенны и коэффициента полезного действия (КПД) передатчика. Кроме
того, увеличения дальности можно достигнуть и за счет выбора диапазона частот,
в котором сокращаются потери в атмосфере, и некоторых других факторов.
В формуле (6.7) на первом месте стоит мощность передатчика. Можно ли
за счет ее увеличения при всенаправленной передающей антенне обеспечить связь
с АМС? Рассмотрим это на примере передатчика первого ИСЗ, имевшего мощность
1 Вт и дальность связи 104 км. Для увеличения дальности связи до 108км необ-
ходимо увеличить мощность передатчика в 108 раз, что составит 10s кВт и будет
соответствовать мощности средней земной электростанции. Вот почему при боль-
ших дальностях связи борьба идет за все потенциальные возможности увеличения
энергетики линии связи. Наиболее эффективным, как правило, оказывается уве-
личение коэффициента направленного действия бортовой антенны КА, которое
приводит к необходимости создания, как правило, остронаправленной параболи-
ческой антенны. В связи с этим АМС даже при обеспечении относительно малых
скоростей передачи информации оснащаются антенной с высоким коэффициентом
направленного действия. Потребность в остронаправленной антенне значительных
размеров может появиться и при небольших удалениях КА от Земли в случаях,
когда радиолиния должна обеспечивать высокую скорость передачи информации.
В конечном счете увеличение скорости передачи информации вызывает уве-
личение отношения сигнал/шум:
C = H'log2 (1+Ус/^ш) . (68)
где С - скорость передачи информации; W - ширина полосы частот.
Как правило, наиболее рациональным способом увеличения скорости пере-
дачи информации является повышение коэффициента направленного действия
антенны; поэтому некоторые спутники-ретрансляторы, выводимые на сильно вы-
тянутую эллиптическую или геостационарную орбиту ИСЗ, имеют параболические
96
антенны, которые иноща существенно превышают размеры отсеков с аппарату-
рой, т.е. все остальные, вместе взятые, элементы КА.
Комплексная разработка КА, включающая одновременные иссле-
дования основных характеристик КА, его внутренних* и внешних свя-
зей — обязательные условия оптимизации его проектных параметров.
Оптимизацию, как правило, осуществляют по комплексу показателей
(критериев эффективности): надежность, стоимость, массово-энерге-
тические характеристики, сроки разработки и др. [ 40].
Для оптимизации проектных параметров КА строится его матема-
тическая модель — совокупность математических выражений, описы-
вающих КА и устанавливающих количественные связи между заданны-
ми условиями проектирования, оптимизируемыми проектными пара-
метрами и критериями эффективности, т.е. математический эквивалент
показателя (или показателей) совершенства КА. Построение матема-
тической модели — наиболее важная и ответственная часть исследова-
ния, требующая глубоких знаний не только математики, но и существа
моделируемых взаимосвязей КА.
Методика оптимизации учитывает этапы проектирования КА и пре-
дусматривает использование ряда последовательных приближений при
обосновании его проектных параметров [ 41].
На первом этапе проектирования основное внимание при оптими-
зации уделяют: принципам построения КА; требованиям ко всем его
составным элементам и средствам, с которыми он взаимодействует;
факторам, наиболее сильно влияющим на надежность выполнения за-
дачи полета; массовым., и энергетическим характеристикам. На этом
этапе также определяют вопросы, связанные со спецификой целевой
задачи, с которыми ранее космическая техника не встречалась и по кото-
рым необходимы глубокие изыскания, научные и опытно-конструк-
торские работы.
На последующих этапах оптимизации выбирают характеристики
всех элементов КА, проводят уточнение его проектных параметров.
В качестве примера рассмотрим ККС автоматического КА ’’Марс” (рис.6.3>
[40]. Силовой основой корпуса являются двухкомпонентный топливный бак и
торовый приборный отсек. На боковых кронштейнах установлены две панели сол-
Рис. 6.3. Конструктивно-компоновочная
схема КА ”Марс”:
1 - СА; 2 - марсианская станция; 3 -
парашютный отсек; 4 - топливный от-
сек; 5 - панель солнечной батареи; 6 -
радиатор; 7 - контур остронаправлен-
ной антенны; 8 - двигатель многократ-
ного запуска; 9 - торовый приборный
отсек; 10 - стык с PH
97
нечной батареи, радиатора СТР, узконаправленная параболическая антенна большо-
го диаметра, агрегаты СО и стабилизации, широконаправленные антенны. Управ-
ляющие сопла, установленные на панели солнечной батареи, имеют большие пле-
чи, обеспечивающие малый расход рабочего тела. Компоновка КА позволяет исполу
зовать режим закрутки для ориентации солнечных батарей на Солнце.
Соединение КА с PH осуществляется с помощью фермы, что позволяет исполь-
зовать систему разделения по отдельным узлам с помощью пиротолкателей. Та-
кая система, надежная и "мягкая” по своему воздействию на элементы конструк-
ции, позволяет обеспечить точную относительную скорость отделения КА от PH.
Соединение приборного отсека с топливным баком осуществляется конической
проставкой, усиленной продольными лонжеронами по числу узлов стыковки с
фермой. Топливный отсек с промежуточным днищем из триметалла имеет эл-
липсоидальные днища с отношением полуосей 1:2.
Для многократного запуска в условиях невесомости в каждой основной ем-
мости имеются пусковые, из которых компоненты выдавливаются с помощью
диафрагм. На нижнем днище топливного отсека имеется небольшая ниша с флан-
цем по периметру. В нее частично входит двигатель, что увеличивает плотность
компоновки КА.
На верхнем днище топливного отсека через проставку закреплен С А, кото-
рый для интенсивного торможения в атмосфере Марса имеет аэродинамический
лобовой экран, а для посадки - парашютный отсек.
ГЛАВА 7. ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ РКН
7.1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ
ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ РКН
Проектными параметрами РКН будем называть такие характерис-
тики ракеты, которые позволяют при заданной орбите выведения и мак-
симальной массе КП! ткгч , а также при выбранном топливе и конст-
рукционных материалах для изготовления РКН однозначно определить ос-
новные массовые, тяговые, временные и геометрические характеристики
РКН.
Для РКН с ЖРД в систему проектных параметров входят:
число ступеней 7V;
соотношения стартовых масс ступеней:
Л’1 = топ/ "^0 IIl/^o II,->А^ = ^кгч/"го^, (7.1)
где niQj — стартовые массы ступеней (j = I, II,..., Ту);
стартовые перегрузки ступеней:
«01 = Poll (go т01), Holl = Рп 111 (go т0 II).«оАТ =
= Рп N I (go moN) ,
где Pol - стартовая тяга I ступени, Рп/ (7 = И .7V) — для II и после-
дующихступеней будем считать, что стартовые тяги равны пустотным тягам;
давления в камерах сгорания рк>с у и на срезах сопел pai (i = 1, 2,
..., и). Следует заметить, что на ранних этапах проектирования исполь-
зуют статистические данные по рк.с'/ и Pai- С учетом того, что удельные
тяги являются функциями ркх j и переходят к соответствующим
статистическим данным по удельными тягам Руд. oi , Руд. nj, Руд.п /
98
(j = II, ..., N) и именно их используют на первых этапах проектирова-
ния для обоснования других основных проектных параметров. По мере
определения параметров проектируемой РКН и параметров траектории
переходят к более точному нахождению параметров рк с jtpaj. Уточнив
их, определяют величины удельных тяг и массовые характеристики ДУ,
затем проводят уточнение определенных на ранних стадиях основных
проектных параметров;
начальная поперечная нагрузка на мидель
Ли1 =£о то I / SMi 9
где SM I — наибольшая площадь поперечного сечения корпуса РКН.
Вместо начальной поперечной нагрузки на мидель ракеты РМ1 в
систему проектных параметров можно включать относительное удли-
нение ракеты
T=l/Dl , (7.2)
где I — полная длина РКН; D\ — наибольший поперечный размер корпуса
РКН (например, наибольший диаметр РБ 1 для РКН с последовательным
соединением РБ).
Для РКН с РДТТ используется практически та_же система проектных пара-
метров, но вместо /ijby (j = I, II, ..., N) и величины I вводятся относительные дли-
ны зарядов блоков hi (i = 1, 2...л), скорости горения ракетных топлив Ц
(i = 1,2,...»п), используемых в двигателям РКН.
7.2Кассовые уравнения, выбор числа ступеней
И СТАРТОВЫХ ПЕРЕГРУЗОК СТУПЕНЕЙ
Массовый анализ начнем с рассмотрения одноступенчатой РКН. За-
пишем соотношение для конечной массы РКН, той, которая остается
после сжигания в ракетном двигателе рабочего запаса топлива:
"’к! = "’кгч+"1-т.01 таУ1+тО1 + тес.С1 , (7.3)
где "2T oi = дт.0Г mri ~ масса конструкции, газов наддува и остатков топ-
лива, которая пропорциональна массе рабочего запаса топлива тТ ; Шд у =
“ (7дУ! /^о) Ли ~ масса ДУ, пропорциональная стартовой тяге; mOl = aOi
(/Hoi “ ^кгч) ” часть массы конструкции РБ 1, пропорциональная
стартовой массе РБ 1 (масса обслуживающих систем, приборов и аппа-
ратуры РБ 1); тиСфС1 = ас.С1 (?nKi — ^кгч)~ часть массы конструкции
РБ 1, пропорциональная конечной массе РБ 1 (масса средств спасения
РБ 1).
Стартовая тяга
^о!= go «ol^ol- (7.4)
Расшифровав слагаемые в формуле (7.3) и разделив левую и пра-
вую части на стартовую массу woi, получим
99
О-*г« +«,(1-^81-) +
«01 «о1 г-01 «01 (7.5)
^Тду,’(1--------------=1£И)--С.С1 "К" ,
Шо1 Шо1
где mKil mQi = Дк1 “ относительная конечная масса ступени; тКГч/
Woi = Ki — отношение массы КГЧ к стартовой массе.
Тогда формулу (7.5) можно записать в виде
(1 +вт,01-Лс.с1) Дк1=^1 + ат01 + 7дУ1 «ol + eaj-
" affi '^1 — *C.C1*I •
Разрешив уравнение (7.6) относительно дК1, получим:
Дк1 = ai +Ki ( 1 - ai ) +01 «о1, (7.7)
где
= (ДТ.О1 +дО1) / (1 +ДТ.О1 “ДС.С1) >
01 = 7ду1 / ( 1 +дт.О1 — ^c.Cj) •
Формула (7.7) является основным массовым уравнением для од-
ноступенчатой РКН
Если рассматривать N - ступенчатую РКН с последовательным сое-
динением РБ как последовательность условных одноступенчатых РКН,
то формула (7.7) применима к каждой из них. Имеем следующие мас-
совые уравнения для N - ступенчатой РКН с последовательным соеди-
нением РБ:
— ОТКГЧ_ отоП отоШ Дкгч m0I M0l moII = KlKn...KN = ^Ki . mX)N ОТКГЧ _ т0ЛГ-1 (7*8)
Miq — +Kj (1 ~af) + 0|«О/ 9
(7.9)
где i=l,2,..., л; / = I, II, ...,JV, i = j.
Принятую выше массовую структуру РБ распространим на двух-
ступенчатые схемы РКН. Массовая структура таких схем показана на
рис.* 7.1. Принцип вывода массовых уравнений здесь аналогичен рас-
смотренному выше.
Массовые уравнения для РКН с параллельным соединением авто-
номных РБ и одновременным запуском двигателей РБ на Земле (см.
рис. 5.3, б). Относительные конечные массы I и II ступеней [ 65]:
100
Рис. 7.1. Массовая структура двухступенчатых РКН:
а — параллельное соединение РБ; б — последовательное соединение РБ
~ _ а* 31 ^1»оП
“1+K’l(l - ai)+?i Ло1 1+JT *2
Мк II =®2 + ЛП (1 -а») + 02 «oil + ——--1 ~MkI)
К, 1+0
(7.Ю)
(7.И)
где Х2 - отношение пустотной и земной удельных тяг РБ 2; 0 - отно-
шение массовых секундных расходов топлива РБ [ 65 ]:
8' = —^12—=_______"° ПрУДо1__________
^Ti р ( Ло1 ло11 \
руд.п2 (-jq
(7.12)
Массовые уравнения для РКН с параллельным соединением РБ, с
одинаковыми компонентами топлива РБ и переливом топлива на участ-
ке полета I ступени (см. рис. 5.3, г). Относительные конечные массы
I и II ступеней:
дК1 = °1 +Af (1 _ai) +0i woi-01 *«ои/ ,
ДкП = °2 +ЛП ( 1 - °*) +02 «ОН •
(7.13)
(7.14)
Массовые уравнения для РКН с параллельным соединением РБ с
различными компонентами топлива и сбрасываемым дополнительным
топливным отсеком (см. рис. 5.3, д).
Рассмотрим соотношение для массы дополнительного топливного
отсека
«Т.О. Д — ®T.Oj + Д02 ( «Т.О. Д + Т1) »
илитт.о.д= ---—— --------- (I-Mki)^oI.
(l-a2) (1+0)
101
где 02 = (от.о2 +аО2 ) / (1 +«т.о2) •
Для дк] справедлива формула (7.10), поскольку при используемых
массовых соотношениях gKj не зависит от того, отдельно расположен
дополнительный топливный отсек или он находится в топливном от-
секе РБ 2. Если для схемы рис. 5.3, б известны TCj и то соответ-
ствующие массовые соотношения и /С*ц для схемы могут быть оп-
ределены при неизменной '«КГЧ из соотношений:
К*„----------12КГЧ-----
«oil — мт.о.д11
*11
*1 (t-a2) (1 + F)
Стартовая перегрузка II ступени при этом будет л*оп = «он (Я* и /
*п).
Приведенные соотношения для JC*i, /С*ц и и* ц позволяют опреде-
лить увеличение характеристической скорости РКН при переходе от
схемы рис. 5.3, б к схеме рис. 5.3, д при неизменной массовой отдаче
РКН (*!*!!=**!**„)•
Для поиска оптимальных значений и при заданных Кх,
иоь лоц необходимо воспользоваться соотношением для дкц, которое
имеет вид
Дк11 = а2+К*П <716>
поскольку в рассматриваемом случае II ступень такая же, как и для
схемы с последовательным соединением РБ (см. рис. 5.3, а).
Рассмотрим принцип обоснования числа ступеней РКН. Предполо-
жим, что для JV-ступенчатой РКН с последовательным соединением РБ
справедливы соотношения: ц- = a; ft = 0; nQj = и0; ^уд.п/ = Лгд.п,тогда
для каждого N наивысшая массовая отдача будет при Kj=К, а характерис-
тическая скорость Кх РКН разбита равномерно по ступеням; тогда из
формулы К.Э. Циолковского для многоступенчатой РКН
Vx = ~Ng0 Руд.п 1п[ а+ *(1 -а) +Дл0 ] , (7-17)
где N — количество ступеней;
*= -7-Ц[ ехр ( - ----) - а -fi п0 ] (7.18)
1 — < Ngo Руд.п ;
Соотношение для массовой отдачи РКН будет
Дкгч = 9 или
102
Мкгч = [
1 , V* ч “+ /
-----ехр (-------—-------) - —----------].
1 — л уд,п 1 — л
(7.19)
Из уравнения (7.19) может быть найдено такое оптимальное количест-
во ступеней, при котором получается максимальная массовая отдача
РКН.
На практике РКН (с ЖРД) имеют две или три ступени, реже четыре.
Возможен вариант и одноступенчатой РКН. Несмотря на то, что трех-
ступенчатая РКН имеет несколько большую массовую отдачу, чем двух-
ступенчатая, большее применение нашли двухступенчатые РКН. Это объ-
ясняется следующими соображениями:
двухступенчатая РКН теоретически всегда более надежна, чем трех-
ступенчатая;
при меньшем количестве РБ уменьшаются затраты на разработку;
у двухступенчатых РКН одна зона падения отработавших РБ I сту-
пени (на расстоянии 200...800 км от точки старта) находится практи-
чески на территории запустившего РКН государства или в акватории
мирового океана, что важно при запусках с различными наклонения-
ми орбиты в свете соблюдения международных соглашений.
Выбор стартовых перегрузок ступеней РКН. Рассмотрим уравне-
ние движения центра масс РКН на участке полета I ступени, спроекти-
ровав действующие на РКН силы на касательную к траектории. Первые
ступени РКН пролетают плотные слои атмосферы с углами атаки а. близ-
кими к нулю, и заканчивают работу на высотах h = 60 ... 70 км, поэ-
тому справедливы допущения о том, что угол атаки мал и что можно
пренебречь изменением модуля вектора силы тяжести £1 с высо-
той [ 4]:
«I (г) ЧЛ- = А (Л) - - «I (0 *0 sin 0 (Г) , (7.20)
где т J (г) — текущая масса I ступени; V — скорость центра масс; Р\ (Л)
- текущая тяга ДУ I ступени; Х(К,Л) — сида лобового сопротивления;
1>(г) — программный угол наклона вектора скорости к местному го-
ризонту.
Тяга ДУ I ступени в зависимости от высоты полета [ 49]
А(Л)=Ро1[ Xi -^,я(й)] , (7.21)
где Xi = РП1 / Pol = Руд.п I / Руд о!» ^оь Рп1 “ земная и пустотная тяги
ДУ I ступени; я(й) — отношение атмосферного давления на высоте h
к атмосферному давлению на поверхности Земли р0, определяется по
таблицам стандартной атмосферы; кр = (Xt — 1) — коэффициент, ха-
рактеризующий приращение тяги (или удельной тяги) на участке по-
лета I ступени, который может быть принят равным 0,1 < кр < 0,25
(по статистическим данным) на начальных стадиях проектирования
РКН.
103
Сила лобового сопротивления X (К, Л) при малых а определяется
по формуле [ ^9]:
Х = сх —— 5м1 = О,7росх (М)М2я(А)5м1=Х(МЛ) , (7.22)
2
где с-x (М) — зависимость коэффициента силы лобового сопротивления
от числа Маха, которая, например, для РКН с последовательным сое-
динением РБ при проектных оценках может быть принята в виде соот-
ношений (7.23) (49], а на этапе эскизного проекта РКН определяется
по результатам продувок моделей РКН в аэродинамических трубах [ 44]:
0,29, 0<М<0,8;
сх = М-0,51, 0,8 <М < 1,068 ;
0,091+0,5 М"1,М> 1,068
Для текущей массы РКН запишем формулу
wi = «ol (1-A ),rt = mTt/mol,
(7.23)
(7.24)
где Mi — относительная масса выгоревшего топлива, которая связана
со временем полета:
t= - Руд^------ Д1. (7.25)
Ло1
Подставив уравнения (7.21) - (7.25) в уравнение (7.20) и проин-
тегрировав, получим формулу для текущей скорости на участке полета
I ступени:
(М 1) ~Яо^уд.п! Ь» 1 _д , f0 ^УД&1 J sin д d (JL i — Ио1 0 (7.26)
Ml Я (Л) go *р^уд.о1 J ' j 2 д“ “Я * 0 Х?“ „м-.д; о *О^УДо! °’7 ро х "01 Ли!
Первое слагаемое в формуле (7.26) представляет собой идеальную
(характеристическую) скорость, которую I ступень приобрела бы в
пустоте при отсутствии притяжения Земли. Второе слагаемое представ-
ляет собой гравитационные потери скорости
Ml
IgI=J sinddMi (7.27)
о
Третье слагаемое в формуле (7.26) характеризует потери скорости
104
на статическое противодавление, иногда называемые поправкой к иде-
альной скорости на изменение тяги с высотой:
_ м 1 я (Л)
(pi=^o кр /
О
(7.28)
Четвертое слагаемое в формуле (7.26) представляет собой потери
скорости на аэродинамическое сопротивление. Величина потерь с точ-
ностью до 10 м/с может быть найдена по формуле [ 49]
А ^аэр! ”
Ло I Лэр I ( Д 1 )
з =;—
V sin ак1
э
Ли!
Ли!
(7.29)
где Рм т — эталонная начальная нагрузка на мидель РКН (Р®м j = 118Х
Х103Н/м2).
Программу полета для I ступени примем в виде типового графика
изменения угла £ для I ступени РКН [ 49]:
»(Д i Acl) =
-у , 0СМ1<0,05;
4 *Ki) (0,55 —д , 0,05<д ,<0.55;(7.30)
0,55<mi < (1 -#Kl) »
где значение параметра i?K j рекомендуется порядка 20 . . .25°. Рабо-
чая формула для определения скорости полета РКН на участке I сте-
пени имеет вид
?! (Д !) = ^оРуд.п! In ---------£».WZl ( д ! , ак1) -
1-м 1 «01
-------^-= <7J1>
V sin $к1 рм1
= go ^уд.п I to 1 _ м J-Д Vgl — А - А ^аэр I ’
где/^1,/*р р/аэр I определяются по табл. 7.1, 7.2.
Рассмотрим выбор стартовой перегрузки I ступени при условии,
что скорость в конце полета I ступени и программа полета
заданы.
Параметр Д1 в конце полета I ступени связан с проектными пара-
метрами и01 и К\ соотношением
Д1 (* = >ki) = 1 - Дк! = 1 ~ ai ~ ( 1 - ai) - 0i Ио! (7.32)
где использована формула (7.8) массового анализа для относительной
конечной массы I ступени дк j.
В соответствии с формулами (7.31) и (7.32) будем рассматривать
Ик1 как функцию и01 и Aj — Кк1 (mol^i) )• Предлагается графо-ана-
7 - 741 105
Таблица 7.1
Пчиметр41(М1> <?ki)
для поверочного баллистического расчета первой ступени [ 49]
I • градус
Д1
20 25 30 35 40
0,1 0,1 0,1 0,1 0,1 0,1
0,2 0,189 0,191 0,192 0,194 0,195
0,3 0,260 0,266 0,271 0,275 0,280
0,4 0,312 0,324 0,335 0,345 0,354
03 0,352 0,371 0,388 0,405 0,422
0,6 0386 0,413 0,438 0,463 0,486
0,7 0,421 (М55 0,488 0320 0350
03 0,455 0,498 0,538 0377 0,614
0,9 0,488 0,540 0,588 0,634 0,678
Таблица 7.2.
Шрвметры/р 1,7^1 г .
д ля поверочного баллистического расчета I ступени [ 49 J
Д1
1рЪ м/с2
1>м/с
0 0 0
0,1 0,125 2
0,2 0,26 6
0,3 0,345 23
0,4 0,375 40
0,5 0,385 46,5
0,6 0,39 47,5
0,7 0,39 48
0,8 0,39 48
0,9 0,39 48
Примечание. Значения Z^j приведены при к^= 0,15. Значения (см. фор-
мулу (7. 31) определяются из уравнения Z^j =Zpj
литический способ определения nOj. Для ряда значении строим се-
рию графиков KKl(noi)> показанных на рис. 7.2, а. На этом же графике
откладываем значение Кк1 = const. Координаты полученных точек пере-
сечения позволяют построить график (noi) (см. рис. 7.2, б), макси-
мум которого и определяет оптимальное значение Лоь ПРИ котором
массовая , отдача I ступени максимальна. На практике для РКН и01 обыч-
но лежит в пределах 1,25...2,0.
Появление максимума на графике (noi) физически объяснимо,
так как левее от максимума снижается вследствие значительного
роста гравитационных потерь, а правее — вследствие роста аэродинами-
ческих потерь и массы ДУ РБ I первой ступени.
106
Рве. ТЛ. Определвше опта-
юлыюй стартовой перегруэ-
км1ступеня
Рассмотрим выбор
стартовой перегрузки П
ступени при условии, что
приращение скорости на
участке П ступени ДИкП
и параметр программы
полета sin 1^2 заданы.
Для ДГкИ формула
(7.31) примет вид урав-
нения (7.33), так как
предполагается, что на
участке полета Пступени
РКН потерями скорости
на статическое противо-
давление и аэродинами-
ческим сопротивлением
можно пренебречь:
Д^кП- ~So Туд.пП [ In ДкП **KII» gin дс_1 ] —
«о п
(7.33)
= Д^к11 (лоЦ.^п).
где Дк ц = «1 + К1 ц (1 - ^ ) + Да л0 ц ; Дк п — относительная конеч-
ная масса II ступени; sin Дср2 - среднее значение величины sin Д на уча-
стке полета II ступени.
Метод определения л0 п аналогичен тому, который описан для л0 р
Серия графиков Д Кк11 (л0 п)^при различных значениях параметра
с использованием значения ДИк1Г позволяет получить итоговый
график /Гп (лоц)» максимум которого и определяет оптимальное л0 ц.
Слева от максимума А"п падает из-за роста гравитационных потерь ско-
рости, справа - из-за роста массы ДУ РБ 2.
Рассмотрим двухступенчатую РКН, у которой заданы параметры
программы полета по ступеням и скорость в конце полета II ступени
Кк11. В данном случае Кк1 - неизвестный параметр. Порядок расчета:
для ряда значений Кк1 определяем соответствующие ДЙкП = Кк11 -
- Кк1. Проделывая для каждого значения Кк1 расчеты по описанным
выше методикам, находим зависимости Л*] (Кк1), nOj (Кк1),
Лоц (Гк1) (рис. 7.3, в). С использованием этих зависимостей строит-
ся итоговый график Дкгч = ^1^*п ~ Дкгч <^ki) (см* Р*16* ^-3, ^)» 1,0
107
Pec. 7.3. Определение оптимальных стартовых перегрузок для двухступенчатой РКН
максимуму которого находится КкР а затем с этим значением обраща-
емся к графикам на рис. 7.3, а и определяем лор
В рассмотренном алгоритме одновременно определяются старто-
вые перегрузки ступеней и соотношения стартовых масс ступеней.
На практике для РКН величина и0 ц лежит в пределах 0,8 .. . 1,2.
Существо метода обоснования стартовых перегрузок для последующих
ступеней такое же, как и для II ступени. Для III ступени л0 щ обычно
меньше чем л0 п и лежит в пределах 0,4. . .0,8.
В качестве примера на рис. 7.4, 73 приведены графики,показывающие харак-
тер изменения продольных перегрузок Иди ПО времени полета для двух РКН.
Кроме выбора стартовых перегрузок ступеней, перед проектантом стоит задача ог-
раничения перегрузок в конце полета каждой ступени и не только для снижения сжи-
мающих нагрузок на конструкцию, но и для создания благоприятных условий разде-
ления РБ. У РКН ”Сатурн-5” эта задача на 1и П ступенях решается путем выключения
центрального двигателя за 30...40 с до выключения периферийных двигателей. На
рис. 73 хорошо вйдны характерные скачки перегрузок в момент отключения цент-
ральных двигателей РБ 1 и 2.
Рис. 7.4. Изменение продольной перегрузки РКН "Союз”
Рис. 73. Изменение продольной перегрузки РКН ”Сатурн-5
108
7.3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНОГО СООТНОШЕНИЯ МАСС
МЕЖДУ СТУПЕНЯМИ
Рассмотрим TV-ступенчатую РКН с последовательным соединением
РБ. Будем предполагать, что стартовые перегрузки ступеней уже выб-
раны по статистическим данным:
Ио1 > иоц.......noN (7-34)
и осталось найти оптимальные соотношения масс между ступенями:
='иоц/'Ио1, ^11= nioiii/woii, ... ,KN = HiKr4/zHo^. (7.35)
В качестве критерия, которым будем пользоваться при нахожде-
нии оптимальных К/ (7 = 1, •••» Ю, выбираем массовую отдачу РКН
Д|гги =^KL!L- —. WE-r9- ПК; . (7.36)
4 ™ol ^ol ™oll moN / = 1
Задача заключается в том, чтобы найти такие А/, при которых кри-
терий Дкгч принимает максимальное значение. Какие бы А/ мы ни вы-
бирали для нахождения Дкгч» РКН, имеющая эти А/ проектными пара-
метрами, должна достигать определенной конечной скорости Кк, для
того чтобы выполнить поставленную перед ней задачу.
Обозначим через Кпот полные потери характеристической скорости
на участке выведения, тогда
N
Их — Кк + К) пт--9 In P-iq 9
Z = I
или в неявном виде
N
ф= =S Cj In д^ + Гх= О, (7.37)
где cj = go Ауд.щ — эффективная скорость истечения продуктов сго-
рания на /-й ступени; для относительных конечных масс ступеней
воспользуемся формулой (7.9), из которой следует, что д^/ — функ-
ция Kj [49].
Потери характеристической скорости Кпот для РКН, выводящих
КГЧ на низкие околоземные орбиты (Нкр _ 200 км), лежат в пределах
1,3 . . .1,4 км/с; будем предполагать, что Кпот слабо зависит от Kj и
поэтому далее величину Кх будем считать известной и постоянной. Та-
ким образом уравнение* (7.37) является обязательным условием, ко-
торому должны удовлетворять параметры А). С математической точки
зрения задача нахождения оптимальных А/ сводится к нахождению ус-
ловного экстремума функции дКГ1>, заданной уравнением (7.36) как
функции N переменных, при условии (7.37).
Для решения этой задачи необходимо рассмотреть функцию
Дкрц+ХФ, (7.38)
где X - неопределенный множитель Лагранжа, а функция Ф определя-
ют
ется по уравнению (7.37), С учетом (7.36) и (7.37) формула для F при-
мет вид
N N
Ftj = \ К’ + Х J Ji С/ 111 + 1 • С7-39)
Далее необходимо найти экстремум функции F {К р ... , К n, X).
Необходимые условия экстремума функции F Лагранжа:
dF/d/r,= 0, /-1...........N-
dF 1дХ= 0.
С учетом соотношении массового анализа (7.9) систему (7.40) за-
пишем в виде
___мкгч+ х с/ <1 ~ а/) _ 0
Ki + - а/) + fynoj ’ (7 4р
/ — I, . . . , N; i = 1 , . . . , п ; при I=/,
*
S с/ In дк/+ Fx = 0.
/=1
Разрешив первую группу уравнений системы (7.41) относительно
X, исключив X и сократив Дкгч (^кгч ®)»получим
С1 * I ( 1 — а,) _ _ CN^N ( 1 — °и)
“1 +*1(1 - <И) + fljnoi ’’’ ап + *дг(1- ая)+0илодг
Кх = —S Cj 1п[ а/+ /С/(1 — а,)+Д »о/] ,
(7.42)
/ = I....N, i = 1,2, . . . , п , при i =j.
Предполагается графо-аналитический метод решения системы (7.42).
Первое уравнение системы (7.42) запишем в общем виде:
А (*1)=А (^Il) = - - - =fn (**)- (743)
Система равенств (7.43) позволяет установить функциональные зависи-
мости ТС п, A"in,..., К ff отК I вида
К (аз+fa ”oll) A (*l) _
“ (1-A (*l) ]............. N
(7.44)
ж ( an + fa "a*) A < *!>____
(1-fa)(fa-A (*i) ]
Подставляя выражения (7.44) в правую часть уравнения для Кх
системы (7.42), получим одно уравневде с одним неизвестным* j:
Их=Го(*1). , (7.45)
ПО
Рис. 7.6. Определение оптимальных соотношений стартовых масс ступеней для N-сту-
пенчатой РКН с последовательным соединением РБ:
а - графики для определения (X’lOoirr- — (^Мопг! 6 ~ график для определения
(^l) опт
С использованием равенств (7.44) и уравнения (7.45) строим гра-
фики, показанные на рис. 7.6. По значению Vx из графика на рис. 7.64
находим (Л’роит и далее обращаемся с этим значением к графикам,
показанным'на рис. 7.6^. Координаты точек пересечения определяют
значения (7СП)ОПТ,..., (Ядг)опт.
Рассмотрим метод нахождения оптимальных соотношений старто-
вых масс ступеней, который удобен при рассмотрении схем двухсту-
пенчатых РКН, показанных на рис. 5.3. Стартовые перегрузки ступеней
nQ ь «о п будем считать известными.
Массовая отдача для двухступенчатой РКН
^КГЧ=^1^ц- (7.46)
Формула для характеристической скорости РКН схемы рис. 5.3#:
^х = -Руд.п! to ^KlO^l) — -Руд.пП to ДкПС^н) » (7.47)
где mki » мкП вычисляем по формулам (7.8). Принимая в качестве независимого
переменного К j, из формулы (7.47) находим соответствуюпже значения К ц и
строим график К ц (К р (рис. 7.7). Подставляя найденные пары чисел К j и К ц,
которые удовлетворяют условию (7.47), в формулу (7.46), строим второй график
МКГЧ (^ I)> показанный на рис. 7.7. Максимум функции ДКГЧ и определяет
(Яр опт» а 1,0 графику Kii(^i) на-
ходим соответствующее значение
(KlPoirr Формула для характерис-
тической скорости РКН схемы
рис. 5.3, б:
^.пП^кП^Т’*!!)’ (7’48)
Рис. 7.7. Определение оптимальных
соотношений стартовых масс ступе-
ней для двухступенчатых РКН
(Кдолг
К1
1Н
где Дк1 определяем по формуле (7.10), дкп — по (7.11).
Удельная пустотная тяга I ступени — линейная функция удельных
пустотных тяг РБ 1 и 2 :
^уд.п!= ^уд.П1 ~ + ^уд-пг -----------~Z~ (7.49)
1+ 3 1+0
где (/Cj) вычисляем по формуле (7.12).
Для рассматриваемой РКН графоаналитический метод такой же,
как и для РКН схемы рис. 5.3, а. Для ряда значенийиз формулы (7.48)
с использованием соотношения (7.49) находим соответствующие зна-
чения ц строим графики Л*п (Aj)> Дкгч №) (см. рис. 7.7).
Формулы и последовательность вычислений для РКН схемы
рис. 5.3, в такие же, как и для РКН схемы рис. 5,3, а.
Для РКН схемы рис. 5.3, г надо воспользоваться формулами: для
Дк! “ (7.13); для ДкП- (7.14); ДляРуд,П1- (7.49); для0- (7.12).
Для РКН схемы рис. 5.3, д используем формулы (7.10), (7.15),
(7.16), (7.49) и (7.12). По независимому переменному Л) находим:
из формулы для Ух — /С*ц; из формулы (7.15) — К*\. Массовая от-
дача РКН подсчитывается по формуле
Дкгч = **1**п- (7.50)
Строим графики К*ц (Kj), K*i (7£i), Дкгч (Al)- По д”|^ч нахо-
дим (Kj )опт И затем (К* ) опт’ ( II ^опт’
Рассмотрим пример расчета К\, Кд для четырех вариантов двухступенчатой
РКН с параллельным соединением автономных РБ иодновременным запуском
всех двигателей РБ на Земле (см. рис. 5.3, б). Варианты имеют различные ком-
поненты топлива РБ. Массовая структура РКН показана на рис. 7.1, а. Исходные
данные для расчета приведены в табл. 7.3. Для всех вариантов принято: Кх = 9,4
км/с", Х2 =1,25; ло1 = 1,44; лоц = 0,92; аО2 =0.
Исходные данные Таблица 7.3
Параметр Номер варианта
1 2 3 4
Агд.пр с 290 330 330 440
(уд.п2’с 450 450 340 450
1,0 1,1 1,1 1,1
01 0,14 0,04 0,04 0,12
ДТ.О2 0,051 0,051 0,04 0,051
aoi 0,0154 0,025 0,025 0,025
7ДУ1 0,0025 0,014 0,014 0,0188
7ДУ2 Топливо: 0,0188 0,0188 0,014 0,0188
РБ 1 Твердое то- пливо Керосин +02 Керосин +02 Н2+02
РБ2 112 - Н2 + 02 Н2 + 02 Керосин + 02 Н2 + 02
Рис. 7.8. Графики сравнительного анализа двухсту-
пенчатых РКН с последовательным и параллельным
соединением РБ:
------- параллельное соединение РБ;----последо-
вательное соединение РБ; 1, 2, 3, 4 — номера вариан-
тов (см. табл. 7.3 и 7.4)
Результаты графо-аналитического расчета по-
казаны на рис. 7.8. При = 100 т основные ха-
рактеристики четырех вариантов РКН, соответству-
ющие СК|)0ПТ и (JCjpoiTT, приведены в табл. 7.4.
Как видно из сравнительного анализа, наилучшим
по массовой отдаче является вариант, когда у РБ
1 и РБ 2 топливо Н2 + О2; наиболее близко по мас-
совой отдаче к нему подходит вариант, когда на РБ 1
топливо керосин + О2, а на РБ 2 Н2 + О2.
На практике часто выбор соотношения стартовых масс ступеней про-
изводят с учетом всевозможных ограничений. Рассмотрим этот вопрос
на примере двухступенчатой РКН, у которой на РБ 2 топливо Н2 + 02,
на РБ 1 топливо более тяжелое и удельная тяга на 20—30 % меньше, чем
Таблица 7.4
Проектные параметры и характеристики РКН
Параметр Номер варианта
1 2 3 4
«01. Т 1702 1596 3126 1442
«о II, т 1244 854 704 623
^КГЧ 0,0587 0,0627 0,032 0,0693
Дк1 0,759 0,572 0,285 0,509
МкН 0,1466 0,186 0,203 0,231
«т1.т 410 683 2234 708
«тЯ.т 1062 696 562 479
«Jj.T 277 520 1954 539
'ЙТрТ 133 163 281 169,5
Ли. кН 15 063 16 377 39 060 15 867
РП2. кН 11229 7708 6355 5619
'к 1>с 52,3 93,4 147,1 133,1
'к II. с 417,4 398,3 294,7 376,2
(К-!) опт 0,731 0,535 0,225 0,432
(*П) опт 0,0804 0,117 0,142 0,1606
Т 0,4805 0,3138 0,1436 0,3147
Примечание, т Т1 - масса топлива, вырабатываемая из РБ 2 на участке
полета I ступени*
J = шТ1 + >и'Т1 ; тт п ~тт2 ~ т'т 1»где ,Лт1’ ^т2 “ МаССЫ рабочих запасов
топлива РБ ступеней
113
у топлива Н2 + 02. Наибольшая массовая отдача такой РКН получается
при соотношении стартовых масс I и II ступеней 0,45 ... 0,75. Относи-
тельное увеличение массы II ступени приводит к тому, что:
время полета I ступени уменьшается и разделение РБ 1 и РБ 2 при-
ходится на область значительных скоростных напоров ( ?раз > 2500
. ..3000Н/м2);
растут размеры и стоимость ДУ РБ 2;
недопустимо растут продольные перегрузки в конце полета II сту-
пени.
К перечисленным факторам может добавляться необходимость
организации падения отработавшего РБ 2 на заданной дальности от стар-
та.
Те или иные ограничения можно учесть изменением в определенных
пределах соотношения стартовых масс ступеней хотя наряду с этим
могут варьироваться: программа полета, стартовые перегрузки и другие
проектные параметры РКН.
Определение характеристик РКН по основным проектным парамет-
рам рассмотрим на примере двухступенчатой РКН с последовательным
соединением РБ. Известны:
масса космической головной части тикгч;
характеристики компонентов топлива РБ — плотности окислителя
Р ок1 и горючего pTi ; соотношение массовых секундных расходов ком-
понентов Ктх
параметры массового совершенства конструкций РБ а/> ft;
основные проектные параметры РКН: стартовые перегрузки сту-
пеней и01 , иоц; соотношения стартовых масс ступеней К\, Кц; зем-
ные и пустотные удельные тяги ДУ РБ Руд01 , ^уд.пЬ /уд.пП; нагрузка
на мидель Рмр
Порядок расчета основных массовых, тяговых, временных и гео-
метрических характеристик РКН следующий:
стартовые массы ступеней
^оп = ^кгч / > woi = ^оп/ К\ ;
земные и пустотные тяги ДУ ступеней\
А>1 = "oi£o moi, Ail = A)iРуд.п! / ^уд°1 , AiII = Иоп£о тоII ;
относительные конечные массы ступеней определяются с исполь-
зованием формулы (7.9):
Дк1= +Л‘г (1-М+01 и01, Дкп = а2 +кп ( 1 - а2) +
+ ^2 «он ;
конечные массы ступеней
/пК1 = /По1Дк1> wkII=woII ДкП ;
114
рабочие запасы топлива РБ
=АИ01 — ^к!’'"ОП-^КП»
массовые секундные расходы топлива ДУ РБ
ОТТ1 = Po\l (go ^уд.0!)» "Нл = Alli/ (^о^уд.пп) ;
массовые секундные расходы окислителя и горючего ДУ РБ
__\ Кт 1 „< ____• 1
Л1ОК1 ~WT1 ~ , тГ1 ~тТ1 - ’
1 + Лш ! 1 + Кт !
_Д ____Кщ2 • * 1
W0K2 ~ WT2 9 тг2 ~ WT2 “ ~ ;
1 + кт2 1 + Кт2
объемные секундные расходы компонентов топлива ДУ РБ
^ОК1 =^ОК1 / 0ОК1 » ^Г1 / Рг1 >
^ОК2 = ^ок2 / Рок2 9 ^г2 = Wr2 I Pl^
время полета ступеней
ГК1 = ™Т1 I шт1 , ГКЦ = ТИТ2 / ШТ2 9
диаметр РБ 1
о, - 2 У .
» Рм1
Полученные характеристики РКН следует рассматривать как дан-
ные первого приближения, поскольку более глубокие проработки по
ДУ РБ и ККС РКН могут изменить исходные данные, с использованием
которых были получены основные проектные параметры РКН. При уточ-
нении исходных данных повторяются расчеты по обоснованию основ*
ных проектных параметров и затем уточняются основные характеристи-
ки РКН.
7.4. ГАРАНТИЙНЫЕ ЗАПАСЫ ТОПЛИВА
На РКН в полете действуют возмущения, вызываемые изменением
параметров атмосферы, разбросом аэродинамических характеристик,
допусками технологии производства, погрешностями СУ, отклонения-
ми доз заправки и характеристик топлива, изменениями параметров ДУ.
Это приводит к тому, что в конце активного участка скорость и коор-
динаты центра масс, а следовательно, и параметры орбиты выведения
могут существенно отличаться от расчетных.
115
Для того чтобы с вероятностью, близкой к единице, обеспечить вы-
ведение КГЧ на расчетную орбиту, на борту РКН нужно иметь допол-
нительные запасы топлива сверх расчетных [ 49].
Минимальные запасы топлива сверх расчетных, которые с вероят-
ностью, близкой к единице, обеспечивают выведение КГЧ на расчетную
орбиту в условиях действия комплекса реальных возмущений на участ-
ке выведения, называют гарантийными запасами топлива.
Гарантийные запасы могут быть не только на последней ступени,
но и могут размещаться во всех РБ. Гарантийные запасы уменьшают
относительную массу КГЧ, поэтому нужно стремиться уменьшить их
массу.
Часть топлива, которая сгорает до. отрыва РКН от стартового со-
оружения, будем называть достартовым расходом топлива. Для обес-
печения нормальной работы ЖРД до момента выключения необходимо
в баках и топливоподающих магистралях иметь некоторое количество
топлива, которое не вырабатывается — это остаток незабора.
Масса заправки топлива РБ:
^запр “ + ^гар + ^дс + ^нз > (7.51)
где тт — рабочий запас топлива, химическая энергия которого перехо-
дит в кинетическую энергию, соответствующую конечной скорости РКН;
^гар ~ масса гарантийных запасов топлива; тдс — масса достартовых
расходов топлива; тпз — масса остатков незабора.
При постановке на борт РКН системы одновременного опорожнения
баков (СООБ), которая обеспечивает одновременную выработку ком-
понентов топлива, составляющая гарантийного запаса, возникающая
из-за неодновременной выработки компонентов топлива, пропадает.
Рассмотрим двухступенчатую РКН с последовательным соедине-
нием РБ, у которой гарантийные запасы размещаются только на РБ 2.
К действующим возмущениям отнесем разбросы следующих па-
раметров:
масс конструкций РБ ;
масс заправляемых компонентов топлива РБ 0n3anp j , ^запр2)
удельных пустотных тяг двигателей РБ (Руд.П1, ^уд.п2)- Будем
предполагать, что известны предельные отклонения этих параметров,
которым присвоим порядковые номера от 1 до 6:
1. ±Д 2. ±Д ^к2; 3. ±Д ^запп; ;
4. ± А ^запр2; 5. ± А/>уд.п i; 6. ± Д / уд.п2.
Введем общее для всех предельных отклонений обозначение ± Az,
О* = 1, . . ., 6). Реальный порядок этих предельных отклонений — около
процента от номинального значения параметра.
От полета к полету фактические отклонения могут быть любыми
в указанных пределах — в этом смысле они являются случайными ве-
личинами, относительно которых сделаем два предположения:
фактические отклонения параметров являются случайными неза-
висимыми величинами;
116
большая часть фактических отклонении располагается ближе к ну-
левому значению, а меньшая — у границы предельных отклонений, харак-
тер отклонений описывается нормальным законом распределения слу-
чайных величин.
Рассмотрим формулу для характеристической скорости
^0^уд.п1^П т +#О^УД.П2 1П-—• (7.52)
"’к! тк11
Разделим левую и правую части формулы (7.52) на g0 и запишем
в дифференциальной форме:
dV\ ^уд.п оО 1 то! »т» . т л тт 11П + ЛРуд.п2 1п + тк1 мкП (7.53)
+ р ( dm01 ^удпД «01 ч.р , <*«011 ^КП ч / + ГУД.П2( )• mKI шо11 ">к11
Рассмотрим основные массовые соотношения для рассматривае-
мой РКН:
™OI = Won + + W3anpl; предполагаемwH31 = const; юдс1 =
шдс2=0;
WKI = Won + mKi ; (7.54)
Won = wКГЧ + ^k2 + w3anp2 ;
wKII = Won - mT2 ,
где wKpq = const; mT2 — рабочий запас топлива РБ 2;
тэапр2 — заправляемый в РБ 2 запас топлива.
^запр2 “ WT2 + Wrap2 + WH32 .
(7.55)
В формуле (7.55) будем полагать = const и запишем равенства (7.54)
в дифференциальной форме
dmoi =tfmoii + tfw К1 +^w3anpl ,
dmKi = dm0 ц + dm K1 , (7.56)
dz?lon = dWK2 + ^W3anp2 »
dmKn = dwoii — dwT2 •
Соотношение (7.55) в дифференциальной форме имеет вид
^wrap2 =^w3anp2 dmT2 •
Подставив равенства (7.56) в уравнение (7.53) и разрешив отно-
сительно dm тэ получим при dVx = О
117
dmr2 =(------Дк1) d Pуд.п1 + ( ln Дкц) d -Руд.пг +
^уд.п2 *УД.П2
(7.58)
ь (----— X2 )rfmKi + [ 1 + Дкп (X2 -1 )] (dmK2 + dm3anp2 )
wol
z wkII „
— (----------Xi)“w3anplf
mol
где Xi= ^уд.п1/^уд.п2 J^X2 = Xi
Подставим уравнение (7.58) в (7.57) и приведем к виду
^^гар2 = dmKi + а2 dmK2 + 0з^^запр1 + ^4^^запр2 +
+ а$ <*руд.п1 + дб ^-Руд.п2 » (7*59)
где коэффициенты сц называют производными гарантийных запасов
топлива по конструктивным параметрам:
wkII . , . х тктт
*1 =------------Х2; а2 = -1 + дкп (1 -х2); а3 --------xi ;
moi ™ol
(7.60)
«4 = Дкп (1-Х2); л» = ——in дк!; «« = -Wk11 1пдкП‘
ГУД.П2 РуД.П2
Перейдя в уравнении (7.59) к конечным приращениям и учтя сде-
ланные допущения относительно фактических отклонений, получим
формулу для определения гарантийного запаса топлива
тгар2 = У(д/Дг/)’ (7.61)
/= 1
Для случая, когда действует только одно i-e возмущение, формула
(7.61) примет вид
шгар2 I в/Д Zj I (7.62)
Следует заметить, что в рассматриваемом примере после опреде-
ления тГар2 необходимо на эту же величину уменьшить номинальную
массу КГЧ
7.5. ПОВЕРПЧНЫЙ БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ PAC4EJ
Задачей поверочного баллистического расчета является доказатель-
ство способности спроектированной РКН выводить заданные КГЧ на
расчетные орбиты. Рассмотрим упрощенную методику проведения по-
верочного баллистического расчета для двухступенчатой РКН, выво-
118
дящей КГЧ на низкие околоземные орбиты (йкр = 200... 300 км). За-
дача осложняется тем, что нужно подобрать такую программу полета,
которая бы в конце II ступени вывела КГЧ на заданную высоту, сооб-
щила ей расчетную скорость и расчетный угол наклона вектора скорос-
ти к местному горизонту #кц. На рис. 7.9 показаны реальная и идеаль-
ная программы палета такой РКН- в вида зависимости угла тангажа от
времени полета >pi (t), (0 • Рассмотрим упрощенную программу для
I ступени полета:
я/2; 0<Г<Т1 ;
W (t) ='
•Ро; к!>
где Гх - время полета на вертикальном участке; <р0 - программный
угол тангажа на I ступени.
Для участка полета I ступени рассмотрим приближенные уравне-
ния движения, которые имеют аналитические решения и получены при
следующих допущениях:
вектор силы тяжести постоянен как по величине, так и по направ-
лению;
учитывается только земная тяга I ступени Рои при этом предпола-
гается, что высотная добавка тяги дает приращение скорости пример-
но такое же, какое мы теряем на аэродинамическом сопротивлении.
Движение РКН на всех этапах будем рассматривать в стартовой
инерциальной системе координат о xyz.
Рассмотрим движение на вертикальном участке. Уравнения движе-
ния:
"Ч СО ---------=^0i ~mi (t)g0;
at
dyldt = Vy,
raemi (t) =moi-mTit,
Начальные условия: t = 0, у = 0, y= 0.
(7.63)
Рис. 7.9. Реальная и идеаль-
ная зависимости изменения
программного угла тангажа
для двухступенчатой РКН,
выводящей грузы на низкие
околоземные орбиты (Лко =
= 200... 300км): *
-----реальная программа
изменения угла тангажа;
-----идеальная программа
изменения угла тангажа;
119
Преобразуем первое уравнение системы (7.63):
dVy / dt=gfi noi/ ( 1 -j]—)~Л »
где 7i = moi / ™т1 = Руд01I ”ol • (7.64)
Проинтегрировав уравнение (7.64), получим формулу для скорости
на вертикальном участке:
Vy (t) =-gonoI Ti In ( 1 -yj—) -go t, (7.65)
приг = Г1 :
(ti)-7уд01 In ( 1 ttnoll Руд01)~goG (7.66)
Проинтегрировав уравнение (7.65) при t = tlt получим формулу для
высоты вертикального участка:
,(».)- "Г™ )ь(1-А2»_),
«01 гудо1 гудо1
+ <1 «01 , go t2i
*УДо1 2
(7-67)
Рассмотрим уравнения движения на участке, где >р = <р0:
4ГХ Pol go Ло1 . i . Tr
-----------= -----*--cos<p0 = -------4-----cosi^o ;dx dt=Vx ;
dt "4(0 1 -tn oi/ Рудо I
(7.68)
•» ———sin<A>-£o =—S° n°L-----sin<A> -8о\$У1<Ь-¥у
dt mi(t) l-rnol/Рудо!
Начальными условиями для интегрирования системы (7.68) явля-
ются условия конца вертикального участка. Система (7.68) при <р0 =
= const имеет аналитическое решение. Если задан угол наклона век-
тора скорости в конце полета I ступени к горизонту старта 0к1, то <р0
определяется по проектным параметрам РКН из соотношения (7.69):
( 1 “ К1 + 1п(1-уД—)) coseKi
Л01 11
<Ро = 0к1 + arcsin [------------------------] (7.69)
- 1П Д К1 + 1П (1-jy--- )
Условия конца полета I ступени являются начальными условиями
для интегрирования системы уравнении движения 11 ступени (7.70):
dVx Aill
----------= ---------cosipn----=---------x ;
dt ^п(О r3
120
dVy
dt
ЛтП
*пц(О
sin у и
fmb
(R* + y),
(7.70)
dx
dt
Vx
dy
dt
V,
где Мц (Г) = тоц -ттцГ (0<Г<ГкП); r= J у? + (Л3+ у)2;
Кз = 6371 км ;
p / m га — *o"oli .
Pnii/mnO)- (1_f/rn)>
= тоII / ^tII = ^уд.пп/ II •
Система (7.70) может быть проинтегрирована численно от 0 до Гкц,
либо может быть найдено приближенное аналитическое решение, но
только при известном <рц (г). В системе учитывается изменение модуля
вектора силы тяжести с высотой и кривизна Земли. Решение системы
при t = Гкц имеет вид
Vx кН > ^укП > *к11> J'kII ° Р-71)
По этим четырем параметрам определяются высота конца активного
участка II ступени Лкц:
>к11 = V (Яз -ь J'kIi)2 + *2к11 > ^к11 = гк11 — R3 (7.72)
и угол наклона вектора скорости к местному горизонту при t = fKll:
4 . г *к11 *\к11+ <Лз + УкИ) КикП , „ч
$КП = arcsin [ --------------------------------1 , (7.73)
^кП 'кН
где
J'kII = \/^2хкП + K’j'kII
В проверочном баллистическом расчете определяется закон изме-
нения угла тангажа (г), при котором в конце полета II ступени (при
Г = Gdl) получались бы заданные значения параметров: Лкц — высота,
$кц — угол наклона вектора скорости к местному горизонту и 7кц —
скорость.
Рекомендуемый закон изменения угла тангажа на участке полета
II ступени, близкий к оптимальному, т.е. дающий максимум конечной
скорости, — линейный:
(0= 01 +02^ ,
Л—741
121
где параметры aY и а2 должны быть подобраны таким образом, чтобы
удовлетворить условия по высоте Лкц и углу #кц. Условие по скорости
Гк11 удовлетворяется выбором проектного параметра /Гц-
Рассмотрим пример решения описанной выше задачи по выбору параметров
программы угла тангажа на II ступени при следующих допущениях:
полет проходит в плоскопараллельном гравитационном поле, где модуль век-
тора силы тяжести go постоянен;
программа изменения угла тангажа ищется в виде кусочно-постоянной фун-
кции
; 0 < Г < о ,5 fKu ;
У2; о, 51 кП <гк11,
где ,<р2 - параметры, подлежащие определению.
В конце II ступени необходимо иметь заданные hкп,0кц, Ккц; причем пара-
метры /гкЬ^кЬ ^кЬ в конце I ступени считаются известными.
Удовлетворение условий по высоте и углу наклона вектора скорости к го-
ризонту старта приводит к Нелинейной системе двух алгебраических уравнений с
двумя неизвестными , <^2:
b\ sin^i + Z>2 sin^2
Ki sin (^ -бк11) + V2 sin (у>2 -0КП )=d2 ,
гае b! =g0 noII^II [(1---£-----) In ( 1---——) +
ГП 27П
'кН
2Гц
(7.74)
di = Ак11 -Лк1 ~ ( Ик1 я" вк1)'к11+ 0» 5£о'2кП ;
Ki =-go«oII7’lI In (1 ~ *П —) ’ V* =_go"oH7’lI >n ( —;
2Гц 7П-и,5ГкП
=£о*к11 cos ®к11 “ Гк1 sin (®к! ~ вкП);
гкп= (1 - я кп) гп; гп= ^уд-пп/ ”оп ;
м кН = а2 + *11 (1 ” а2 ) + 02 И о II •
Для частного случая (0КП = 0) система (7.74) линейна относительно sin <ч
и sin а2 . Варьируя проектный параметр Х*ц, можно из уравнений (7.74) найти за-
висимости
(*П) ^2 (*ц) » (7.75)
которые совместно с формулой (7.76) для конечной скорости
*к11= (И cos^i + K2cos<p2+ ^к!cos 0Ki)/c°s 0КЦ- (7.76)
122
позволят найти /Гц по заданному значению Ккц, а затем по зависимостям (7.75)
найти и неизвестные параметры программы - углы тангажа II ступени и^.
После того, как найдена программа изменения угла тангажа (в общем слу-
чае), параметры движения находятся методом численного интегрирования систе-
мы дифференциальных уравнений движения.
7.6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
КОСМИЧЕСКОГО РБ
Рассматриваются космические РБ (буксиры) с двигателями ’’боль-
шой” тяги, когда начальная перегрузка КГЧ свыше 0,1...0,2 (под КГЧ
понимается КА вместе с космическим РБ). Известно, что двигатели
рассматриваемых космических РБ работают в течение десятков и со-
тен секунд. Это приводит к гравитационным потерям Д Vg характерис-
тической скорости Кх, уменьшить которые можно увеличением тяги
и размеров двигателя. Но с некоторого момента рост массы двигате-
ля дает большее снижение Vx, чем величина выиграша скорости за счет
уменьшения гравитационных потерь. Можно найти такую величину стар-
товой перегрузки КГЧ и0Ь при которой до заданной скорости будет
разгоняться заданная масса КА при минимальных затратах топлива.
Рассмотрим задачу разгона с круговой орбиты радиуса гг. Круго-
вая скорость Ккр1 должна быть увеличена на AKj. Значение оп-
ределяется задачей полета [ 61 ].
По массовой структуре космический РБ будем считать таким же,
как и РБ PH, тогда для него справедливы соотношения массового ана-
лиза разд. 7.2.
Относительная конечная масса КГЧ
т т v а "
Мк1= -----—= ai + -------—(1-а1)+01ИО1 . (7.77)
™0l "»0l
Формула для приращения скорости:
ДР\= “^о^уд.п In Дк1 Vg • (7.78)
Воспользуемся приближенной зависимостью для величины грави-
тационных потерь характеристической скорости*
Ar,P2yn.n>d( 1 -Дк1)2------ (7.79)
g 2 w2oi(ri )3
где fin б — произведение гравитационной постоянной на массу Земли,
Лб=3,986Х105 км3/с2.
При использовании постоянного закона управления полетом, фор-
мула (7.76) позволяет определить с точностью около 5 % величину гра-
витационных потерь скорости при условии, что выполняется неравен-
ство GJ3 tK < 1, где саз = [ ——] °>5 — угловая скорость вращения
(ri )
* Сафранович В.Ф., Эмдин Л.М. Маршевые двигатели космических аппаратов. Вы-
бор типа и параметров. М.: Машиностроение, 1980, с. 75-76.
123
КГЧ по круговой орбите радиуса , гк — время работы двигателя РБ.
Точный учет величины гравитационных потерь может быть полу-
чен при интегрировании уравнений движения КГЧ на участке разгона
[61].
В качестве независимой переменной принимается Д к I,тогда из урав-
нения (7.78) с использованием (7.79) определим зависимость noi =
= «oi O'kI). Из формулы (7.77) находим соотношение Дка = '«кд/
/«zoi = Дка [ Дк1 ,«oi (Mki)L Максимум относительной массы КА
Дкд (Дк1) определяет оптимальные параметры космического РБ. Мак-
симуму дКА соответствую!(ДкОопт и (ноОопт =«ol [(МкОопт ]•
Рассмотрим задачу двухимпульсного перехода с круговой орбиты
Земли радиуса гг на круговую орбиту радиуса г2. Орбиты лежат в од-
ной плоскости (компланарны),г2 >гг.
Потребные приращения скорости [ 61]:
д И = гкр, (л/ -1); (7.80)
AF2 = FKp2 (I -У—22-). (7.81)
Поскольку г2 > Г1 и стартовая перегрузка КГЧ на втором участ-
ке разгона больше, чем лоь то как следует из (7.79), гравитационные
потери на втором участке разгона меньше, чем на первом, поэтому в
дальнейшем будем учитывать гравитационные потери только на пер-
вом участке разгона.
Формулы для приращений скорости имеют вид:
A Hi gQ Руд.д 1п дК1 -ДГ^ ; (7.82)
дк2 = -go Туд.п 1п МкН • (7.83)
Считая условно КГЧ двухступенчатой (так как отсутствует сброс
элементов конструкции), запишем соотношения для относительных
конечных масс ступеней:
Дк1 = И1к1/ «1о1 = «1оп/ woi=Ai ; (7.84)
Дк11 = "»кп/ Won .
Из формул массового анализа
Дк11 = 1 I а‘ + ( 1 - а1)+ 01 «01 ] , (7.85)
гдеЛ’л = тКА/т0
Принимая в качестве независимого переменного Ку из формулы
(7.82), используя уравнения (7.79), (7.84), находим и01 = «о! (Aj).
Из формулы (7.83), используя уравнение (7.85) и полученную зави-
симость «01(^1), находим зависимость дк A (Kj),максимум которой и оп-
ределяет оптимальные параметры космического РБ:
(*i
^ОПТ’ (*п) опт (мка) шах / (Kj) ОПТ’ См) ОПТ «01 [ (^Хпт 1*
124
ГЛАВА 8. ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПИЛОТИРУЕМЫХ КК
8.1. ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРУЕМЫХ КК
Пилотируемый КК - это КА, предназначенный для выполнения целе-
вых программ полета с участием космонавтов.
Пребывание космонавта на борту существенно сказывается на соста-
ве и ККС КА, его характеристиках, подходе к проектированию. Это
связано не только с необходимостью обеспечения человека всем необ-
ходимым для жизни в необычных для него условиях космического по-
лета и средствами возвращения на Землю, но и с использованием возмож-
ностей космонавтов по управлению полетом и при выполнении целевых
программ.
Возвращение на Землю является обязательной операцией для каж-
дого пилотируемого КК, в этих целях осуществляется торможение КК
для перехода на траекторию спуска, что требует наличия у КК сило-
вой установки для изменения траектории движения и ряда других сис-
тем (например, СОУД, СИО, СЭП).
Для возвращения на Землю пилотируемый КК должен иметь сре-
дства защиты от аэродинамического нагрева и средства посадки. Обыч-
но спуск и приземление экипажа осуществляются в специализированном
отсеке — СА, при разработке которого должны быть обеспечены
устойчивость его движения в плотных слоях атмосферы, достаточная
точность посадки и переносимость экипажем перегрузок.
Условия жизни экипажа в космическом полете могут быть обеспе-
чены только внутри герметичной оболочки, для чего каждый пилотиру-
емый КК имеет герметичный отсек (отсеки) с атмосферой, пригодной
для дыхания и постоянно обновляемой. Давление и состав газа в оте-
чественных пилотируемых КК соответствуют земным на уровне моря,
объем и размеры жилого отсека позволяют человеку делать привыч-
ные движения (например, распрямляться в полный рост) и соответствуют
задачам и длительности полетов. В жилых отсеках должна поддержи-
ваться нормальная температура, что требует разработки СТР. Для нор-
мальной жизнедеятельности человека на борту необходимы достаточ-
ные запасы пищи и воды, средств санитарно-гигиенического обеспече-
ния, различных предметов туалета и гигиены, а также принадлежностей
для сна. Все это должно быть рассчитано на использование в условиях
замкнутого объема и невесомости.
Деятельность экипажа, связанная с управлением полетом КК и вы-
полнением ручных операций, существенно влияет на конструкцию и
системы КК. Ручное управление полетом требует наличия рабочих мест,
позволяющих наблюдать внешнюю обстановку, получать информацию
о работе систем КК, вести радиосвязь с Землей и другими пилотируе-
мыми КК, пользоваться бортовой документацией, выбирать режимы
работы систем КК, включать и выключать их, осуществлять ориентацию
и маневрирование на орбите, сближение и стыковку, а при наличии на
борту вычислительных машин — управлять их работой.
Если предусматривается выхсд человека в открытый космос, на
борту корабля должны быть скафандры с соответствующей системой
обслуживания, а сам корабль — иметь шлюзовую камеру. В качестве
шлюзовой камеры может использоваться один из отсеков корабля;
выход осуществляют и непосредственно из кабины экипажа; в этом
случае необходимы система сброса и восстановления атмосферы и от*
крываемый в космосе люк.
Безопасность полета имеет принципиальное значение при создании
пилотируемого КК и обеспечении его высокой надежности. Для любо*
го КА в начале разработки задается и затем подтверждается испытаниями
вероятность успешного выполнения задачи или надежность выполнения
программы полета, а для пилотируемых КК в дополнение к этому -
вероятность обеспечения безопасности экипажа, или степень безопас-
ности полета.
Требования по безопасности влияют на КС КА, характеристики
его систем, на РКН в целом и на схему полета. Помимо обеспечения
надежности систем проводится их функциональное резервирование,
автоматические режимы работы дополняются ручными, вводятся спе-
циальные средства спасения экипажа при авариях, устанавливаются дуб-
лирующие приборы и механизмы и т.д.
При создании пилотируемого КК большое внимание уделяется
анализу нештатных ситуаций (отказов, отклонений от заданных ре-
жимов или аварии) и путей выхода из них.
8.2. ПРОЕКТНАЯ РАЗРАБОТКА
И ОБОСНОВАНИЕ ККС КК
•
Задачи проектной разработки включают в себя выбор:
схемы полета;
состава бортовых систем, их размещения и общей логики их функцио-
нирования;
запасов по электроэнергии, топливу и расходуемым материалам
системы жизнеобеспечения (СЖО);
компоновочной схемы КК и КГЧ;
основных проектных параметров КК, СА и отделяемой части
системы аварийного спасения (САС) как аппаратов, осуществляющих
самостоятельный полет;
массово-инерционных и центровочных характеристик;
требований к конструкции;
действующих нагрузок в расчетных случаях;
условий эксплуатации бортовых систем и конструкции;
требований по технологии изготовления и подготовки КК к полету,
по его надежности и безопасности, включая решения по резервирова-
нию систем и режимов работы.
Параллельно с решением перечисленных выше вопросов проис-
ходит увязка КК, КГЧ, PH, стартового и технического комплексов
в части определения и согласования взаимных требований, связей и
сопряжений.
126
Краткое описание задач проектной разработки. Состав бортовых
систем и общая логика их функционирования определяются функци-
ональными признаками, в том числе необходимостью выполнения всех
предусмотренных программой полета операции, управления движе-
нием КК и работой его бортовых систем, поддержанием внутри КК
необходимых условий и т.д. На состав систем существенно влияют
требования по надежности и безопасности полета.
Системы по отсекам КК распределяются с учетом их назначения,
конструкции, особенностей функционирования и способа управления
ими, а также их взаимосвязей между собой и требований по располо-
жению центра масс КК. Системы, агрегаты и оборудование, с которыми
непосредственно работает экипаж (органы ручного управления и ин-
дикации, приборы наблюдения, СЖО, оборудование рабочих мест и
т.п.), размещаются в основном в жилых отсеках, хотя некоторые из
них могут быть вынесены и за пределы этих отсеков (емкости с кис-
лородом, сборники жидких отходов и т.п.). Системы, не требующие
прямого доступа экипажа, могут быть расположены в любых отсеках
при соблюдении необходимых для их работы условий (температура,
давление и др.) и ограничений по коммуникационным связям.
Солнечные батареи, антенны, датчики ориентации, реактивные дви-
гатели, радиаторы СТР и другое подобное оборудование размещают
на внешней поверхности КК. Существуют системы, элементы которых
размещены практически во всех отсеках (теплообменники СТР и ее
арматура, элементы СЭП и СУ, датчики и коммутирующие устройства
системы телеизмерений и т.д.), и специальные системы, расположение
которых определяется назначением отсеков (например, системы управ-
ления спуском (СУС) и приземления СА).
Бортовые системы становятся единым комплексом лишь при на-
личии общей логики их функционирования, которая ’’координиру-
ет” их работу и определяет межсистемные связи. Как правило, такая
логика разрабатывается для этапов полета или операций и реализу-
ется в бортовых автоматических программах, приводимых в действие
в соответствии с установленным программой полета порядком. При
ручном управлении последовательность операций определяется бор-
товой документацией, также составленной на основе логики работы
систем.
Разработка общей логики функционирования — необходимый
элемент проектирования КК, так как позволяет обеспечить требуе-
мые для полета взаимодействие систем и заданную схему функцио-
нирования КК в целом.
Расчет запасов по электроэнергии и топливу проводится для вы-
бора характеристик систем КК и получения его массовой свод ки. Ана-
логичные расчеты необходимы по СЖО.
Выбор характеристик СЭП рассмотрим на примерах использования элек-
трохимических источников энергии (аккумуляторных батарей) и солнечных
генераторов (солнечных батарей) в совокупности с буферной батареей, которая
заряжается от солнечных батарей в период освещенности Солнцем. В первом при-
мере (табл. 8.1) как в процессе проведения КК динамических операций (по-
127
Таблица 8.1
Изменение запаса электроэнергии (в А*ч) в аккумуляторных
батареях по времени полета
Время полета, сут 0 1 2 3
Система без сол- нечных генераторов 700 500 300 130
Система солнеч- ные генераторы - 300 -80 ’OOM 300.80 300-80
буферная батарея
требный ток 50 А), так и в дежурном режиме (ток 5 А) происходит постоян-
ный расход запасов электроэнергии, а время полета ограничено емкостью акку-
муляторной батареи. Во втором примере после каждой динамической операции
емкость буферной батареи восстанавливается за счет подзаряда от солнечных
генераторов (зарядный ток 8,5 А); причем система сбалансирована и не ограни-
чивает время полета. При больших длительностях полета вариант без солнечных
батарей проигрывает и в отношении массовых затрат (табл. 8.2).
Запасы топлива КК зависят прежде всего от схемы полета и оп-
ределяются заданными орбитальными маневрами и расходами топ-
лива на ориентацию и стабилизацию КК. В расчетах учитывают запасы
на нештатные ситуации, гарантийные запасы и незаборы из баков, по-
тери на выбросах при запуске двигателей и др.
Проектные характеристики содержат основные данные по КК,
отражают его возможности и включают:
состав экипажа;
контрольное значение массы КК (соответствующее возможностям
РКН);
параметры орбиты выведения (высоты перигея и апогея, накло-
нение) ;
требования к баллистической схеме полета;
Таблица 8.2
Изменение массы системы электропитания в зависимости от
продолжительности полета (в кг)
Время полета, сут 1 2 3 ... 4 £ 5
Электрохими- ческие батареи 100 190 280 370 460
Система солнеч- ные генераторы - буферная ба? тарея 280 280 280 280 280
128
массово-инерционные, центровочные и геометрические характерис-
тики КК и его отсеков;
максимальное время полета в зависимости от ресурсов бортовых
систем, запасов топлива и расходуемых материалов;
энергопотребление бортовых систем;
параметры ДУ (пустотная тяга, пустотная удельная тяга, давление
в камере сгорания и на срезе сопла и т.п.);
точность ориентации на орбите и отклонения точки посадки;
характеристики систем приземления и др.
Конструкция КК должна обеспечить метеорную и радиационную
защиту экипажа и оборудования, причем первой цели могут служить
двойные оболочки, противометеорные экраны или элементы экранно-
вакуумной изоляции, второй — корпус КК, слой тепловой защиты или
размещенное на корпусе оборудование (о радиационной и метеорной
опасности см. разд. 8.5).
Условия эксплуатации — это совокупность требований, учитываю-
щих как внешние условия полета (солнечную и космическую радиа-
ции, метеорные потоки), так и условия, создаваемые при работе КК
(внутренние давления, их перепады, температуры, перегрузки, вибра-
ции) , условия транспортировки, хранения и подготовки к полету и др.
Требования по технологии на этапе проектной разработки имеют,
как правило, вид директивных указаний и направлены на экономное
построение технологического процесса и выработку единого подхода.
Так, для обеспечения фронта сборочных работ выбирается деление КК
на отсеки и агрегаты (схема агрегатирования) с указанием технологи*
ческих разъемов; определяются особенности сборки (горизонтальная
или вертикальная, на заводе или на техническом комплексе космод-
рома и тщ.); формируются требования к электрическим, вакуумным
(проверка герметичности) и другим испытаниям.
Рассмотрим вопросы, связанные с ККС КК. При создании КК обыч-
но используют схему его построения из изолированных отсеков (мо-
дульный принцип), что позволяет применить специализацию отсеков
и отделять некоторые отсеки на определенных этапах полета, когда они
выполнили свое назначение. Например, средствами возвращения осна-
щают не весь КК, а только его СА, что уменьшает относительную мас-
су этих средств в общей массе КК и увеличивает относительную массу
средств спасения в общей массе СА, позволяя сделать возвращение кос-
монавтов на Землю более безопасным. Отсутствие тепловой защиты
на поверхности орбитальных отсеков КК облегчает установку антенн,
радиаторов и других элементов. Если КК разработан по модульному
принципу, его доработка при изменении целей полетов возможна пу-
тем замены или модификации отдельных отсеков.
В ККС КК, в общем случае, предусматриваются следующие основ-
ные отсеки:
СА для размещения экипажа при выведении КК на орбиту, при воз-
вращении его на Землю, а также при выполнении некоторых операций
в ходе орбитального полета; после отделения от КК С А становится ав-
тономным летательным аппаратом;
129
орбитальный отсек (00) для работы экипажа на орбите и установ-
ки необходимого для выполнения программы полета оборудования
и систем, требующих доступа экипажа; 00 КК обеспечивает увеличе-
ние жилого объема;
приборный отсек для установки не требующих доступа экипажа
систем, его объем герметичен и изолирован от жилых отсеков;
агрегатный отсек (отсек оборудования) для размещения основ-
ных агрегатов КК (маршевого реактивного двигателя, баков с топли-
вом, баллонов с газом наддува, блоков СЭП и агрегатов СТР, солнеч-
ных батарей, блоков микрореактивных двигателей причаливания и ори-
ентации, антенн и других элементов;
навесной отсек вводится в состав КК при сбросе части аппаратуры
на каком-то промежуточном этапе полета;
Выбор ККС КА практически состоит в определении наиболее ра-
ционального варианта из многих возможных методом сравнительного
анализа.
Отметим некоторые закономерности ККС КК:
если ККС КК включает в себя СА и агрегатный отсек, а другие от-
секи не предусматриваются, то из соображений размещения на РКН и
организации спасения экипажа (при авариях на участке выведения)
СА должен занимать верхнее по отношению к агрегатному отсеку поло-
жение;
для увеличения жилого объема КК возможны два пути: увеличение
размеров СА с неизбежным возрастанием массы тепловбй защиты или
использование СА минимальных размеров с дополнительным обитае-
мым отсеком. При объемах 8—9 м3 и более второй путь предпочтительнее в
отношении снижения затрат массы. Для КК ’’Союз” принята схема с
двумя жилыми отсеками (общий объем около 11 м3). С учетом готов-
ности КК к работе сразу же после его отделения от PH, исключения раз-
мещения люка-лаза в наиболее теплонапряженной части СА, а также
преимуществ по размещению стыковочного агрегата и антенн для КК
’’Союз” была принята схема с верхним расположением 00 (см. рис. 1.2).
КГЧ — это конструкция, устанавливаемая на последний РБ и состоя-
щая из КК, элементов его сопряжения с PH, агрегатов САС и ГО. В приня-
той для КГЧ РКН ’’Союз” схеме КК и ГО устанавливаются на верхнем
шпангоуте PH. Сброс ГО по штатной схеме происходит в два этапа: в на-
чале полета II ступени разделительным РДТТ уводится ДУ САС, затем,
после раскрытия стыков ГО его створки с помощью небольших порохо-
вых двигателей разворачиваются вокруг осей разворота и при достиже-
нии определенного угла разворота рвется связь в узлах разворота ство-
рок и они отделяются от РКН и начинают свободное движение, организо-
ванное таким образом, что исключается их соударение с РКН.
130
8.3. ПРОЕКТНАЯ РАЗРАБОТКА СА
На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в тормо-
жении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его посадки. Грани-
ца участков спуска и приземления лежит на высотах 5—10 км, ниже
которых движение близко к установившемуся и проходит со скорос-
тями 100—200 м/с при перегрузках, близких к едишще.
Между задачами спуска и приземления существует прямая связь;
причем способ посадки выбирается с учетом проектных решении по уча-
стку спуска. Для КК, форма которых обеспечивает эффективное управ-
ление на сверхзвуковых скоростях с выходом в район посадочной по-
лосы, а на дозвуковых режимах — планирование с относительно неболь-
шой вертикальной скоростью, рациональна горизонтальная посадка са-
молетного типа; а для СА, имеющих малое сверхзвуковое аэродинами-
ческое качество (отношение подъемной силы к силе лобового сопро-
тивления) и движущихся на предпосадочном участке почти вертикаль-
но, — вертикальная посадка, требующая применения специальных средств
торможения (парашюты, двигатели, роторы и т.п.) и дополнительных
систем, амортизирующих удар о грунт или воду, что в совокупности
обеспечивает допустимые для экипажа условия приземления (привод-
нения) .
При движении СА в атмосфере на него действуют силы, показанные
на рис. 8.1, где RA — вектор суммы всех аэродинамических сил, про-
ходящий через точку на оси геометрической симметрии СА, называемую
центром давления.
Одним из главных параметров СА является аэродинамическое ка-
чество
Kk>p = Y/X= су1сх , (8.1)
где Су и сх — коэффициенты подъемной силы Y и силы лобового соп-
ротивления X.
Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА
сегментальной формы в зависимости от угла атаки а приведены в табл.
8.3. Угол атаки, при котором существует устойчивое равновесие С А
(момент относительно центра масс равен нулю), называют балансиро-
вочным углом атаки. Чтобы получать на осесимметричном СА сегмен-
тальной формы, подъемную силу следует придать ему определенный
угол атаки, балансировка на котором может быть обеспечена созданием
массового эксцентриситета. При этом СА в плотных слоях атмосферы
должен быть статически устойчивым, т.е. центр масс должен распола-
гаться ближе к лобовой точке СА, чем центр давления.
Приведем соотношения для аэродинамического момента, действую-
щего на С А при угле атаки а:
т = тг (а, YM3)qLS , (8.2)
где mz (а, Гм э) — аэродинамический коэффициент момента; q — ско-
ростной напор; S — площадь миделя СА; L — длина СА; УМеЭ — массо-
вый эксцентриситет.
131
Рис. 8.1. Схема сил, действую-
щих на СА КК "Союз” при дви-
жении на балансировочном угле
атаки ^бал, и размещение кос-
монавтов: _
V - скорость полета; -
результирующая аэродинами-
ческая „сила; Y - подъемная
сила; X - сила лобового соп-
ротивления; afjgj! - балансиро-
вочный угол атаки; £ - угол
между линией спины кос-
монавта; ф •- угол между Rj и
осью симметрии формы СА;
Гм.э - боковое смещение цент-
ра масс (или массовый эксцен-
триситет) ; хц.м., хц.д, - коор-
динаты центра масс и центра
давления
Характер траектории спуска СА зависит от начальных условии дви-
жения, сверхзвукового аэродинамического качества и баллистического
параметра
Рх = go "»СА / (сх 5) • (8-3)
где — масса СА; сх — аэродинамический коэффициент силы ло-
бового сопротивления.
Используют также параметр
Ру = go rnCA / (Су S) , (8.4)
Таблица 8,3
Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА
сегментальной формы на сверхзвуковых скоростях полета
а, градус сх СУ Хаэр
при Ум=0 при
0 1,4 0 0 0 0,08
15 1,25 -0,25 -0,2 -0,03 0,04
30 1,1 -0,4 -0,36 -0,065 0,015
45 0,8 -0,5 -6,63 -0,08 -0,01
60 0,65 -0,25 -0,38 -0,065 -0,02
75 0,5 0 0 -0,035 -0,02
90 0,6 0,2 0,33 0 0
105 0,75 0,35 0,47 0,02 0,01
120 0,85 0,25 0,28 0,03 0
135 1,0 0,15 0,15 0,035 -0,015
150 0,95 -0,15 -0,16 0,03 -0,01
165 0,85 -0,2 -0,24 0,02 -0,015
180 0,7 -0,1 -0,14 0 -0,025
132
где Су — аэродинамический коэффициент подъемной силы, и нагрузку
на мидель
Эти параметры определяют соотношения между гравитационны-
ми и аэродинамическими силами:
x/(go »»са) = 4 1рх ; (8-6)
----------=------—=-------^Ё-q . (8.7)
£о тСА Ру Рх
Таким образом, возможности формирования траектории зависят от
выбора аэродинамического качества и баллистического параметра, а
управление движением — от их изменения в полете.
На траекторию СА влияют и условия входа в атмосферу, под верх-
ней границей которой (высота входа) понимают высоту начала замет-
ного влияния аэродинамических сил (100—120 км). К этим условиям
относят: скорость входа (для спуска с низкой околоземной орбиты
200—500 км) около 7,6 км/с, угол наклона вектора скорости (траек-
тории) к местному горизонту в точке входа. Использование подъемной
силы создает возможность маневра как по дальности, так и в боковом
направлении.
Максимальные перегрузки при спуске - один из основных траек-
торных параметров — зависит в основном от аэродинамического качест-
ва и угла входа. Для снижения максимальных перегрузок, как видно
из табл. 8.4, целесообразно увеличивать /Саэр до 0,3—0,5 (его дальней-
шее повышение влияет слабо), а угол входа не должен превышать 2—
3°.
Максимальные тепловые потоки, воздействующие на поверхность
СА, зависят от /Саэр и угла входа в атмосферу (табл. 8.5). Для улуч-
шения тепловых режимов важно, чтобы торможение происходило в
Таблица 8.4
Влияние аэродинамического сверхзвукового качества
и угла входа на максимальные перегрузки
при спуске с орбиты
*вх» градус ^аэр
0 0,1 0,2 аз 0,4 0,5 0,7 1,0
-3 >10 7,2 5,0 3,6 2,9 2,3 2,0 1,2
-2 9 5,9 4,0 3,0 2,2 2,0 1,5 1,2
-1 8,3 5,3 3,6 2,6 2,0 1,6 1,2 1,0
133
Таблица 8.5
Влияние аэродинамического сверхзвукового качества
и угла входа на удельный q*
и интегральный С* тепловые потоки
*вх> градус Клэр
q *тах 2*
0 0,25 0,5 0 0,25 0,5
° 1,0 0,7 0,5 1,0 1,3 1,75 -0,5 0>9 0,65 о,35 _ _ _ “1»0 1,05 0,7 0,5 0,8 1,2 1,55 “2<° 1,25 0,9 0,7 0,7 0,85 1,25 -М 1,5 1,15 0,95 0,6 0,7 0,9 ~4.° 1,7 1,25 1,15 0,5 0,6 0,75 „ ^*тах ^аэр’ двх^ — Примечание.<7*тах = - ; Q* =
= С*(^аэр. авх) « шах (*аэр- о; «вх-0)
б* (-^аар = 0 > ^вх=Ф
верхних слоях атмосферы для максимального снижения скорости до
наступления пика теплового потока. Это реализуется при баллистичес-
ком спуске за счет увеличения лобового сопротивления и снижения
нагрузки на мидель; а для С А с большим 7Гаэр за счет увеличения угла
атаки и снижения нагрузки на мидель.
Широкое распространение получил способ управления путем раз-
ворота СА по крену при постоянном балансировочном угле атаки, не
требующий больших управляющих моментов. При нулевом угле крена
подъемная сила направлена вверх в плоскости траектории, а при пово-
роте отклоняется в сторону, изменяя вертикальную составляющую, что
обеспечивает управление по дальности. Изменение горизонтальной сос-
тавляющей, включая перевод аппарата с правого на левый крен и нао-
борот, используется для управления в боковом направлении.
Схема спуска с малым /Гаэр, используемая на КК ’’Союз”, начина-
ется с ориентации КК для торможения. В расчетной точке над Атлан-
тическим океаном ДУ сообщает КК тормозной импульс, уменьшающий
скорость на 100—120 м/с, после чего дальнейшее движение происходит
по переходному эллипсу с углом входа около 1,5° с сохранением ори-
ентации. После разделения отсеков КК СА разворачивается так, чтобы
в поогнозируемой точке входа в атмосферу угол атаки соответствовал
балансировочному, а угол крена обеспечивал бы расчетное значение верти-
кальной составляющей подъемной силы. При появлении аэродинамических
сил (перегрузка около 0,04 ед.) начинается управление движением; при
этом развороты по крену и демпфирование колебаний по тангажу и рыска-
нию осуществляются с помощью микрореактивных двигателей. Макси-
134
мальные перегрузки при управляемом спуске лежат в диапазоне 3—4 ед.;
а время полета от входа до высоты 9,5 км (ввод парашюта) составляет
около 10 мин.
В нештатных ситуациях предусмотрен переход на баллистический
спуск со стабилизацией путем закрутки СА по крену с угловой
скоростью 12,5 градус/с. С А КК ’’Союз” статически устойчив и спосо-
бен прийти к расчетному углу атаки даже при нарушении начальной ори-
ентации, что специально предусмотрено мероприятиями по обеспечению
безопасности экипажа.
В качестве примера рассмотрим ККС СА КК ’’Союз”. Как известно, наилуч-
шая переносимость перегрузок обеспечивается при их воздействии в направлении
грудь - спина при угле 78 между линией спины и вектором силы. Поэтому с уче-
том отклонения суммарной аэродинамической cwigi (см. рис. 8.1) кресла космо-
навтов по линии спины установлены под углом 70 к оси С А. Они имеют индиви-
дуальные ложементы, привязную систему и амортизатор, снижающий перегрузки
при приземлении, движение вдоль которого (рабочий ход 250 мм) сопровожда-
ется поворотом кресла вокруг шарнира, расположенного у ног космонавта (см.
рис. 1.6). Перед посадкой амортизатор ’’взводится” (поднимая кресло в верхнее
положение), чем подготавливается к работе. При наличии двух обитаемых отсе-
ков С А должен иметь минимальные размеры; причем определяющим в этом от-
ношении является диаметр корпуса в зоне установки кресел. КК ’’Союз” проек-
тировался как трехместный, и наиболее компактной оказалась схема размеще-
ния кресел ’’веером”. Между креслами вдоль образующей конической поверхности
по соображениям центровки были установлены два парашютных контейнера; при
высокой плотности укладки (0,5 — 0,6 кг/л) и большой массе они способствуют
созданию нужного бокового смещения центра масс СА. На основе такой схемы и
с учетом возможностей размещения оборудования в подкресельной зоне и на
стенках кабины был определен (как минимально допустимый) и принят диаметр
металлического корпуса СА, равный 2 м. Основная часть оборудования размещена
на приборных рамах переднего днища, на котором также установлены ДМП, зак-
рытые при спуске лобовым щитом, сбрасываемым на участке парашютирования.
Парашюты уложены в герметичных контейнерах и вводятся в поток при сбросе
их крышек. СА имеет быстрооткрывающийся люк, в тепловой защите которого
смонтирована целевая антенна. Реактивные двигатели СУС и питающие их баки
с однокомпонентным топливом установлены снаружи гермоконтура.
В двухместном варианте КК ’’Союз” на месте левого кресла устанавливает-
ся рама с баллонами и арматурой для подачи воздуха в скафандры в случае раз-
герметизации КК.
Выбор формы СА. СА имеет форму типа ’’фары” (рис. 8.2), передняя
поверхность которой представляет сферический сегмент, а коническая бо-
ковая плавно переходит в донную полусферу. Балансировочный угол ата-
ки обеспечивается массовым эксцентриситетом, а управление движе-
нием — разворотами по крену.
Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере, их формы
и особенности приведены в табл. 8.6.
Выбор тепловой защиты СА. Возможны следующие варианты теп-
ловой защиты СА:
излучательные системы;
системы с теплопоглощением;
абляционные системы.
135
Таблица 8.6
К
Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере
Характеристики ТипСА
Баллистический Малого качества Среднего качества Большого качества
Форма Аэродинамическое качество при ско* ростах: гиперзвуковых дозвуковых Сферическая 0 0 Сегментальная 0 0 Сегментальная 0,2 - 0,5 0 Несущий корпус 0,7 - 1,2 0,8 - 0,3 Крылатая 1,2-3 3-5
Вид спуска с ор- биты Баллистический Скользящий Планирующий
Способ посадки Вертикальный Вертикальный Самолетный
Точность посад* ки, м ±300-1О3 - центр масс. ±30 чо3 ±10*103 ±50 ±10
Рис. 8 J. Форма СА КК "Союз”:
dm ~ диаметр миделя; — радиус верхнего
днища; L - высота СА; Ян д - радиус нижнего
днища
Излучательные системы основаны на
применении внешней тонкой оболочки из
высокотемпературного материала, кото-
рая, будучи нагретой, излучает в прост-
ранство тепло, уравновешивая поток теп-
ла от аэродинамического нагрева.
Системы с теплопоглощением не
только излучают тепло, но и накапливают
его в материале, теплоемкость которого
должна быть высокой, а слой толстым.
Абляционные системы (абляция — потеря массы при нагреве) до-
пускают разрушение внешнего слоя и частичный унос массы тепловой
защиты.
Например, на СА КК ’’Союз” лобовой щит выполнен из абляцион-
ного материала с наполнителем в виде асбестовой ткани, а боковая теп-
лозащита представляет собой трехслойный пакет из: сублимирующего
материала типа фторопласта; плотного абляционного материала типа
стеклотекстолита, создающего прочную оболочку, и теплоизолятора
в виде волокнистого материала с легкой связующей пропиткой. Попе-
речные срезы теплозащиты (люки, стыки и т.д.) закрыты окантовками
из плотного абляционного материала.
Толщина тепловой защиты по поверхности СА, как правило, нерав-
номерна и выбирается с учетом распределения тепловых потоков и до-
пустимого температурного нагрева корпуса СА. Например, для КК ’’Апол-
лон” толщина защиты находится в диапазоне от 8 до 44 мм.
В конструкции теплозащиты должны учитываться свойства материа-
лов в части линейных расширений при нагреве.
8.4. СРЕДСТВА АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ
Безопасность космического полета является одной из основных
проблем при разработке пилотируемых РКН. Решению этой проблемы
уделяется постоянное внимание на всех уровнях и этапах разработки
РКН, включая экспериментальную отработку. Решение этой проблемы,
как правило, сказывается на проектных решениях по PH и КГЧ.
Исследование проблемы оезопасности включает:
анализ возможных аварийных ситуаций, выбор и разработку
средств их предотвращения;
анализ и определение резервных возможностей составных частей
РКН для обеспечения нештатных и аварийных режимов полета;
137
анализ баллистических схем нештатных и аварийных режимов и
разработку соответствующих программ полета;
разработку методов и средств проведения аварийно-восстановд-
тельных и аварийно-спасательных операций.
Сигнал аварийности РКН проходит при достижении одним из ос-
новных параметров или совокупности нескольких параметров РКН пре-
дельно допустимого значения, которое называют параметром аварий-
ности. В качестве примера рассмотрим параметры аварийности трехсту-
пенчатой РКН:
потеря устойчивости и управляемости на участке выведения (от-
клонение на предельные углы по каналам тангажа, рыскания и крена);
критический недобор скорости к концу работы I и II ступеней;
преждевременное отделение; № I ступени;
падение давления в камерах сгорания ДУ РБ;
критическое снижение осевой перегрузки при работе ДУ РБ.
Анализ условий полета показывает:
аварийные режимы отделения КК от РКН отличаются от штатных
повышенными аэродинамическими нагрузками, высокими требованиями
к быстродействию;
аварийные режимы автономного полета СА КК на участке спуска
в атмосфере из-за увеличения угла входа в атмосферу отличаются от
штатных значительным увеличением перегрузок;
при аварийном режиме (для СА с малым качеством) посадка воз-
можна в любой точке вдоль трассы траектории выведения и может про-
исходить в неблагоприятных условиях (горные районы, тайга и т.д.).
Рассмотрим три участка полета пилотируемой РКН:
атмосферный — от хмомента приведения в готовность средств спа-
сения на СК до выхода РКН за пределы плотных слоев атмосферы
(Я < 500 Н/м2 ). Для этого участка характерны: оыстротечность аварийных
ситуаций; наиболее сильное проявление воздействия опасных факторов
при взрыве; необходимость при аварии на стартовом сооружении и в пер-
вые секунды полета (когда скорость РНК и высота полета малы) обеспе-
чения подъема КК или его спасаемой части на высоту, достаточную для ра-
боты системы приземления, и бокового увода КК, достаточного для при-
земления вне возможной зоны пожара РКН на Земле; воздействие при
авариях в зоне максимальных скоростных напоров на отделяемую
часть КК значительных аэродинамических сил, препятствующих ее отде-
лению;
первый внеатмосферный участок — до момента, когда в случае
прекращения работы PH с помощью ДУ КК невозможно его выведение на
нерасчетную орбиту ИСЗ. Особенности этого участка: возможность отделе-
ния КК или его спасаемой части после аварийного выключения ДУ PH с
помощью штатных систем разделения , большие углы входа в атмосферу,
что значительно увеличивает перегрузки на участке спуска;
второй внеатмосферный участок — возможно выведение КК на нерас-
четную орбиту ф использованием собственной энергетики. Совершенно оче-
видно, что длительность второго внеатмосферного участка можно увели-
чить (а первого уменьшить), увеличивая собственную энергетику КК. Одна
138
из трудностей на этом участке — необходимость оперативной коррек-
ции траектории КК.
ДУ САС космического корабля ’’Союз” (рис. 8.3) состоит из ос-
новного двигателя отделения и увода отделяемого головного блока (ОГБ ),
разделительного двигателя для увода основной ДУ САС в штатной ситуа-
ции или отделения С А от ОГБ в аварийной ситуации (рис. 8.4) и управляю-
щих двигателей формирования заданной траектории движения ОГБ
Основные требования к ОГБ как к автономному ЛА и как состав-
ной части РКН:
аэродинамическая статическая устойчивость;
малые значения коэффициента лобового сопротивления сх для сни-
жения энергетических затрат на увод ОГБ;
сохранение аэродинамических характеристик РКН (при наличии
ОГБ), близких к оптимальным.
В РКН ’’Союз” выбор обводов части ГО, используемой в качестве
корпуса ОГБ, с применением аэродинамических стабилизаторов поз-
воляет практически независимо друг от друга выбирать обводы СА и
ОГБ. В составе ОГБ применение складывающихся решетчатых стабили-
заторов обеспечивает нужное смещение центра давления в раскрытом
положении при незначительном увеличении лобового сопротивления,
а в сложенном положении не оказывает заметного влияния на аэроди-
намические характеристики РКН. Применение балансировочного груза
в передней части ОГБ САС позволяет регулировать положение его центра
масс.
Суммарный импульс тяги основного двигателя — определяется пара-
метрами траектории увода отсека экипажа при аварии на стартовом С02ру-
жении, а закон изменения тяги основного двигателя САС — определяет-
Рис. 8.3. ДУ САС КК ’’Союз”:
1 - разделительный РДТТ; 2 - управляющий двигатель; 3 - основной РДТТ САС;
4-ГО
139
///ж //7 /7/ /7/ /7/ "7777 7/7 7/7 /7/ 7/7 /7/ 77/ 777 77/7S> 777V/7
Рис. 8.4. Схема движения отделяемо* КГЧ КК "Союз” при аварии:
1 - штатная траектория выведения; 2 - включение основного РДТТ САС и отделе-
ние уводимой части; 3 - увод ГО разделительным РДТТ от СА; 4 - участок работы
парашютной системы; 5 - участок снижения СА с установившейся скоростью и мяг-
кой посадки
ся условиями спасения в случае аварии при максимальных скоростных
напора.
В качестве примера в табл. 8.7 показан характер изменения по вре-
мени скорости, высоты и дальности при полете ОГБ РКН ’’Союз” в слу-
чае аварии на стартовом сооружении, а в табл. 8.8 - изменения по вре-
мени относительного расстояния между PH и ОГБ для случая аварии
при максимальном скоростном напоре.
Таблица 8.7
Параметры траектории увода ОГБ РКН ’’Союз*’
при аварии на старте
Время, с Скорость; м/с Высота, м Дальность, м
0 0 0 0
5 150 400 200
10 100 900 400
20 60 1200 900
30 20 750 1200
140
Таблица 8.8
Относительное расстояние между PH и ОГБ РКН "Союз”
при аварии на q max
Время, с
Расстояние, м
минимальное
максимальное
0 0 0
2 100 200
4 200 350
6 250 450
8 175 475
10 120 425
12 100 425
14 125 625
16 210 850
18 340 1100
8.5. РАДИАЦИОННАЯ И МЕТЕОРНАЯ ОПАСНОСТЬ
Радиационная опасность космических полетов связана с возможностью по-
ражения экипажа, повреждения аппаратуры и элементов конструкции КА при об-
лучении корпускулярным и электромагнитным излучениями. Степень воздейст-
вия радиации тем выше, чем больше количество поглощенной веществом энер-
гии излучения. Количество поглощенной энергии излучения, отнесенное к массе
вещества, называется поглощенной дозой (Д) и измеряется в радах (1 рад = 10"2
Дж/кг=100 эрг/г = 6,24 -1Q7 МэВ/г). Доза, накопленная в единицу времени, на-
зывается мощностью поглощенной дозы [ 30].
При рассмотрении биологического воздействия смешанного излучения испо-
льзуется эквивалент дозы радиации Я, измеряемый в бэрах:
Я=ДЯк; (8.8)
где Д - поглощенная доза, рад; Кк - коэффициент качества, учитывающий отно-
сительную биологическую эффективность различных видов излучения в сравнении
с биологической эффективностью стандартного рентгеновского излучения, кото-
рая условно принята равной 1.
Радиационная опасность при пилотируемых полетах. В настоящее время при
полетах человека учитывают три основных источника корпускулярного излучения:
радиационный пояс Земли (И13), галактическое излучение (ГКИ) и солнечное
космическое излучение (СКИ). Уровни доз, создаваемые излучением радиацион-
ного пояса Земли, зависят от времени полета КА через пояс, траектории полета
и толщины защиты. Рекомендуемый = 1,0 . . . 1,4. Поглощенные дозы от из-
лучения внутреннего РПЗ в основном обусловлены протонами высоких энергий.
Расчетные значения мощности эквивалента дозы протонов внутреннего РПЗ
для круговых орбит при эффективной толщине защиты КА 1 г/см2 приведены
в табл. 8.9.
В центральной зоне внутреннего РПЗ мощность эквивалента дозы исключи-
тельно высока, и полет пилотируемого КА в ней без специальной защиты невоз-
можен. Допускается кратковременное пересечение РПЗ, если траектория полета
КА минует его центральную зону или если экипаж в момент пересечения РПЗ бу-
дет находиться в более защищенном отсеке. В этом случае поглощенная доза, как
показали полеты к Луне, составляет всего несколько рад.
Яри полетах по орбитам высотой 300-500 км основным источником радиа-
ционной опасности являются потоки. протонов в области Южно-Атлантической
141
Таблица 8.9
Мощности эквивалента дозы протонов внутреннего РПЗ (бэр/сут)
Высота круговой орбиты, км Наклонение орбиты, градус
0 30 60 90
445 — 1,4 0,8 0,7
2780 800 390 195 165
5550 125 55 28 24
8350 20 8,3 4,2 3,6
И 100 0,41 0,14 0,08 0,06
магнитной аномалии (35° ю.ш. и 325° вд.), где внутренний РПЗ опускается до
высоты около 350 км, а мощность эквивалента дозы в центральной части аномалии
на высоте 445 км составляет 2,5 бэр/ч. Максимальные дозы соответствуют нак-
лонению орбиты около 30°. Экваториальные орбиты полностью находятся вне
области аномалии и для таких орбит радиационная опасность Незначительна до
высоты примерно 500 км.
Внешний РПЗ состоит из электронов и низкоэнергетических протонов. Реко*
мендуемый коэффициент качества излучения Кк = 1.
Мощность дозы электронов в центре внешнего РПЗ (на высотах около 22 000
км) при отсутствии защиты может составлять десятки тысяч рад в сутки для эквато-
риальной орбиты и несколько тысяч рад в сутки для орбиты с наклонением 60°.
При эффективной защите в 1 г/см2 мощность дозы на поверхности тела составит
около 40 рад/сут.
ГКИ действует постоянно в течение всего полета и его биологический эффект
определяется максимальной поглощенной дозой. Присутствие тяжелых ядер в
составе ГКИ заметно увеличивает относительную биологическую эффективность
этого излучения. Рекомендуемый коэффициент качества излучения К к = 4 . . .7.
Эквивалент дозы, создаваемой ГКИ за пределами магнитосферы Земли, дости-
гает в периоды максимума и минимума солнечной активности 50 и 100 бэр в год
соответственно. Дозы ГКИ вблизи Земли значительно меньше, чем в свободном
пространстве, что обусловлено влиянием магнитного поля (уменьшает плотность
потока ГКИ в 3-10 раз). По данным измерений на КА, среднесуточная доза на
орбитах высотой до 350 км и наклонением 65° при эффективной защите 3 г/см2
примерно постоянна и составляет 9 ± 2 мрад.
СКИ, сопровождающее некоторые солнечные вспышки, может представлять
значительную радиационную опасность при Пилотируемых полетах в свободном
кормическом пространстве. Рекомендуемый коэффициент качества излучения
К к = 1. Моменты возникновения солнечных вспышек, их интенсивность и дру-
гие характеристики описываются вероятностными законами. Поэтому при про-
ектировании КА радиационную опасность излучения вспышек в планируемый пе-
риод полета принято оценивать ожидаемой величиной поглощенной дозы излуче-
ния и вероятностью (риском) ее превышения, которую рекомендуется принимать
равной 0,01.
Допустимые уровни радиации. Допустимые, или нормативные, уровни радиа-
ции (НУР) для экипажа КА устанавливают с учетом исключения. существенного
для выполнения программы полета нарушения работоспособности космонавтов
в полете и появления у них неблагоприятных последствий после его завершения.
С точки зрения радиационной опасности кратковременные и длительные полеты
следует рассматривать раздельно, так как характер возможного радиационного
воздействия различен. В СССР для космических полетов длительностью 30 сут
142
установлены допустимая доза 15 бэр и доза оправданного риска 5D бэр. Допусти-
мая доза ограничивает суммарное воздействие на трассе полета ГКИ, излучения
РПЗ и бортовых источников и используется при оценке достаточности общей за-
щиты обитаемых отсеков КА. Доза оправданного риска учитывает опасность раз-
вития во время полета мощной солнечней вспышки и используется для оценки
достаточности защиты радиацирнного убежища экипажа.
Для проектных расчетов защиты экипажей пилотируемых КА в зависимости
от длительности полета рекомендуются НУР, приведенные в табл 8.10. При этом
однократное воздействие за счет любых источников радиации ограничивается уров-
нем 50 бэр при интервале между повторными воздействиями в такой же дозе не
менее одного месяца.
Приведенные значения НУР относятся к равномерному облучению. Для кри-
тических органов тела используют коэффициенты перехода: 1,5 - для хрусталика
глаза, 3 - для кожи, которые применяют в случае неравномерного облучения тела.
Обеспечение радиационной безопасности. Пассивная защита строится на прин-
ципе ослабления потока излучения за счет поглощения его энергии при прохож-
дении через толщу какого-либо вещества. Необходимая толщина защиты зависит
от физических характеристик космических излучений, траектории и длительнос-
ти полета, компоновки корабля, свойств экранирующих материалов. Известно,
что с увеличением толщины обшивки КА уровень излучения в его отсеках от РПЗ
и солнечных вспышек уменьшается. Защита от ГКИ по имеющимся оценкам не-
реальна, так как для снижения его уровня на 5 0 % необходима защита в несколько
десятков грамм на квадратный сантиметр.
Анализ радиационной обстановки и опыт космических полетов показали, что
для околоземных орбитальных полетов с высотой орбит до 400 км и наклонением
до 50° при эффективной толщине защиты не менее 3 г/см2 специальной радиацион-
ной защиты не требуется. Обитаемые КА, как правило, компонуются так, что за-
щита, обеспечиваемая веществом, распределенным вокруг зон обитания экипажа,
составляет от нескольких до десятков граммов на квадратный сантиметр. Этого
оказывается достаточно для снижения дозы радиации до установленной нормы.
В качестве радиационного убежища в период ухудшения радиационной обстановки
экипаж может использовать один из наиболее защищенных отсеков, например
снабженный тепловой зашитой rnvcKaeMbitt аппарат.
В качестве перспективного направления рассматриваются активные виды фи-
зической защиты, обеспечивающие отклонение заряженных частиц от обитаемого
отсека КК с помощью электромагнитного или электростатического поля. Такая
электростатическая защита может найти применение для длительно существую-
щих КА на стационарной орбите, проходящей на расстоянии около 36 000 км
от поверхности Земли, т.е. в пределах внешнего радиационного пояса.
Метеорная опасность. Столкновения с метеорными частицами в зависимости
от их размеров, количества, скорости и плотности, а также от места удара способ-
ны вызвать следующие повреждения КА:
Таблица 8.10
Нормативные уровни радиации в вависимости
от длительности полета
Длительность полета, мес. НУР за полет, бэр Длительность полета, мес. НУР за полет, бэр
1 50 6 ПО
2 65 8 125
3 80 10 140
4 90 12 150
5 100
143
пробои герметизирующей оболочки корпуса и повреждение отдельных эле-
ментов конструкции, агрегатов и систем, а также ранение космонавта;
эрозию внешних поверхностей (поверхностей с определенными радиацион-
ными характеристиками, солнечных батарей), оптических приборов и других ус-
тройств и деталей, размещенных снаружи КА, и ухудшение их характеристик;
откалывание частиц от внутренней поверхности оболочки корпуса, что может
быть источником опасности для аппаратуры и экипажа.
Метеорную среду обычно характеризуют величиной потока метеорных частиц
с массой пц > m0 на единицу площади в единицу времени. В связи с тем что наблю-
даются как временные (суточные, сезонные), так и пространственные вариации в
распределении метеорных частиц, пользуются осредненными результатами измерений
за большие промежутки времени (например, за год) по разным районам наблюдений.
Рассмотрим одну из моделей метеорной среды для околоземного пространства,
предложенную Уипплом и имеющую вид
W = -14,48 + 2,681g (0,44/р0) 1.34 lgm0» (8.9)
где N - поток метеорных частил, частица^-1 • м"2; р0 ~ плотность частицы, г/см3;
- масса частицы, г.
В этой модели средняя плотность метеорных частиц принята равной 0,44 г/см3,
а скорость - 30 км/с. Интегральный поток частиц с массами т > 3 • 10"12 г на высо-
те 200 км от Земли превышает его величину в межпланетном пространстве примерно
на полтора порядка, а на высотах 350-400 км - почти не отличается от потока в
межпланетном пространстве.
Для высот 100-400 км среднее распределение частиц по массам имеет вид
lg/V = —16,1 - l,31gmot (8.10)
Оценка метеорной опасности - это определение вероятности столкновения с
метеорными частицами определенной массы и разрушающего воздействия этих час-
тиц на конструкцию КА. Особое внимание придается оценке опасности столкновения
с метеорными частицами, способными пробить оболочку КА и вызвать наиболее
тяжелые последствия. Считая полный метеорный поток, с которым сталкивается КА,
состоящим только из проникающих и непроникающих частиц, вероятность проник-
новения г частиц с массой т, > (i = 1, 2, ..., г) можно описать распределением
Пуассона:
Рг=------ехр(-ЛГрГмт), (8.11)
где Np - средний поток метеорных частиц с массой т, > тКр, которые способны
пробить уязвимую поверхность КА; FM - площадь уязвимой поверхности КА;
г - время пребывания в метеорной среде, с.
Тоща из формулы (8.11) при г = 0 вероятность отсутствия пробоев
Ро (mi > ™кр) = exp (-NpFMr), (8.12)
где определяется выражениями (8.9), (8.10), в которых m0 = тКр.
Формула (8.12) может быть использована при разработке конструкции с задан-
ной вероятностью отсутствия пробоев Ро или оценки Ро для заданной конструкции.
Масса тКр зависит от геометрических и прочностных характеристик силовой
стенки, условии соударения и определяется эмпирическим путем.
Для ориентировочных оценок можно использовать соотношения, полученные
экспериментальным путем для определения максимальной толщины стенки 60,
при которой наступает сквозное разрушение при достаточно высоких скоростях
удара:
6. = & • 1,15 (p,/A)1/3v 2/3 (8.13)
или при т0 = (яр^03)/6
«о = 1,4 (т, /х»1) 1/3v,2/3, ( 8.14)
где р0, m0, d0 - плотность, масса и диаметр метеорной частицы соответственно;
144
рх - плотность материала стенки; v0 - скорость метеорной частицы, км/с.
Зависимости (8.13) и (8.14) справедливы для типичных конструкционных ма-
териалов (сталь, алюминиевые сплавы, титан и др.).
Защита от воздействия метеорных частиц. Наиболее эффективными средствами
защиты конструкции КА, позволяющими уменьшить толщину силовой стенки и
общую массу конструкции, являются защитные противометеорные экраны, которые
в равной мере снижают как вероятность пробоя силовой стенки, так и вероятность
образования осколков с ее внутренней поверхности. Противометеорными экранами
могут также служить кожухи. Пробивая &кран, метеорная частица в результате раз-
вивающихся в ней волновых процессов разрушается. Удар остатков частицы по
силовой стенке, расположенной за экраном, распределяется по площади во много
раз превосходящей площадь сечения частицы, что вместе с потерей скорости части-
цы на пробивание и определяет защитное действие экрана.
Максимальный защитный эффект и минимальная масса конструкции обеспечи-
ваются при оптимальных: S - расстоянии между стенкой и экраном; соотношении
толщины экрана 6 и толщины силовой стенки 60. Экспериментально установлено,
что оптимальное расстояние между экраном и стенкой характеризуется безразмер-
ной величиной S, = S/d0 = 25 ... 30.
Оптимальную экранную защиту можно рассчитывать по формуле
(б + бо)/^о = *«i, (8Л5)
где 6, = 60/d0 - определяют по формулам (8.13) или (8.14); к - эмпирический
коэффициент.
Для приближенных расчетов рекомендуется выбирать толщину экрана из усло-
вия 6/d0 = 0,5 ... 0,6 и принимать к = 0,35 при больших расстояниях между экраном
и стенкой (S, >30) и к = 0,7 - при малых расстояниях (5 <St < 25).
Результаты исследований показывают, что при полетах продолжительностью в
несколько дней и недель в районе Земли и Луны для КА небольших размеров метеор-
ная опасность невелика. Но при длительных космических полетах (около года и бо-
лее), увеличении размеров КА, а также при полетах в малоизученные области‘Сол-
нечной системы (за пределами орбит Марса и Венеры) метеорной опасностью пре-
небрегать нельзя.
ГЛАВА 9. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДУ
9.1. ТИПЫ И КЛАССИФИКАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ.
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ТРЕБОВАНИЯ К ДУ
ДУ РБ или КА служит для создания силы тяги, а в ряде случаев и для
создания управляющих моментов. Она может состоять из одного или нес-
кольких двигателей (основных и управляющих). В состав ДУ будем
включать кроме ракетных двигателей средства крепления, агрегаты и
системы, обслуживающие двигатели и находящиеся, как правило, в дви-
гательном отсеке. Характеристики ДУ определяются прежде всего харак-
теристиками единичных двигателей, составляющих ее основу.
К основным типам ракетных двигателей относятся:
химические двигатели, использующие энергию горения или хими-
ческого разложения. По агрегатному состоянию компонентов топлива они
делятся на ЖРД, РДТТ, гибридные ракетные двигатели (ГРД), у которых
один компоненет находится в жидкой» а другой — в твердой фазе;
145
ядерные ракетные двигатели (ЯРД), у которых нагрев рабочего тела
происходит в ядерном реакторе или теплообменнике;
электрические ракетные двигатели (ЭРД), у которых для разгона
рабочего тела используется электроэнергия. ЭРД делятся на электротер-
мические, магнитогидродинамические, электростатические и фотонные.
Источники электроэнергии для ЭРД могут быть химические, солнечные
или ядерные.
Основные характеристики ДУ с ЖРД. К ним относят:
земную и пустотную тяги (для РБ верхних ступеней и ДУ КА рассмат-
ривается только пустотная тяга), законы регулирования тяги в полете,
характеристики нарастания и спада тяг при запусках и остановах;
земную и пустотную удельные тяги (для высотных ДУ рассматри-
вается только пустотная удельная тяга); удельные тяги при проектирова-
нии рассматриваются прежде всего как показатели энергетического со-
вершенства ДУ;
относительный вес ДУ (отношение веса ДУ на уровне моря к старто-
вой тяге ДУ), который рассматривается как показатель массового со-
вершенства ДУ;
массу ДУ;
давления в камере сгорания и на срезе сопла двигателей, входящих в
ДУ;
плотности компонентов топлива при рабочей температуре;
соотношение массовых секундных расходов окислителя и горючего.
К основным характеристикам ДУ кроме перечисленных будем отно-
сить также: время работы ДУ, габаритные размеры, количество единич-
ных двигателей в ДУ, минимально необходимые давления на входах в
насосы, характеристики стоимости конструкции ДУ.
Остановимся на вопросе выбора числа единичных двигателей в ДУ
(многодвигательной). Надежность единичных двигателей ДУ Рда опреде-
лена по результатам их экспериментальной отработки, а надежность ДУ
определяется из соотношения
Рду=Л£, (9.1)
где п — число единичных двигателей в ДУ.
Из (9.1.) видно, что с ростом числа двигателей в ДУ (при Рда =
= const) надежность ДУ падает.
Возможны следующие пути повышения надежности ДУ:
увеличение надежности единичных двигателей в ДУ;
уменьшение количества двигателей в ДУ (при неизменном уровне
надежности единичных двигателей);
введение резервньрс двигателей в многодвигательных установках,
что позволяет выполнять полеты с отключением одного или нескольких
аварийных двигателей.
ДУ с резервными двигателями имеет надежность выше, чем надеж-
ность входящих в нее единичных двигателей. Следует заметить, что такая
ДУ имеет худшие массовые характеристики, чем ДУ без резервных двига-
телей, что приводит к снижению массовой отдачи РКН. При применении
резервных двигателей в составе ДУ появляются система диагностики и
146
аварийного выключения единичных двигателей в полете, а также опреде-
ленные изменения в СУ, которая должна уметь управлять РКН с частично
неработающими двигателями.
На выбор числа двигателей кроме требований по надежности влияет
требование плотности компоновки РКН. Например, к плотным компо-
новкам относятся четырех- и семидвигательные ДУ. С ростом размерности
РКН растут трудности размещения двигателей, поскольку площадь для их
размещения растет пропорционально квадрату, а тяга ДУ пропорциональ-
но кубу диаметра РБ при его постоянном удлинении. В тяжелых РКН
(^КГЧ = 500 ... 1000 т) заметна тенденция к уменьшению относительного
удлинения РКН; применению многодвигательных установок (как пра-
вило, состоящих из единичных двигателей, уже отработавших на малых
РКН) с резервными двигателями; размещению двигателей по кольцу,
что позволяет организовать передачу тяги двигателей на корпус РКН с
минимальными массовыми затратами.
Требования к ДУ:
высокая удельная тяга, что достигается выбором принципиальной
схемы единичных двигателей ДУ, топлива, давлений в камере сгорания и
на срезе сопла, решениями по конструкции агрегатов двигателей;
высокое массовое совершенство, которое зависит прежде всего от
выбранных принципиальных схем двигателей, давлений в камере сгора-
ния и на срезе сопла, количества двигателей в ДУ и от основных конструк-
тивных решений по ДУ;
высокая плотность компоновки ДУ, что способствует улучшению
массовых характеристик ДУ, а также уменьшению массы закрывающего
ее хвостового или переходного отсека;
высокая надежность как единичных двигателей, так и всей ДУ, что
достигается наземной отработкой двигателей, а в многодвигательных ДУ
- и применением резервных двигателей;
минимальный рдзброс характеристик единичных двигателей и ДУ;
удобство монтажа на РКН и безопасность эксплуатации;
минимум затрат на разработку и изготовление.
9.2. ВЫБОР ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
И НА СРЕЗЕ СОПЛА
Выбор давления на срезе сопла для двигателя 1ступени РКН. Для рас-
сматриваемого двигателя будем считать известными массовый расход топ-
лива wT и давление в камере сгорания рк.с* При выбранном топливе эти
параметры в основном определяют площадь критического сечения сопла
двигателя [68]
5кр= ^/3* (9.2)
к Рк.с
где 0* - коэффициент, называемый расходным комплексом,
0*= ( * 1 (93)
147
где к, R, ТК с — показатель адиабаты, газовая постоянная и температура
в камере сгорания соответственно.
Площадь выходного сечения сопла Sa в этом случае определяется вы-
бором давления на срезе сопла:
„ „ *+1 '*+1' .. .ч
sa ~ skp . • ~
/( —)2/Л-(—
Ркх Ркх
Зависимость длины сопла Zc от Sa определяется профилировкой сопла.
Методика выбора профиля сопла приведена в работе [ 2]. Применение
профилированного сопла позволяет свести к мшшмуму потери скорости
истечения продуктов сгорания и полнее использовать энергетические воз-
можности двигателя. Геометрическая степень расширения сопла двигателя
(Sa/SKp) и профилировка сопла определяют в значительной степени габа-
ритные размеры двигателя и влияют на его массовые характеристики.
Рассмотрим формулу тяги ракетного двигателя
Р (Л) = mrwa + Sa(pa-ph) (9.5)
и формулу для скорости истечения продуктов сгорания на срезе сопла
—;-----------------згЛ"1
/ Ра ~ПГ~
= V гл АГк.С[ 1 - ( ) ]• (9.6)
К 1 Рк.с
Анализ этих формул показывает, что при ра > Ph имеем (в сопловой
части) недорасширение газового потока и недобор скорости wa, снижаю-
щие тягу двигателя; при ра < Ph — перерасшйрение газового потока в
сопле, составляющая тяги Sa(pa - Ph) отрицательна (снижает тягу), а
прирд = рц имеем максимально возможную тягу на высоте h.
При условии ра = Ph может быть построена зависимость максималь-
ной тяги от высоты полета (рис. 9.1)
^шах (Л) = • (9*7)
Для ряда значении высот Л/(1 = 1, 2, ..., п) при ра = Phi и при 0</iz<
< ^кЬ где /2К1 — высота конца активного участка 1 ступени, построим
зависимости
А (Л) = /птwa + Sa (рм -ph). (9.8)
Заметим, что на каждой кривой Р/ (Л) будет только одна точка, совпадаю-
щая с точкой на графике Ртах (Л) •
Рис. 9.1. Зависимости максимально воз-
можной и реальной тяг ДУ I ступени от вы-
соты полета:
1 - максимально возможная тяга двигателя
I ступени; 2 - реальная зависимость тяги
ДУ от высоты при неизменной в полете
геометрии сопла
148
Вычислим площади, ограниченные кривыми: /*тах (й) и Р/ (й)
[Ртах(й)-Л(ЛЖй. (9-9)
Очевидно, что минимальное значение S; будет определять оптималь-
ное Значение давления ра, при котором максимально используются тяго-
вые характеристики двигателя для разгона РКН.
Реальные значения ра для двигателей первых ступеней (с неизменной
геометрией сопла), как правило, лежат в диапазоне 50 ... 80 кПа. Для них
увеличение степени использования тяги двигателя может быть достигнуто
за счет применения конструкций сопел с выдвигаемыми по определенной
программе сопловыми насадками, а также применением конструкций
двигателей с центральным телом.
Выбор давления на срезе сопла (раг) для двигателя II ступени. Эти
двигатели работают на высотах, где рь = 0, поэтому при уменьшении ра
тяга и удельная тяга этих двигателей растет. Но с ростом Рп иРудЛ1 резко
растут для этих двигателей размеры и масса сопла и растет масса переход-
ного отсека между РБ 1 и РБ 2 (в схеме с последовательным соединением
РБ).
Рассмотрим II ступень двухступенчатой РКН с последовательным сое-
динением РБ. Пусть задано приращение скорости на участке полета II
ступени
= “^о^уд-пиПнМкП + —лод ' (9«Ю)
гдедкп = аз + Ад(1 ~аз) +/Mon [ см. формулу (7.9)],
а2 = Т.о2 + а Ob)! (1 + т.02) > 02 = 7ДУ1/ О + а Т.02) •
При уменьшении ра2 (прирк>с; = const) увеличиваются размеры сопла
двигателя и увеличиваются размеры переходного отсека (при неизменной
в полете геометрии сопла), что сказывается на Уду 2 и а^. Поэтому а2
и 02 можно рассматривать как функции отношения рк>с2/рД2- От этого же
параметра зависит иРудлц, что было показано в разд. 2.4.
Поскольку входящие в формулу (9.10) параметры Руд,пп, а2 и 02
являются функциями отношения давлений pK.c/Az2, то при прочих неиз-
менных данных формулы (9.10) параметр кд также может быть найден
как функция отношения давлений:
^П = ^П(Рк.С2/РД2)- (9.11)
Максимум зависимости (9.11) определяет оптимальное значение от-
ношения давлений рк,С2/Ра2 (рис. 9.2), из которого и находится ра2 при
известном рКХ2- С увеличением Рк.с2/Рл2 рост Ад до точки максимума
объясняется прежде всего ростом удельной тяги. С некоторого момента
рост удельной тяги замедляется настолько, что рост массы двигателя и
хвостового отсека приводит к снижению Ад.
Реальные значения ра2 для двигателей с высотными соплами лежат,
как правило, в диапазоне 5 ... 20 кПа.
149
В рассматриваемом примере с целью снижения массы переходного
отсека может быть предложена конструкция сопла со складывающимся
насадком, который перед началом работы двигателя раскрывается.
Выбор давления в камере сгорания. Повышение удельной тяги двига-
теля с постоянной степенью расширения сопла связано с необходимостью
повышения давления в камере сгорания. С ростом ркс растет температура
в камере сгорания ГКЛ, что сопровождается ростом скорости истечения
продуктов сгорания и удельной тяги.
Рассмотрим двигатель открытой схемы (рис. 9.3), где турбина рабо-
тает от газогенератора (ГГ), питающегося основными компонентами топ-
лива, газ после турбины выбрасывается через сопло в донной части, созда-
вая при этом небольшую дополнительную тягу при этом полная тяга
двигателя складывается из тяги камеры сгорания Рк<с иР^. Энергия про-
дуктов сгорания той части топлива, которая проходит через ГГ, исполь-
зуется в меньшей мере, чем топлива, подаваемого в камеру сгорания.
Наличие непроизводительного выброса части топлива можно считать приз-
наком открытой схемы. Для удельной тяги двигателя открытой схемы
/> = ____( — + (9.12)
£o(wK.C + WIt) 1+Wrr/WK.C SO 5Кр Рк.с
где /лКоС, — массовые секундные расходы топлива через камеру сгора-
ния и газогенератор.
Удельная тяга двигателя замкнутой схемы (весь рабочий запас топ-
лива обязательно сгорает в камере сгорания) :
^кс wa , $а Ра "Ph
--— = --+ _—а*-----
SomT So SKp Рк.с
(9.13)
Приведенные формулы позво-
ляют построить зависимости удель-
ных тяг двигателей от величины
давления в камере сгорания рк.с
при фиксированных значениях
Рис. 9.2. Зависимость массовой отдачи II ступени от параметра рк>С2/раз пРиРк.са “
= coast
Рис. 9.3. ЖРД открытой схемы с использованием для привода ТНА ГГ, работающего
на основных компонентах топлива:
1 - ГГ; 2 - насос горючего; 3 - насос окислителя; 4 - пиростартер; 5 - камера
сгорания; 6 - сопло для сброса газов после турбины; 7 - турбина
150
Рис. 9.4. Характер изменения скорости истечения wa на срезе сопла и удельной тяги
Руд с ростом давления в камере сгорания:
а - ЖРД замкнутой схемы; б - ЖРД открытой схемы
давлений рапр^. Удельная тяга двигателя замкнутой схемы при увеличе-
нии рк с непрерывно растет (рис. 9.4), растет и скорость истечения про-
дуктов сгорания из сопла wa.
Существуют две основных схемы замкнутого типа: газ—жидкость,
газ — газ.
В схеме газ—жидкость (рис. 9.5) окислитель весь проходит через ГГ
и газифицируется при сгорании в нем части горючего. После турбины гази-
фицированный окислитель поступает в камеру сгорания, где полностью
сгорает вместе с поступающим туда горючим.
В схеме газ—газ (рис. 9.6) оба компонента поступают в камеру сгора-
ния в газифицированном виде. Данная схема применяется при ркх °* 20 -
10J кПа, когда мощности одной турбины не хватает и привод насосов осу-
Рис. 9.5. ЖРД замкнутой схемы газ-жидкость:
1 - ГГ; 2 — насос горючего; 3 — насос окислителя; 4 — пиростартер; 5 — камера
сгорания; 6 - турбина
Рис. 9.6. ЖРД замкнутой схемы газ - газ:
1 - насос горючего; 2 - ГГ горючего; 3 - ГГ окислителя; 4 - насос окислителя;
5 - турбина окислителя; 6 - камера сгорания; 7 - турбина горючего
151
ществляется двумя турбинами, одна из которых работает на газифициро-
ванном окислителе, а другая на газифицированном горючем; схема име-
ет два ГГ.
Для двигателей открытой схемы с ростом давления в камере сгорания
скорость истечения продуктов сгорания непрерывно растет. Но повы-
шение требует увеличения мощности турбонасосного агрегата (ТНА)
и относительного расхода топлива в ГГ (^гг/^т) • Поэтому зависимость
Руд (рк.с) Для двигателей открытой схемы имеет максимум; причем сни-
жение Руд справа от максимума объясняется значительным ростом отно-
сительного расхода в ГГ. Максимум зависимости Руд (рк.с) для двига-
телей открытой схемы в основном и определяет оптимальное значение
Рк.с (см. рис. 9.4).
Выбор давления рК£ для ЖРД замкнутой схемы связан с учетом роста
массы двигателя с ростом рКаС, а также с возможностями технологии по
созданию конструкций, работающих при высоких давлениях и темпера-
турах. В настоящее время освоены двигатели замкнутых схем с ркс =
= 15 • 103 ... 25 • 103 кПа.
152
ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ. РАСЧЕТ РКН И КА НА ПРОЧНОСТЬ
ГЛАВА 10. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА РКН И КА
10.1. СИСТЕМЫ КООРДИНАТ И СИЛЫ,
ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КА В ПОЛЕТЕ
В ракетной технике принято плоскости стабилизаторов ракеты обоз*
начать римскими цифрами /, II, III, IV по часовой стрелке, если смотреть с
хвостовой части (рис. 10.1). Плоскости стабилизаторов определяют плос-
кости стабилизации, которые жестко связаны с корпусом (РКН или КА).
Стабилизатор I направляется на цель в стартовом положении РКН (или в
начальный момент полета), а плоскости стабилизаторов I и III при полете
находятся в плоскости траектории. В КА стабилизаторов может и не быть,
но четыре плоскости стабилизации с индексами I, II, III, IV, связанные с
ними, обязательно есть и есть соответствующая маркировка на конст-
рукции.
Для изучения траекторий движения и сил, действующих на КА, будем
пользоваться системами координат, описанными ниже.
Стартовая инерциальная система координат oxyz (рис. 10.2). Центр о
совпадает с центром масс (КА) только в момент старта. Ось х направлена
по линии прицеливания й перпендикулярна радиусу-вектору из центра Зем-
ли к точке о. Иногда ось называют горизонтом старта. Ось у направлена по
радиусу-вектору от центра Земли. Ось z перпендикулярна осям х и у и
дополняет систему до правой. Стартовая инерциальная система координат
сохраняет неизменным свое положение в пространстве. <
Связанная система координат (подвижная) (см. рис. 10.1) о^у^.
Центр ог совпадает с центром масс КА. Ось хг направлена по продольной
ори КА. Ось у! перпендикулярна ocHxt и лежит в плоскости стабилиза-
ции III. Ось zr перпендикулярна осям хх nyt и дополняет систему до
правой.
Для определения положения КА в пространстве как жесткого тела в
дополнение к координатам (х, у, z в стартовой инерциальной системе
координат) введем три угла, которые определяют взаимную ориентацию
осей связанной и стартовой инерциальной систем координат.
Угол между осью xt и плоскостью xz, т.е. угол наклона оси КА по от-
ношению к стартовому горизонту, обозначим Этот угол называют уг-
лом тангажа.
Угол, который составляет осьхх с плоскостьюху, обозначим ф —угол
рыскания.
Угол между осью у 1 и плоскостью ху обозначим у - угол крена.
Скоростная система координат о xxv yN zy . Центр ot совпадает с цент-
ром масс КА. Ось xv совпадает с направлением вектора скорости центра
153
Рис. 10.2. Стартовая инерциальная
система коордшшд
Рис. 10.1. Плоскости стабилизации
масс. Ось у у перпендикулярна оси ху и направлена по главной нормали к
траектории, а ось zv перпендикулярна осям ху и у v и дополняет систему до
правой.
Связанная и скоростная системы координат в общем случае не совпа-
дают. Угол между осью КА jq и плоскостью xvzv называется углом атаки
и обозначается а. Угол между осью хг и плоскостью хууу называется уг-
лом скольжения и обозначается 0.
Полярная система координат (г, rj). Полюс системы находится в цент-
ре Земли, от него берет начало радиус-вектор г, направленный в центр
масс КА. Полярный угол т? замеряют от оси у стартовой инерциальной сис-
темы координат (рис. 10.3).
Для определения ориентации вектора скорости центра масс РКН или
КА введем два угла:_£ — угол между направлением местного горизонта и
вектором скорости v; 0 — угол между направлением горизонта старта
(осью х стартовой инерциальной системы координат) и вектором ско-
рости. При известном значении
модуля радиуса-вектора г опреде-
ляется высота полета: h = г —R3,
где R3 - радиус Земли.
При движении по траекто-
риям выведения, орбитальным
траекториям, траекториям спус-
ка в общем случае на КА будут
действовать следующие силы:
сила тяги Р ракетных двигателей;
Рис. 10.3. Полярная система координат
154
аэродинамическая сила Рд; сила Ру, создаваемая органами управления;
сила тяжести gm^ д [15].
Под действием рассмотренной системы сил КА движутся с ускоре-
нием (торможением); при этом возникает инерционная сила Fm =-ганда,
которая направлена противоположно вектору ускорения и дополнительно
нагружает элементы конструкции.
Чтобы найти внутренние усилия в силовых элементах корпуса КА и
оценить прочность конструкции, необходимо знать всю систему сил, при-
ложенных к КА: тягу ракетного двигателя, аэродинамические силы, силы
от органов управления, силы давления газа или жидкости во внутренних
полостях корпуса, силы тяжести, силы инерции.
Для нахождения внутренних усилий необходимо знать характер рас-
пределения сил (нагрузок) по длине корпуса КА. По характеру распреде-
ления (по элементам силовой конструкции) все силы (нагрузки) делятся
на поверхностные, сосредоточенные, массовые.
Поверхностные силы (нагрузки) действуют по поверхности конструк-
ции; к ним относятся поверхностные аэродинамические силы и силы дав-
ления газа или жидкости во внутренних полостях конструкции (корпус,
бак,трубопровод).
Сосредоточенные силы (нагрузки) это силы, приложенные в точке
в виде равнодействующей. К ним относятся: сила тяги, приложенная к
корпусу в местах крепления двигателя; сила реакции в местах крепления
к корпусу КА сосредоточенных грузов.
Часто характер действия сил на корпус КА (или элемент конструк-
ции) задают в виде погонной нагрузки, распределенной по длине корпуса
или по его периметру.
Действие сосредоточенной нагрузки характеризуется равнодействую-
щей Р, приложенной в точке; действие нагрузки, распределенной по дли-
не, - погонкой нагрузкой q\ действие нагрузки, распределенной по пло-
щади, - давлением д.
Массовые (объемные) силы действуют по всему объему конструкции
и пропорциональны распределению массы по объему или длине конструк-
ции. К массовым силам относятся силы тяжести и инерционные силы,
которые действуют на каждую частичку массы.
По характеру изменения во времени-и воздействию на конструкцию
нагрузки условно делятся на статические и динамические. Статические
нагрузки не изменяются с течением времени или изменяются очень мед-
ленно. Если время изменения нагрузки велико и такая нагрузка не вызы-
вает колебаний конструкции, то такую нагрузку можно считать статичес-
кой. Если нагрузка быстро нарастает или изменяется во времени и вызы-
вает упругие колебания конструкции, то такая нагрузка является дина-
мической. Колебания конструкции (корпуса) вызываются быстрым на-
растанием и спадом тяги раектного двигателя, пульсацией тяги, возмуще-
ниями при разделении РБ РКН и стыковке КА, порывами ветра и тщ.
Силы, действующие на КА в полете, условно можно разделить на про-
граммные и возмущающие. Программные силы — это номинальные зна-
чения сил, соответствующие полету по программной, невозмущенной
траектории. В результате несовпадения параметров движения КА в реаль-
155
ном полете с параметрами программного движения из-за действия ветра,
случайного изменения параметров атмосферы, отклонения формы и раз-
меров КА от номинальных возникают случайные возмущающие силы. Они
представляют собой отклонения действительных значений внешних сил от
программных. Например, при расчете программной номинальной траекто-
рии пользуются значениями термодинамических параметров атмосферы
из таблицы стандартной атмосферы. Отклонение действительных пара-
метров атмосферы от стандартных и действие ветра учитываются путем
введения дополнительных возмущающих сил и моментов (аэродинами-
ческих возмущающих нагрузок).
Тепловое нагружение конструкции КА возникает в результате аэро-
динамического или лучистого нагрева и оказывает заметное влияние на
прочность конструкции. Это влияние проявляется в изменении механи-
ческих свойств материалов, в ползучести и проявлении дополнительных
температурных деформаций, что резко снижает прочность и жесткость
конструкции.
Рассмотрим более подробно нагрузки, действующие на КА в полете,
и характер их распределения по длине корпуса.
Сила тяги ракетного двигателя определяется по формуле
Р = mT wa + Sa (ра -ph), (Ю.1)
где — реактивная сила; Sa (ра - рь) — статическая тяга; Ph — давле-
ние атмосферы на высоте полета Л, и по своей природе является поверх-
ностной силой. Она представляет собой равнодействующую сил давления,
распределенных по поверхности камеры сгорания и сопла ракетного дви-
гателя и по внешней поверхности корпуса. Однако на корпус РКН или КА
сила тяги одиночного двигателя передается в виде сосредоточенной силы.
Аэродинамические нагрузки. При движении в плотных слоях атмос-
феры на РКН или КА действуют внешние поверхностные аэродинамичес-
кие силы. Распределение этих сил по поверхности корпуса характеризу-
ется нормальным давлением рл, напряжением силы трения рт и донным
давлением рдон.
Элементарные аэродинамические силы, распределенные по поверх-
ности РКН или КА, можно привести к равнодействующей - аэродинами-
ческой силе R^, приложенной в точке, называемой центром давления.
При определении аэродинамических нагрузок пользуются проекциями
аэродинамической силы в скоростной системе координат:
X = схЯ$м> Y = Cy(]SM,Z = czqSMi (10.2)
где X — аэродинамическая продольная сила; Y — аэродинамическая нор-
мальная сила; Z — аэродинамическая поперечная сила; q — —-— - ско-
ростной напор; р — плотность воздуха; V — скорость РКН или КА; SM —
площадь миделя (площадь наибольшего сечения корпуса); сХ9 су, cz —
коэффициенты соответствующих аэродинамических сил. В связанной
системе координат проекции вектора Ra будут
156
где при малых углах атаки а и углах скольжения 0, равных нулю, коэф-
фициенты аэродинамических сил
СХ1 = СХ " °^у > Су 1 = Су + асх 9 С21 = С2 •
Коэффициенты сх и су и соответственно сх1 и су1 зависят от угла
атаки а и числа М полета. Максимальные значения этих коэффициентов
соответствуют числамм= 1,0 ... 1,5. При малых углах атаки а можно
считать, что сх не зависит от а, а су и су t пропорциональны а:
Су — Су Су 1 Су 1 СК,
где су и Су 1 = с® + сх — производные от су и су1 по а при а = 0.
Для удобства рассмотрения параметров, меняющихся по длине РКН
или КА, введем координату Тс, замеряемую от вершины РКН или КА по
продольной оси до произвольного сечения. Координата х меняется в пре- •
делах 0 < I, где I - длина РКН или КА (рис. 10.4).
Для элементов корпуса интенсивность распределения аэродинамичес-
кой нагрузки будет
4axi(x)= (10.3)
ОХ
ЯаУ1 <*) = (10.4)
Ьх
Таким образом, из формул (10.3) и (10.4),учитывая закон распреде-
ления аэродинамических коэффициентов по длине корпуса bcxxfbx и
bcyl/Sc, можно найти значения продольнойNa и поперечной Qa внутрен-
них сил для произвольного сечения х корпуса от действия погонной аэро-
динамической нагрузки 1 и 1:
Рис. 10.4. Перегрузки, возникающие от вращения РКН или КА вокруг центра масс
157
Na(x) = ^qaxidx-, (Ю.5)
Qe(*)= J Qayidx. (Ю.6)
Значение аэродинамических коэффициентов cxi9Cy1 и интенсивность
их распределения по длине корпуса Ъсхг1Ьху Эс^/Эх находятся при по-
мощи аэродинамических расчетов или по продувкам моделей РКН или СА
в аэродинамических трубах.
10.2. МАССОВЫЕ НАГРУЗКИ И ПЕРЕГРУЗКИ
Л
Как уже говорилось, к массовым нагрузкам относятся силы тяжести
и силы инерции. Силы инерции возникают при движении РКН или КА с
ускорением и дополнительно нагружают корпус и отдельные элементы
конструкции. Практически удобно инерционную силу рассматривать
совместно с силой тяжести, характеризуя их совместное действие перегру-
зкой
R
п —--------,
шКА£о
где тпка — масса КА; ускорение свободного падения у Земли, равное
9,81 м/с2; R = Р + Ra ; Р — сила тяги; Ra — аэродинамическая сила.
При расчете нагрузок и экспериментальном определении массовых
сил И полете пользуются составляющими перегрузки в связанной системе
координат OiXiJiZi. По направлению оси OiX> будет действовать про-
дольная (осевая) перегрузка nxi = ЛХ1/(?о^ка), по направлению оси
О1У1 - нормальная перегрузка пу1 = Я^/ОГо^ка) > по направлению оси
OiZi — поперечная перегрузка nzi = Rzj(?о^ка) • В этих выражениях
/?х1 = PXi — суммарная продольная сила от составляющей тягиРХ1
по продольной оси и от продольной аэродинамической силы ; Ry =
= Pyi + Yi — суммарная нормальная сила от составляющей тяги Ру i по
нормальной оси и от поперечной аэродинамической силы Y.
Рассмотрим схему сил, действующих на РКН в полете (см. рис. 10.4),
продольная перегрузка центра масс
(Ю.8)
а нормальная перегрузка центра масс
Пу1 = (Pyi + ri)/(OTKA^o). (109)
При определении перегрузки в любой точке корпуса РКН необходимо
учитывать линейные ускорения этой точки во вращательном движении
вокруг центра масс. Вращательное движение РКН вокруг центра масс ха-
рактеризуется угловой скоростью и угловым ускорением ez. Рассмат-
ривая вращение РКН в плоскости тангажа, можно записать, что в произ-
вольной точке с координатой х в направлении оси охУ1 возникает линей-
ное ускорение ezl (*Ц.м. - х). Тогда дополнительная перегрузка по оси
Oiyi от вращения
158
nyi^c) = e2l^cilM,-'x)lg0, (10.10)
а суммарная нормальная перегрузка
пУ1 =rfyi+ пу1 (х). (10.11)
На рис. 10.4 показано распределение нормальной перегрузки по длине
РКН. Величина углового ускорения е Z1 определяется из уравнения враща-
тельного движения
Izi€zi = (*Цд ”*Ц.м) + “*Цм)>
откуда
€ zi = [^1 (*Цд “*Ц.м) 1 (& "*Ц.м) ]/Zzi > 1
где Izl - момент инерции РКН относительно оси . Продольная пере-
грузка пх1 в любой точке РКН, если не учитывать линейное ускорение
(?Цли. “*) в направлении оси , будет
пх1 = (Pxi -*i)/("4QUro). (10.12)
На старте продольная перегрузка РКН пх1 = ^/(go^oi) = 1 (рис. 10.5).
Массовые нагрузки, действующие на отдельные части конструкции
РКН или КА, определяют при помощи перегрузок.
Для нахождения массовой нагрузки, действующей в продольном или
поперечном направлениях, необходимо силу веса отсеченной части кор-
пуса РКН или КА умножить на перегрузку пх1 или пу t. Сила веса отсечен-
ной части корпуса РКН или КА определяется по формуле
£о™ка(*) = dx+go^mi, (10.13)
где g0 - ускорение свободного падения; — интенсивность распределе-
ния погонной массы по длине корпуса; пц — сосредоточенные массы.
Эпюра погонндй массы тх по корпусу РКН в продольном направле-
нии с учетом расположения сосредоточенных масс пц показана на рис. ,10.6.
Рис. 10.5. Продольная перегрузка при
стоянке РКН на старте
Рис. 10.6. Интенсивность распределения
массы по длине корпуса РКН или КА
159
Имея эту эпюру, мижми найти значения^ продольной и поперечной
внутренних сил для произвольного сечения х корпуса от действия мае*
совой нагрузки:
~ Г ~
^мн)= S nxlgQm^dx 2nxlgQmi9 (10.14)
£ i
Ом 0 = J ny\go™x dx + SnytgQmi. (10.15)
10.3. ВНУТРЕННИЕ СИЛОВЫЕ ФАКТОРЫ
От действия всех сил корпус РКН или КА деформируется и между его
частицами возникают внутренние силы. Для их нахождения применяется
метод сечений (рис. 10.7). Мысленно рассечем РКН или корпус КА плос-
костью, перпендикулярной продольной оси. Отбросим нижнюю часть кор-
пуса. Заменим действие отброшенной части на оставшуюся внутренними
силами. Приведя систему внутренних сил к центру масс сечения, получим
действующие на отсеченную часть три силы и три момента, которые назы-
ваются внутренними силовыми факторами в сечении корпуса (или сило-
вого элемента). К ним относятся: Nxx — продольная (нормальная к сече-
нию) сила; Qz1 — поперечные силы; Му1 нМ21 — изгибающие мо-
менты; МХ1 = Мкр — крутящий момент. Значения внутренних силовых
факторов определяются из уравнений равновесия, составленных для отсе-
ченной части корпуса. Каждому виду нагружения корпуса РКН или КА со-
ответствуют определенные внутренние силовые факторы, возникающие
в поперечном сечении. Растяжению, сжатию соответствует Nxl; круче-
нию — Afjq,; чистому изгибу —Mzl нМу1; поперечному изгибу — Му1 и
Qzi > и Qy!. Сложному нагруженному состоянию конструкции соот-
ветствует любая комбинация внутренних сил.
10.4. ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР ПРОДОЛЬНЫХ НАГРУЗОК
В продольном направлении на корпус РКН или КА в общем случае
действуют: составляющая тяги ракетного двигателя РХ1; аэродинамичес-
кая продольная нагрузка Na (Зс), составляющая массовых нагрузок
160
(?); сила от давления наддува в бакахNp = Рб^б- Рассмотрим равно-
весие отсеченной части корпуса и найдем значение продольной силы
NX1 (х) в произвольном сечении (рис. 10.8):
Axi (?) = Мв (?) + NM (х) -Nf (?), (10.16)
где Na (х) = f Яах^ах — продольная сила в сечении корпуса от распреде-
ленной аэродинамической нагрузки; NM (х) = nxXgQmyax + S -
продольная сила в сечении корпуса от массовых сил; Np (х) = p^itR^ —
продольная сила в сечении на участке корпуса бака от давления наддува
Рб; — радиус бака; q^i — погонная продольная аэродинамическая
нагрузка; пх^т^— погонная продольная массовая нагрузка; -
массовая продольная нагрузка от сосредоточенных масс.
В сечениях корпуса ниже места приложения тяги Р продольная сила
NXi (*) прих>хр:
Nxi $)=Na(x) +NM(x) -Np(x)-Pxi.
(10.17)
Таким образом, при построении эпюры продольной силы Nxl (?)
по длине корпуса для данного времени полета необходимо знать: продоль-
ную составляющую тяги реактивного двигателя Рх i; продольную аэроди-
намическую силу Xi, интенсивность распределения аэродинамической наг-
рузки qax 1 по длине корпуса х ; массу РКН или КА и закон ее распределе-
ния по длине корпуса тх (*); значение продольной перегрузки пх1 =
= (Лс1 — )/СГо^ка) 5 значение давления наддува в баках ре-
На рис. 10.9 показана
типичная эпюра продольных
силТУх! Ci?) для РКН с ЖРД
и несущими топливными ба-
ками. Из рассмотрения схе-
мы действия сил на рис. 10.8
Рис. 10В. Равновесие отсеченной части и продольная сила в произвольном сечении
корпуса РКН или КА:
^xi инерционная продольная нагрузка
Рис. 10.9. Расчетная схема корпуса РКН или КА и эпюра продольных сил:
а — расчетная схема корпуса и продольная нагрузка от сосредоточенных масс; б —
погонная продольная массовая нагрузка; в — погонная продольная аэродинамичес-
кая нагрузка; г - эпюра продольных сил ,
161
можно сделать вывод, что корпус ракеты от вершины до точки приложе-
ния тяги сжат, а от точки приложения силы Рх i до хвостового сечения рас-
тянут. Скачки в эпюре продольных сил соответствуют: местам приложе-
ния сосредоточенных сил в точках крепления грузов, точке действия тяги
на корпус, верхним днищам баков от действия давления наддува, нижним
днищам баков от действия инерционной нагрузки от массы компонента
топлива и давления наддува. Давление наддува дает растягивающее про-
дольное усилие на участке бака, которое равно произведению давления
наддува Рб на площадь поперечного сечения бака F6 и разгружает бак от
действия сжимающей нагрузки. При большом давлении наддува в баках
суммарная продольная сила может быть и растягивающей (на участке
бака). Продольное усилие от массы жидкости в баках воспринимается
нижними днищами и передается на корпус в виде сосредоточенной силы.
Аэродинамическая продольная нагрузка зависит от величины ско-
ростного напора ~
О Э х
pV2 ~
где q = —-— - скоростной напор; 5М - площадь миделя; Ьсх1/Ьх -
распределение аэродинамического коэффициента по длине.
На больших высотах и в космосе значения продольных нагрузок
определяются величинами продольных усилий от массовых сил NM (х) и
продольных усилий от давления во внутренних полостях корпуса Np =
= ^6^6, т.е.
HXi(x)=NM(x) -Np(x). (10.18)
Эпюра продольных сил Nx 1 позволяет определить нормальные напряже-
ния а в любом сечении корпуса РКН или КА.
10.5. ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР ПОПЕРЕЧНЫХ НАГРУЗОК
В нормальном (поперечном) направлении на корпус РКН или КА
в общем случае действуют: составляющая тяги ракетного двигателя Ру х,
аэродинамическая поперечная нагрузка (J) 9 составляющая массовых
нагрузок QM (х). Рассмотрим равновесие отсеченной части корпуса КА и
найдем значение поперечной силы Q(x) в произвольном сечении
(рис. 10.10):
Q(x) = Q<i(x)-Qm(x), (10.19)
Зе
где Qa (х) = f qay\dx — поперечная сила в сечении корпуса от цаспреде-
0 х
ленной нормальной аэродинамической нагрузки qayl; QM (х) = J пу1 X
X gomxtix' + S nylgomi - поперечная сила в сечении корпуса от распреде-
ленной нормальной массовой нагрузки nylgom^ и от сосредоточенной
массовой нагрузки пу
162
Рис. 10.10. Равновесие отсечен-
ной части корпуса в поперечном
направлении:
- инерционная попе-
речная нагрузка
Величину изгибающего
момента определим из диф-
ференциальной зависимос-
ти между Ми и б -
-dMyJdx^Q-
х
=£ Q(x)dF.(10.20)
При построении эпюр
поперечной силы G(x) и_
изгибающего момента Мн (£) необходимо учитывать действие сосредото-
ченных сил и моментов от поверхностных и массовых нагрузок. В сечении
корпуса ниже точки приложения управляющей силы Рупр поперечная сила
2(х) прих>хр будет
бф = &(*) -QM(x) -Рупр. (10.21)
При правильном выполнении расчетов в концевом сечении корпуса
должны выполняться условия Q (Z) = 09М (Г) =0.
Таким образом, для построения эпюр поперечной силы О* и изгибаю-
щего момента Ми (х) необходимо знать: нормальную аэродинамическую
силу У1 и закон ее распределения по длине корпуса; массу КА и
закон ее распределения т% по длине; значение поперечной перегрузки
пу х = Пу 1 + пу1 (х); значение управляющей силы Рупр и точку ее приложе-
ния.
На рис. 10.11 показаны типичные эпюры поперечных сил и изгибающих
моментов для РКН с ЖРД и несущими топливными баками. Из рассмот-
рения приведенной расчетной схемы можно сделать вывод, что скачки в
эпюре поперечных сил соответствуют местам приложения сосредоточен-
ных массовых сил в точках
крепления грузов и местам
действия сосредоточенных
поперечных управляющих
усилий от органов управ-
ления.
Рис. 10.11. Расчетная схема кор-
пуса РКН с ЖРД и эпюры попе-
речных сил и изгибающих мо-
ментов:
а - расчетная схема корпуса и
поперечные нагрузки от сосредо-
точенных масс; б - погонная по-
перечная массовая нагрузка; в -
погонная поперечная аэродина-
мическая нагрузка; г - эпюра
поперечных сил; д - эпюра изги-
бающих моментов
163
10.6. СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ РКН И КА
Исходя из конкретной программы полета и условий наземной эксплу-
атации можно выделить следующие случаи нагружения. Нагрузки при по-
летной эксплуатации:
1. Нагружение РКН на активном участке траектории в плотных слоях
атмосферы. Силы, действующие в этом случае на РКН, рассмотрены в
разд. 10.1 — 10.5. В этом случае максимальные аэродинамические нагруз-
ки возникают при скоростях полета, соответствующих числам М = 1 ...
1,5, когда сх и су принимают максимальные значения, или соответствуют
тому времени полета, когда скоростной напор максимальный <7тах. Для
уменьшения аэродинамических нагрузок в этих точках траектории стара-
ются сделать нулевым программный угол атаки апр.
2. Нагружение конструкции на участке полета, где нормальная перег-
рузка ПуХ максимальна В этом случае максимальными будут
и массовые (инерционные) нагрузки.
3. Нагружение конструкции в конце работы двигателя РБ, когда
продольная перегрузка пх1 максимальна (и XIх). Величина пх1 = (Рх1 -
- ^i)/<kowKA) в полете все время увеличивается, так как ^ка уменьша-
ется. В конце активного участка каждой ступени пх1 имеет наибольшее
значение, что соответствует экстремальному воздействию инерционных
нагрузок на конструкцию.
4. Нагружение конструкции РКН или КА при полете в неспокойной
атмосфере. Воздушные потоки в атмосфере схематично можно предста-
вить в виде суммы трех видов течений: струйного, местных вихревых и
малой непрерывной атмосферной турбулентности.
Струйное течение (ветер) — установившееся горизонтальное течение
большой протяженности. Величина его скорости зависит от географичес-
кой широты места старта, времени года, времени суток, но в основном
зависит от высоты полета (рис. 10.12).
Местные вихревые течения небольшой протяжетттт^сти — это местные
порывы ветра с большими скоростями. Наибольшую опасность представ-
ляют порывы, перпендикулярные вектору скорости РКН (рис. 10.13).
В этом случае скорость порыва Wya складывается (векторно) со скоро-
стью набегающего потока V и создается дополнительный угол атаки Да. Из-
менение угла атаки а на величину Да вызывает появление дополнительных
нормальных аэродинамических сил
Д^ = (?+ Д^ДаУм, (10.22)
где Да « Wya/V - изменение угла атаки от порыва ветра W уа ; q + Aq =
= А р^у2 + Wya ) — изменение скоростного напора от действия порыва
ветра.
Дополнительная нормальная перегрузка при мгновенном скачко-
образном изменении скорости порыва ветра
Диди = ДЛ/СЯо^Ка) = ^“1А<^м/(ко^КА) (10.23)
и может достигать значений нескольких единиц.
164
Л, км
го w 60 w, м/с
Рис. 10.12. Характер изменения средней скорости ветра по высоте в атмосфере Земли
Рис. 10.13. Действие порыва ветра на корпус РКН или КА
Малая непрерывная атмосферная турбулентность представляет собой
непрерывную пульсацию скорости ветра. Реакция конструкции КА на нее
выражается незатухающими колебаниями (вибрацией) с непрерывным
спектром, которые носят циклический характер и определяют усталост-
ную прочность.
5. Нагружение конструкции в процессе разделения РБ или отделения
КА.
Ъ. Нагружение конструкции КА при причаливании и стыковке с
целью. Здесь необходимо знать усилия, действующие на конструкцию
в стыковочном узле при соударении.
7. Нагружение конструкции в полете при реализации предельно воз-
можного управляющего момента
^упр ~ ^z 1 ^max
(10.24)
при максимальном отклонении рулей
8 max = х/^в + + 5 пр,
где 6В — угол компенсации ветра; 6С — угол стабилизации; 6пр — про-
граммный угол.
8. Нагружение СА при спуске с нулевыми углами атаки в области мак-
симальных скоростных напоров при достижении наибольшей продольной
перегрузки.
9. Нагружение СА при спуске с углами атаки а #= 0 и с предельными
значениями поперечной перегрузки пу j.
10. Нагружение С А в процессе раскрытия парашютной системы (тор-
мозной, основной, запасной) и в момент включения тормозной двигатель-
ной установки.
Нагрузки при наземной эксплуатации:
1. Транспортные случаи нагружения Конструкции в процессе перевозки
ХРКН или КА в собранном виде или отдельными частями. Как правило,
165
Рис. 10.14. Нагрузки, действующие на корпус РКН при установке ее в стартовое по-
ложение:
а - расчетная схема; б - распределенная по длине корпуса массовая нагрузка; е -
эпюра поперечной перегрузки от вращения стрелы установщика; г - эпюра попереч-
ных сил и изгибающих моментов по корпусу РКН
здесь используется существующий транспорт: железнодорожный, автомо-
бильный, воздушный и водный. Нагрузки при наземных случаях нагруже-
ния не должны быть расчетными для конструкции РКН или КА и поэтому
режимы транспортировки, схемы крепления и средства амортизации вьь
бирают исходя из этого условия. При транспортировке самолетами сле-
дует учитывать и случаи аварийных посадок самолетов.
2. Нагружение конструкции в процессе установки в стартовое положе-
ние. Установка РКН или КА в стартовое положение на пусковую систему
производится при помощи специальных установщиков (рис. 10.14).
Инерционные нагрузки, действующие на РКН или КА, возникают при из-
менении скорости вращения стрелы в момент начала и окончания пово-
рота:
пу1 = 1+ e(/o-?)/go, (Ю.25)
где е —угловое ускорение стрелы при вращении; Zo — расстояние от оси
поворота стрелы до вершины КА; х' — координата сечения корпуса КА от
его вершины. Предельные значения углового ускорения е = 0,15 ... 0,3 1/с2
и соответствуют максимально допустимым значениям перегрузки пу t =*
“ 2.
3. Нагружение конструкции в период предстартовой подготовки при
стоянке на пусковом столе. При стоянке на пусковом столе на конструк-
цию корпуса КА действуют сила тяжести, ветровая нагрузка и реакции
опор (рис. 10.15).
166
Рис. 10.15. Нагрузки, действующие на корпус РКН в период предстартовой подго-
товки :
а - стартовая схема; б — распределенная ветровая аэродинамическая нагрузка; в —
эпюра изгибающего момента
Равнодействующая поперечной ветровой нагрузки
V Р™2 77
Yi=cyi ~~FK, (10.26)
где Cyi « 0,75 ... 0,90 — аэродинамический коэффициент при обтекании
корпуса ветровым потоком со скоростью р - плотность воздуха;
FK - площадь продольного сечения корпуса.
Во время стоянки на старте при ветровой нагрузке в хвостовом
отсеке корпуса возникают значительные по величине изгибающие мо-
менты
Ми =
В концевом сечении корпуса при х = I изгибающий момент будет макси-
мальным
^итах = х ц д) • (10.27)
При стоянке на старте наиболее нагруженными являются хвостовой от-
сек и узлы крепления корпуса РКН к стартовому устройству. Воздейст-
вие ветра на РКН вызывает обычно упругие колебания корпуса, которые
дают динамическую составляющую изгибающего момента.
4. Нагружение конструкции РКН в процессе старта от начала запуска
двигателей до момента отрыва от пускового устройства.
167
J
Рис. 10.16. Момент контакта СА с поверхностью планеты:
а — парашютная система посадки; б — реактивная система посадки СА с ПУ; 1 - СА;
2 - центр масс; 3 - местная вертикаль; 4 - главная амортизационная стойка; 5 -
подкос; Vx, Vy - проекции вектора скорости центра масс; Rx, Ry - проекции силы
реакции при ударе о поверхность
5. Нагружение С А при посадке на поверхность планеты. Характер наг-
ружения конструкции СА зависит от значений параметров его движения
в момент касания с поверхностью, от механических свойств поверхности
и от массовых и жесткостных характеристик СА. Максимальные значения
перегрузок здесь ограничиваются способностью человеческого организма
выдерживать определенные значения больших кратковременных пере-
грузок. Для уменьшения перегрузок при касании поверхности С А и поса-
дочные кресла космонавтов снабжаются специальными амортизирующими
устройствами: посадочной системой и посадочным устройством (ПУ)
Посадочные системы необходимы для ограничения скорости посадю
и могут быть парашютными, реактивными или планирующими. ПУ имею
посадочные опоры (шасси), состоящие из стоек и подкосов (рис. 10.16).
10.7. ДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ
На корпус РКН или КА и отдельные их конструктивные элементы
могут действовать кратковременные или быстроизменяющиеся силы.
При этом возникают колебания (вибрации) корпуса или его отдельных
конструктивных элементов. Такие быстроизменяющиеся силы называ-
168
ются динамическими силами, а нагрузки, возникающие при их действии,
- динамическими нагрузками, действие которых можно характеризовать
динамическими перегрузками:
«®1 = V(X1( 0/go;w§i = M(xb r)/tfo> (10.28)
где v(xt, г) - ускорение точек продольной, оси корпуса вследствие попе-
речных колебаний; u(xb t) — ускорение точек продольной оси корпуса
вследствие продольных колебаний.
Динамические перегрузки показывают, во сколько раз ускорение,
возникающее при колебаниях конструкции, больше земного ускорения.
Часто при определении суммарных нагрузок действие динамической наг-
рузки учитывается при помощи коэффициента динамичности т)л.
Коэффициент динамичности показывает отношение суммарной наг-
рузки (статическая плюс динамическая), действующей на данный конст-
руктивный элемент, к статической нагрузке, определенной без учета коле-
баний упругой конструкции: ,
г?д= (7Vc+7Vfl)/7Vc. (10.29)
В пределах упругих перемещений коэффициент динамичности
Ла = («с + и^/ис, (10.30)
где ис - продольное упругое перемещение расчетного сечения под дейст-
вием статической силы без учета колебаний; ид — максимальные переме-
щения расчетного сечения при колебании элемента конструкции под дейст-
вием динамических сил. Если известны статическая нагрузка Nc и коэф-
фициент динамичности г^9 то всегда можно найти суммарную нагрузку
N=r^Nc.
10.8. РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ
В полете и при наземной эксплуатации в различных случаях нагруже-
ния РКН или КА подвергаются воздействию определенной комбинации
внешних сил, аэродинамического и лучистого нагрева. Внутренние усилия
и деформации, которые возникают в результате силового и теплового
нагружения, изменяются по длине корпуса и по времени полета. Для каж-
дого сечения корпуса и отдельных силовых элементов конструкции необ-
ходимо найти тот момент полета или наземной эксплуатации, при котором
возникают максимальные внутренние силовые факторы (продольная сила
N, перерезывающая сила Q, изгибающий момент Ми, крутящий момент
AfKp или деформации: и — продольное перемещение, v - поперечное пере-
мещение, х - угловое перемещение. Этот характерный для рассматривае-
мого сечения момент называется расчетным случаем нагружения. Для раз-
личных сечений корпуса (или отдельных отсеков) расчетные случаи наг-
ружения определяются в результате подробных расчетов на прочность.
При установлении расчетных случаев нагружения необходимо найти ту
комбинацию внутренних силовых факторов, которая определяет предель-
ное напряженное состояние — состояние, при котором конструкция раз-
169
рущается или в ней возникают большие остаточные деформации.
Различные напряженные состояния конструкции, возникающие при
комбинированном действии нагрузок, можно оценивать при помощи
эквивалентного напряжения аэкв. Согласно гипотезе максимальных каса-
тельных напряжений [ 37,43]
<Ъкв = °ГЛ - °згл. (10.31)
где о? > о1? > Озл - главные напряжения.
Для нахождения расчетных случаев удобнее пользоваться не эквива-
лентным напряжением, а эквивалентной (приведенной) продольной силой
^экв = аэкв^> (10.32)
где F - площадь сечения корпуса:
Для сечений корпуса, нагруженных только АиЛ/и,
^экв = + °М =N/F+ MJw, (10.33)
где F == 2яЯ6 - площадь поперечного сечения корпуса; w = - мо-
мент сопротивления сечения корпуса; Л, 6 - радиус и толщина оболочки
корпуса.
Тогда
Стэкв “ •
Умножив аэкв на площадь поперечного сечения, получим величину экви-
валентной продольной нагрузки:
^кв=^ + Жи/Л. (10.35)
В рассмотренном случае нагружения 7УЭКВ учитывает совместное дейст-
вие продольной силы N и изгибающего момента 7Ии. Влияние нагрева
конструкции на пределы прочности (^, текучести Oj. и модуль упругостиЕ,
а следовательно, и на величину 7УЭКВ, учитывается при помощи поправоч-
ного коэффициента
ков = ав/°вп
где Ов — предел прочности материала при нормальной температуре; -
предел прочности материала при температере t корпуса в полете.
Зная коэффициент кОв, можно найти величину условной нагрузки,
которая учитывает влияние температуры на несущую способность конст-
рукции (несущая способность конструкции с возрастанием температуры
падает):
^усл = Ч^экв. (10.36)
Расчетным случаем для характерных сечений отсеков корпуса явля-
ется тот момент времени полета, когда условная нагрузка 7VycJ1 принимает
максимальное значение. Расчетные случаи определяют максимальные наг-
рузки, действующие на элементы конструкции РКН или КА в какой-то
момент времени полета или при наземной эксплуатации. Эти нагрузки на-
зываются эксплуатационными N3. Значения эксплуатационных нагрузок
зависят от случайных отклонений многих параметров (разброса парамет-
ров атмосферы, ветровых порывов, отклонений параметров ДУ от номи-
170
нальных значений и т. д.), поэтому являются случайными и сами имеют оп-
ределенный разброс.
Несущая способность конструкции, т.е. ее способность выдерживать
нагрузки до определенных максимальных величин, также является слу-
чайной и зависит от способа и точности изготовления, разброса механичес-
ких характеристик материалов о^, Ор и т.д.
Для учета случайного разброса эксплуатационных нагрузок и несущей
способности конструкции в РКТ широко применяется метод расчета на
прочность по разрушающим (предельным) нагрузкам и разрушающим
(предельным) Напряжениям.
В этом методе расчет конструкции на прочность, устойчивость или
жесткость ведется по некоторой фиктивной расчетной (разрушающей)
нагрузке
7VP = /Уэ, (10.37)
где?/3 — эксплуатационная нагрузка; /— коэффициент безопасности.
Коэффициент безопасности учитывает не только разброс эксплуата-
ционной нагрузки, но и разброс несущей способности конструкции (раз-
рушающей нагрузки).
Если проектировочный расчет конструкции на прочность проведен
по расчетным разрушающим нагрузкам, то в такой конструкции при
действии эксплуатационных нагрузок должны возникать напряжения,
не превышающие предел пропорциональности, т.е. в конструкции не
должно возникать остаточных деформаций. При установлении величины
(нормировании) коэффициентов безопасности принимается во внимание
зависимость нагрузок и несущей способности конструкции от случайных
отклонений многих параметров: отклонения термодинамических пара-
метров атмосферы, случайное воздействие ветра, отклонение размеров
силовых элементов и механических характеристик материалов от номи-
нальных значений и др. При выборе коэффициента безопасности учиты-
вают также назначение конструкции, условия ее работы, требуемый уро-
вень надежности, безопасность эксплуатации.
Введение коэффициента безопасности обеспечивает такой расчет и
проектирование конструкции, когда разрушение может наступить лишь
при
Мгред>/7УЭ. (10.38)
Для РКН или КА коэффициент безопасности, как правило, назначают
по нормам прочности, принятым в отрасли, 1,2 < f < 2.
При проектировочном расчете на прочность выбирается наиболее
рациональная конструктивно-силовая схема и определяются размеры
и формы сечений основных силовых элементов при действии расчетных
разрушающих нагрузок. Затем проводится подробная конструктивная
разработка принятой силовой схемы. На этапе детальной разработки чер-
тежной конструкторской документации проводятся проверочные расчеты
на прочность, где учитываются: размеры, заданные чертежом; механичес-
кие свойства материалов; регламентируемые техническими условиями
(ТУ); все существенные для прочности технические требования на изго-
товление, испытание и эксплуатацию. Завершается проверочный прочност-
171
ной расчет определением коэффициента расчетного запаса по прочности т?
ИЛИ УСТОЙЧИВОСТИ Tty
V “ ^пред/^Р — ^пред/ (fN ) > V = °пред/°расч > (1039)
Оу "”^кр/^Р — ^кр/ (fN ) ; ?7у = Окр/^расч) (10.40)
где (^ред - предельное напряжение для растянутых элементов; яПред =
= Of для пластичных материалов, о^ред = «Ь для хрупких материалов;
окр - критическое напряжение потери устойчивости для сжатых элемен-
тов; 7VKp — критическая нагрузка потери устойчивости; (Трасч — расчетное
напряжение от действия расчетной нагрузки.
Правильно спроектированная конструкция должна иметь rj = 1. В
этом случае конструкция будет иметь минимальную массу. Конструкция,
у которой т? > 1, имеет избыточный запас прочности и избыточную массу.
Для проверки результатов расчета предельных разрушающих нагрузок
С^пред» М<р) проводят прочностные испытания. Нагрузку медленно уве-
личивают и доводят конструкцию до разрушения. У правильно спроекти-
рованной конструкции при N = N3 будут только упругие деформации, при
N = N? произойдет разрушение. Преждевременное разрушение при N <
< 7VP говорит о недостаточной прочности конструкции, разрушение при
N > N? показывает, что конструкция имеет избыточные прочность и
массу.
Фактическая разрушающая нагрузка, определенная при испытаниях,
позволяет также оценить правильность назначенного коэффициента безо-
пасности /. Отношение фактической разрушающей нагрузки к эксплуата-
ционной должно быть не менее приятного коэффициента безопасности
Мтред/^Л
ГЛАВА 11. КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
11.1. ВЫБОР МАТЕРИАЛОВ
В создании совершенной силовой конструкции выбор материалов
является очень важной и сложной задачей. От правильного выбора мате-
риалов зависят многие параметры силовой конструкции: масса, ее техно-
логичность, удобство эксплуатации, надежность, стоимость. Поэтому
при выборе материалов для конструкции КА к ним предъявляются сле-
дующие основные требования:
Г. Применяемые материалы должны обеспечить получение конструк-
ции минимальной массы.
2. Технологические свойства материала должны обеспечить возмож-
ность применения прогессивных высокопроизводительных методов фор-
мообразования деталей. Материал должен хорошо обрабатываться реза-
нием, давлением, хорошо свариваться, иметь необходимые литейные
свойства (для деталей, получаемых литьем).
172
3. Материалы должны обладать хорошими антикоррозис иными свойст-
вами и быть стойкими при работе в агрессивных средах (компоненты топ-
лива и другие рабочие тела).
4. Материалы должны иметь хорошие механические характеристики
(прочность, пластичность, вязкость) при действии низкех температур
компонентов топлива (жидкий водород — 253°С, жидкий азот — 196°С,
жидкий кислород — 183°С) и космической среды. Нержавеющие стали
аустенитного класса типа 12Х18Н10Т сохраняют высокую пластичность и
вязкость при температурах до — 253°С, нержавеющие стали переходного
и мартенситного классов - до —196°С. Алюминиевые сплавы Д16, В95
и их сварные соединения охрупчиваются при -196°С. Алюминиевые спла-
вы АМгЗ, АМгб и их сварные соединения при температуре — 253°С пластич-
ны и вязки. Титановые сплавы типа ВТ6 охрупчиваются при —253°С.
Титановый сплав ВТ5-1 пластичен и вязок при температуре жидкого водо-
рода —253°С.
5. При выборе материалов для КА необходимо учитывать влияние
космической среды, на их свойства. Характерные для космической среды
глубокий вакуум, солнечная и космическая радиация, низкие темпера-
руры оказывают существенное влияние на структуру металлических и
неметаллических материалов, а следовательно, и на их свойства. В глубо-
ком вакууме происходит испарение более летучих компонентов (элемен-
тов), имеющих высокое давление паров на поверхности материала. На-
пример, у алюминиевых сплавов системы Al - Mg, с поверхности мате-
риала испаряется более летучий элемент Mg. Наименьшей стойкостью к
испарению в глубоком вакууме обладают Cd, Zn , Mg. Интенсивность
испарения в глубоком вакууме полимерных материалов зависит от их
состава to способа производства и может составить 10% массы в год.
Радиационное облучение металлов изменяет кристаллическую структуру
материала, в результате чего снижаются пластичность и вязкость, но
повышается прочность. При облучении органических материалов проис-
ходит радиационное повреодение структуры молекул и свойства материа-
лов резко изменяются: прочность и твердость увеличиваются, эластич-
ность уменьшается, происходит более быстрое старение полимера.
В силовой конструкции КА применяются различные материалы:
магниевые и алюминиевые сплавы, титановые сплавы, легированные стали,
нержавеющие жаропрочные стали, никелевые и кобальтовые сплавы,
тугоплавкие металлы и их сплавы, неметаллические полимерные материа-
лы, композиционные материалы.
Максимальное снижение массы конструкции достигается за счет рацио-
нального выбора материала и распределения его по сечению силовых эле-
ментов. Материалы для получения конструкции минимальной массы
должны иметь наибольшие ов и Е при малой р. Для оценки массовой эф-
фективности применения материала в данной конструкции пользуются
следующими критериями: ов/р — удельная прочность при растяжении
(сжатии); — удельная прочность при изгибе; Ех^1р — удельная
жесткость при осевом сжатии цилиндрических и конических оболочек;
E^lp - удельная жесткость для цилиндрических и конических оболочек
при действии внешнего давления.
173
Рис. 11.1. Зависимости удельной прочности и жесткости металлических материалов
от температуры нагрева:
1 — алюминиевые сплавы; 2 - титановые сплавы; 3 — легированные стали; 4 —
жаропрочные стали
На рис. 11.1, а приведена зависимость оп1р, а на рис. 11.1, б — Е/р от
температуры материалов, применяемых в конструкции РКН и КА. С уве-
личением температуры значения удельной прочности и удельной жесткости
уменьшаются. Сравнивая значения удельной прочности и жесткости, мож-
но определить массовую эффективность применения каждого материала
в конструкции КА. Чем больше значения удельной прочности ав/р, тем
меньше масса конструкции при растяжении. Чем больше значения удель-
ной жесткости Е/р, тем меньше масса конструкции при сжатии.
11.2. МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ТЕРМОПРОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ
В конструкции КА широко применяются металлические термопроч-
ные материалы. При полетах в плотных слоях атмосферы степень нагрева
конструкций зависит от свойств материала, из которого они изготовлены,
а также от высоты и скорости полета (рис. 11.2).
Познакомимся с некоторыми термопрочными материалами, применя-
емыми в ракетостроении.
Алюминиевые сплавы (плотность
р = 2800 кг/м3; модуль упругости £=
= 70...72 ГПа). Для каркасированных
отсеков КА применяются сплавы Д16
и В95, из которых изготавливают об-
шивки, стрингеры, лонжероны, шпан-
гоуты. Сплавы В65 и В94 используют
для заклепок высокой прочности,
а для герметичных отсеков сварной
Рис. 11.2. Зависимость температуры об-
шивки без теплозащиты РКН от числа М
и высоты полета
174
конструкции и топливных баков применяют сплавы АМгЗ и АМгб. Пе-
речисленные алюминиевые сплавы могут применяться только до тем-
ператур 180-200°С, так как при больших температурах их свойства рез-
ко ухудшаются. Если предел прочности ав алюминиевого сплава Д16 при
t = 20°С составляет 420 МПа, то при t = 200°С ав = 210 МПа, т* е. сни-
жается вдвое. Для более высоких температур используются жа^юпроч-
ные алюминиевые сплавы типа Д20, у которых при t = 250...300 С ов -
= 119 МПа. Методами порошковой металлургии получают детали из спе-
каемых алюминиевых порошков (САП) — их высокая жаропрочность
ав = 110 МПа при 400°С определяется наличием окиси алюминия на по-
верхности частиц порошка.
Магниевые сплавы (у них малая плотность р = 18Q0 кг/м3 и низкий
нормальный модуль упругости Е = 42 гПа). Сплавы МА1 и МА2 (ов =
= 280 МПа) широко применяются для отсеков сварной конструкции и
топливных баков, они хорошо штампуются и свариваются. Сплавы типа
МА9 могут работать до температур 250°С. Для устранения недостатка
магниевых сплавов — низкой коррозионной стойкости без защитных
покрытий — применяется химическое оксидирование с последующим на-
несением лакокрасочных покрытий.
Тйтановые сплавы (р = 4500 кг/м3; Е = ПО...115 ГПа). Сплав ВТ5-1
имеет аВ20°С = 800 МПа, для сплава ВТ6 ав 2о°с “ ^00 МПа, ав 5оо°с=
= 700 МПа, они обладают высокой коррозионной стойкостью и применя-
ются в диапазоне температур 300—500dC, где алюминиевые и магниевые
сплавы не могут быть использованы из-за низкой удельной прочности.
Сплавы титана обрабатываются резанием, штампуются, свариваются;
применяются для изготовления оболочек отсеков, топливных баков,
стоек и подкосов ПУ КА, силовых и крепежных деталей.
Нержавеющие жаропрочные стали (р ** 7850 кг/м3; Е = 210 ГПа).
Представляют собой хромоникелевые стали с содержанием хрома 15—23%,
никеля 40—18% и легированные молибденом, вольфрамом, ниобием,
ванадием, кобальтом, титаном, алюминием. Применяются в диапазоне
температур 400—800°С. Стали 12Х18Н10Т и Х15Н9Ю используют для
изготовления обшивок и внутреннего силового набора, нагревающихся
не выше 500°С, а хромоникелевая сталь Х23Н18 применяется до тем-
ператур 800°С. Хромоникелевые стали хорошо штампуются и удовлет-
ворительно свариваются.
Жаропрочные никелевые и кобальтовые сплавы. Сплавы на никеле-
вой основе обладают длительной прочностью ав = 50...200 МПа в диапа-
зоне температур 800—950°С, например сплавы ХН77ТЮР, ХН65ВМТЮ,
ХН60ВТ, легированные хромом (X), титаном (Т), алюминием (Ю), бо-
ром (Р), вольфрамом (В), молибденом (М).Сплавы на кобальтовой ос-
нове легируются хромом, никелем, вольфрамом и применяются до темпе-
ратур 1100°С. Хромоникельвольфрамовый сплав ЭИ868 с добавлением
титана и алюминия используется для оболочек камер ЖРД и лопаток га-
зовых турбин, работающих при температурах 950-1100°С(ов ** 50МП^) .
Тугоплавкие металлы и их сплавы. Наиболее перспективными ту-
гоплавкими металлами для конструкций КА являются хром, ниобцй,
1Т5
молибден и вольфрам, так как они наиболее распространены в земной
коре. Сплавы на основе молибдена могут быть использованы в КА до
температур 1800—1900 °C, сплавы вольфрама — до 2000-2500 °C. Сущест-
венным недостатком молибденовых и вольфрамовых сплавов является
низкая сопротивляемость окислению при высоких температурах, поэтому
они нуждаются в защите от окисления специальными покрытиями А12О3,
ZrO2 или силицированием (насыщение поверхностного слоя кремнием).
11.3. КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
Композиционные материалы (КМ) обладают высокой удельной проч-
ностью, жесткостью и теплостойкостью, что и определило их широкое при-
менение в ракетной и космической технике. КМ состоит из матрицы и
армирующих элементов. В качестве матрицы (связующего вещества)
применяются полимерные и металлические материалы. Полимеры представ-
ляют собой синтетические смолы: фенольно-альдегидные, кремнийорга-
нические, полиэфирные и эпоксидные. В качестве металлических матриц
применяются: алюминиевые, магниевые, титановые сплавы, никель и
кобальт.
Армирующие элементы изготавливаются из волокон, проволоки
и нитевидных кристаллов. Основными армирующими волокнами явля-
ются: стеклянное (р= 2,52г/см3,(^ = 2000...5000МПа,Е = 72...92ГПа);
борное, углеродное волокно (графитовое и угольное) — получается путем
карбонизации органических волокон; волокно из карбида кремния
(SiC). Проволоку армирующих элементов КМ изготавливают из берил-
лия, титана и вольфрама, нитевидные кристаллы — из окиси алюминия и
карбида кремния. Свойства волокон, проволоки и нитевидных кристал-
лов, применяемых для армирования КМ, приведены в табл. 11.1. Физико-
Таблица 11.1
Материал Темпера- тура плав- ления, °C А Г/СМ3 Ов, МПа Е, ГПа Температурный коэффициент линейного рас- ширения 1/(10-6 °C)
Волокно: борное 2040 2,63 2500-3500 380-420 6,3
углеродное 3000 1,70 2000-3000 200-300 -1,0
карбида крем- ния 2854 3,21 2000-4000 300-460 4,7
Проволока: бериллиевая 1284 1,84 1000-1300 290 10,0
титановая 1668 4,5 1500-2000 120 9,2
вольфрамовая 3400 19,3 4200 400 4,98
Нитевидные кристаллы: окиси алюминия 2054 3,96 28 000 500 6-9
карбида крем- ния 2650 3,21 37 000 580 5,9
176
Физико-механические характеристики КМ [ 14]
Таблица 11.2
Материал Содержа- ние во- локна,% р, г/см3 □в, МПа Е, ГПа т сдв» МПа
Волокно Матрица
Бор Алюминиевый сплав 6061 50 2,67-2,7 1100-1200 220-240 80-120
Бор Магний 25 1,96 880-920 195-223
SiC Титановый сплав 25 4,3 910 210 -
Молиб- деновая про- Титановый сплав 30 б, 25 1400 200 400
волока
механические характеристики некоторых КМ даны в табл. 11.2. КМ с
алюминиевой матрицей, армированной борными и углеродными волок-
нами, можно применять до температуры 400 °C, а КМ на основе никеле-
вых сплавов с вольфрамовыми волокнами — до температуры 1150 °C.
Для упрочнения алюминиевых, магниевых и титановых матриц исполь-
зуются стеклянные, борные и углеродные волокна.
Для теплозащиты КА широко применяются такие КМ, как стекло-
пластики и углепластики на основе различных смол, армированных стек-
лянными и углеродными волокнами. В конструкциях отсеков КА исполь-
зуются трехслойные оболочки, в которых наружные слои и сотовый за-
полнитель изготовлены из стеклопластиков или углепластиков. Стринге-
ры, лонжероны и шпангоуты для облегчения конструкции также могут
изготовляться целиком из КМ.
Современные КМ дороже многих металлов, применяемых в ракетной
и космической технике. Однако при определении экономической эффек-
тивности композитов необходимо определять суммарный эффект, кото-
рый получается от снижения массы конструкции и увеличения массы
полезной нагрузки для РКН или КА.
ГЛАВА 12. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
ОТСЕКОВ КОРПУСА КА
12.1. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
ОТСЕКОВ КОРПУСА КА
Форма и конструкция отсеков корпуса зависят от назначения и общей
компоновки КА. В конструкциях КА наибольшее распространение полу-
чили отсеки цилиндрической, конической, сферической и смешанных
форм, выполненные в виде тонкостенных подкрепленных оболочек. В
конструкции корпуса КА применяются фермы и рамы для переходных от-
секов, крепления к корпусу ДУ или различных агрегатов и приборов. В
общем случае нагружения в сечениях отсеков корпуса действуют продоль-
177
ные (нормальные) силы N, изгибающие моментыМи, поперечные силы Q,
крутящий момент Л/кр. Герметичные отсеки корпуса нагружены внутрен-
ним давлением.
Рассмотрим основные варианты конструктивно-силовых схем отсе-
ков корпуса КА [ 43].
Гладкие отсеки (рис. 12.1). Выполняются в виде неподкрепленной
гладкой оболочки 2, имеющей по торцам стыковочные шпангоуты 1 и 3,
предназначенные для соединения с соседними отсеками. Оболочка в
гладком отсеке воспринимает все нагрузки: N, Ми, 2,^кр; при осевом
сжатии критические напряжения гладкой оболочки очень малы: акр ~
« (0,1 ...0,2)0^.
Отсеки стрингерной конструкции. Основными силовыми элемен-
тами стрингерной конструкции являются: обшивка 1 (рис. 12.2); про-
дольные силовые элементы — стрингеры 4, поперечные кольцевые эле-
менты — стыковочные шпангоуты и промежуточные шпангоуты 3. В
отсеках стрингерной конструкции обшивка работает на растяжение (сжа-
тие и изгиб) совместно со стрингерами. Конструкция отсека, в которой
растяжение (сжатие и изгиб) воспринимается мощными продольными
силовыми элементами — лонжеронами, — называется лонжеронной. В
этих конструкциях при осевом сжатии и изгибе удается достигнуть бо-
лее высокого уровня критических напряжений [акр « (0,5...0,7)ат],
чем в отсеках с гладкой неподкрепленной оболочкой.
Отсеки вафельной конструкции. Представляют собой оболочки с
часто расположенными подкрепляющими ребрами, выполненными заодно
со етенкой. Наиболее широко применяются оболочки^панели с продольно-
кольцевым, перекрестным и перекрестно-кольцевым расположением ре-
бер. В этих конструкциях достигается высокий уровень критических нап-
ряжений при осевом сжатии и внешнем давлении. Вафельные оболочки
могут быть изготовлены штамповкой, химическим травлением, механи-
ческим и электроимпульсным фрезерованием.
Отсеки гофрированной и сотовой конструкции выполняются из много-
слойных оболочек. Широко применяются комбинированные конструкции,
Рис. 12.1. Конструктивно-силовая схема гладкой* отсека
Рис. 12.2. Отсек стрингерной конструкции
178
Рис. 12.3. Конструкции стенок многослойных оболочек:
а - трехслойная с гофром; б - трехслойная с сотовым заполнителем; в - двухслой-
ная с теплозащитным слоем; г - трехслойная с теплозащитным и теплоизоляцион-
ным слоями *
в которых многослойные оболочки подкрепляются лонжеронами и шпанго-
утами. Стенка многослойной оболочки имеет жесткость на изгиб в про-
дольном направлении, в несколько десятков раз превышающую жесткость
эквивалентной по массе однослойной гладкой оболочки. Для отсеков гоф-
рированной и сотовой конструкции можно довести значение критических
напряжений при осевом сжатии до акр « (0,7 ... 0,8)0^. Многослойные
оболочки особенно рациональны при совместном действии осевого сжа-
тия, изгиба и высокого внешнего давления. Нашли применение различ-
ные конструкции стенок многослойных оболочек (рис. 12.3); среди них
трехслойные стенки с легким заполнителем и двухслойные стенки. Трех-
слойная стенка имеет два тонких внешних несущих слоя (наружный 6Н,
внутренний 6В) из прочного материала и средний слой 6 из легкого мало-
прочного заполнителя. В качестве заполнителя применяются сплошные
легкие материалы (пенопласт, легкие пластмассы, гофры, соты и ребра
из стекло- и углепластиков, из алюминиевой, титановой и стальной фоль-
ги) . В оболочках с двухслойной стенкой один слой является несущим, а
второй выполняет роль теплозащитного покрытия (см. рис. 12.3, в).
Например, корпус СА КК ’’Аполлон” изготовлен из панелей сотовой
конструкции толщиной 12 мм, толщина внешних несущих слоев 2,26 мм;
материал панели— нержавеющая сталь. Корпус двигательного отсека изго-
товлен из оболочки сотовой конструкции. Толщина панели 51 мм, слоев -
1,27 мм; материал сот и внешних слоев — алюминиевый сплав.
Ферменные конструкции. Фермы представляют собой плоские или
пространственные стержневые системы. Они применяются в конструкции
КА в том случае^ когда применение подкрепленных оболочек нерацио-
нально в компоновочном отношении.
12.2. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ СТРИНГЕРНОГО ОТСЕКА
Рациональной конструкцией отсека, работающего на осевое сжатие и
изгиб, является стрингерная конструкция. Рассмотрим работу основных
силовых элементов стрингерного отсека (рис. 12.4).
Обшивка отсека, придающая ему необходимую форму, испытывает
большие нагрузки (см. рис. 12.4, а). Если отсек герметичный, то она вос-
принимает внутреннее давление наддува, воспринимает она также нор-
мальные напряжения от действия продольной силы N, изгибающего мо-
179
Рис. 12.4. Схема нагружения стрингерного отсека
мента Мя. При этом в ней возникают нормальные напряжения ом и ац
(см. рис. 12.4,6)
_ _ ми
ОДГ — • Ом ““ о 9
2яЯб яЯ26
где R — радиус оболочки; 5 — толщина оболочки. Обшивка полностью
воспринимает поперечную силу Q и крутящий момент 7Икр, от действия
которых в обшивке возникают касательные напряжения Tq (см. рис.
12,4, в) и тм (см. рис. 12,4, г)
кр
Q МКХ)
TQ = sm^’TMK0= -----------
яКв Р 2яЯ26
Продольные и поперечные подкрепляющие элементы образуют для
небольших частей обшивки опорный контур в виде клеток (панелей).
Следовательно, обшивка как бы состоит из прямоугольных цилиндри-
ческих панелей, подкрепленных по краям стрингерами и шпангоутами
(рис. 12.5). Работа цилиндрической панели при действии равномерного
сжатия аналогична работе прямоугольной подкрепленной пластины. Кри-
тические напряжения обшивки в цилиндрической панели определяют по
формуле
А Я 2
окр = 0,15£’А + 3,6£-(^-) , (12.1)
где R — радиус оболочки; 6 — толщина оболочки; Ь— расстояние между
стрингерами.
При уменьшении толщины обшивки она под действием сжимающих
сил может потерять устойчивость.
В зависимости от толщины обшивки числа и жесткости подкрепляю-
Рис. 12.5. Работа цилиндрической
панели при сжатии
1Я0
Рис. 12.6. Формы потери устой-
чивости стрингерного отсека:
а - местная потеря устойчивости
обшивки в цилиндрической пане-
ли между подкрепляющими эле-
ментами; б - общая потеря устой-
чивости стригиера с присоединен-
ной обшивкой; в — местная поте-
ря устойчивости полок и стенок
стрингера
а)
щих элементов в стрингерном (лонжеронном) отсеке возможны различ-
ные формы потери устойчивости (рис. 12.6).
При проектировании стрингерного отсека толщина обшивки и рас-
стояние между стрингерами подбираются таким образом, чтобы обеспе-
чить устойчивость обшивки до разрушения отсека. Расчетное разрушаю-
щее напряжение вычисляется по формуле
а = ^в/(2тЛ6+/сл), (12.2)
где 7У£КВ _ эквивалентная расчетная нагрузка; R — радиус отсека; 6 —
толщина обшивки; /с — площадь стрингера; п — число стрингеров.
1 Исходными данными для проектировочного расчета стрингерного
отсека являются:
геометрические размеры отсека — радиус R, длина L (рис. 12.7);
значения продольных сил N и изгибающих моментов по длине от-
сека и давление р внутри отсека;
значение коэффициента безопасности/= 1,5 ... 2.
Расчет производится в следующем порядке [37] :
1. Исходя из условий работы отсека выбираются материалы для сило-
вых элементов отсека и определяются их механические характеристики
Ов,аг,^.
2. Вычисляется толщина обшивки по формуле amin = fpRfo^- Если
толщина обшивки меньше 1 мм, то для отсеков клепаной конструкции
задаются толщиной исходя из технологических соображений.
3. Определяют расчетную эквивалентную силу
^в = /(^+2Ц,/Л). (12.3)
4. Задаются величиной расчетного разрушающего напряжения (для
стрингерного отсека в первом приближении о = (0,4 ... 0,5)Oj.)
5. При выбранной толщине об-
шивки расстояние между стрингера-
ми определяют из условия окр обш <
< о. Тогда с учетом формулы (12.1)
Рис. 12.7. Расчетная схема и геомет-
рические параметры сечения
181
b ^98 \/ а_0Д5£5/л .
(12.4)
6. Число стрингеров п определяют из условия
и>2тгй/&.
7. Рассчитывают сжимающее усилие, приходящееся на один стрингер:
^с= №"2лЯ6о)/м, (12.5)
где 2я7?6а — сила, воспринимаемая обшивкой при выбранной толщине
и заданном расчетном разрушающем напряжении a; (/У^в — 2тЛ6а) -
сила, которую должны воспринять п стрингеров.
8. Находят площадь стрингера
fc=Pc/o. (12.6)
По найденной площади из сортамента подбирают профиль стрингера.
9. Критические напряжения местной потери устойчивости стрингера
(профиля) определяют по формуле
^кр-местн = ^(бп/М2, (12.7)
где 6П — толщина полки или стенки профиля стрингера; Ьп — ширина
полки или стенки; к — коэффициент устойчивости, зависящий от способа
закрепления кромок стенки или полки профиля: для полки к = 0,40
(две кромки оперты, одна свободна), для стенки к = 3,6 (три кромки
оперты).
Если при сжатии цилиндрической панели (см. рис. 12.6) обшивка по*
теряет, устойчивость, то стрингер будет работать с частью обшивки (при-
соединенной обшивкой):
*пр =7^, (12.8)
где Ъ — расстояние между стрингерами; — редукционный коэффициент,
который показывает, какая часть обшивки работает вместе со стрингером.
Редукционный коэффициент определяется по формуле
Окрлбш/^с > (12.9)
где ас — напряжение в стрингере (ос < окр с); и позволяет определить
действительные напряжения в стрингерном отсеке после потери устой-
чивости обшивки. При аКр.обш °с-
= 1 и/>пр =^pb = b,
т.е. вся обшивка (оболочка) будет работать со стрингерами. Площадь
стрингера с присоединенной обшивкой (рис. 12.8)
/пр=/с+^М. (12.10)
10. Вычисляют момент инерции стрингера с присоединенной обшивкой
относительно внутренней поверхности обшивки, так как потеря устой-
чивости стрингера может произойти только по нормали к обшивке:
4 = |i(/°1 + Af?)= -^-+5,8,7?+ -^- + М27з2 +
+ hj£+bby32, (12.11)
182
Рис. 12.8. Совместное сечение стрин-
гера с присоединенной обшивкой:
1 - обшивка; 2 - стрингер
где /Оу ~ центральный момент
инерции элемента сечения; yi9
у2, Уз — определяются из черте-
жа, кривизна оболочки при этом
не учитывается.
Критические напряжения стрингера, работающего совместно с об-
шивкой,
(12.12)
__2 г
7Г Е
аКр-С Х2 ’
где с — коэффициент заделки концов стержня, с = 2, так как концы
стрингера оперты на упругое основание (шпангоуты); \ = L \/fnpl^x-
11. Определяют действительные нормальные напряжения в отсеке
^=^/(2^5 +/„₽«), (12ЛЗ>
так как в процессе конструирования отсека действительная площадь по-
перечного сечения может изменяться. Действительные расчетные напряже-
ния сравниваем с предельными (критическими).
12. Рассчитывают коэффициент запаса по устойчивости
т?У = оКр/°д
Если Од > акр, то необходимо изменить расчетную длину для стрингера,
т.е. разбить длину отсека на два или более участков путем установки
дополнительных шпангоутов; при этом значение акр увеличится.
12.3. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ОТСЕКОВ ФЕРМЕННОЙ КОНСТРУКЦИИ
*
Ферменной конструкцией называется геометрически неизменяемая
система, состоящая из стержней, соединенных по концам. Рассмотрим рас-
чет фермы переходного отсека (рис. 12.9). Отсек состоит из двух коль-
цевых шпангоута и симметрично расположенных стержневых элементов
фермы. При составлении расчетной схемы будем считать, что стержни фер-
мы работают в основном на растяжение или сжатие, т.е. стержни соеди-
нены шарнирно, а внешние силы приложены в узлах крепления стержней
к шпангоутам. В зависимости от количества стержней и узлов фермы бы-
вают статически определимыми или статически неопределимыми. В ста-
тически определимой ферме число неизвестных реакций опор и внутрен-
них усилий равно количеству уравнений статики. Для пространственной
фермы переходного отсека количество уравнений статики равно шести,
следовательно, количество стержней должно быть не меньше шести.
183
л/
Рис. 12.9. Расчетная схема фермы переходного отсека:
1, 3 — кольцевые шпангоуты соединяемых отсеков; 2 — стержневые элементы фер-
мы; гв — радиус малого (верхнего) пояса фермы; гн — радиус большого (нижнего)
пояса фермы
Рис. 12.10. Схема равновесия элемента фермы
Стержни следует располагать так, чтобы обеспечить геометрическую не-
изменяемость фермы.
Для статически неопределимых ферм степень статической неопреде-
лимости
п = т -6,
где т — чило стержней в ферме (количество неизвестных усилий); число
6 — шесть уравнений статики.
Расчет статически неопределимых ферм задача трудоемкая. Однако,
если ферма симметрична, и все стержни одинакового сечения, то при
^йствии осевой силы N усилия во всех стержнях равны и ферма явля-
ется статически определимой. Рассмотрим случай нагружения переходной
фермы продольной силой N и изгибающим моментом Ми. Заменим дейст-
вие N и Ми эквивалентной нагрузкой
^в = Г(^+2Ми/гв), (12.14)
где гв — радиус малого (верхнего) пояса фермы.
Составим уравнение равновесия верхнего пояса фермы (рис. 12.10),
для чего разрежем все стержни и заменим их действие неизвестными уси-
лиями^-:
_ п
N&b - .2 Nj cos0cosa = O, (12.15)
i — 1
где А^кв — эквивалентная продольная нагрузка; Nj — усилие в z-m
стержне;л — число стержней; а — половина угла конусности фермы;
20 — угол между стержнями фермы.
184
(12.16)
(12.17)
Так как ферма симметрична и размеры стержней одинаковы, то уси-
лия N, для всех стержней равны. Тогда для конической фермы
Л/Р
Л7. - ЭКВ .
' ' ~й ~~~~~ »
ncospcosa
для цилиндрической фермы
_ JV&b z
. гн ~гв л х
где а = arctg —-— - половина угла конусности отсека; р = arctg —— -
Н пп
половина угла между стержнями; п — число стержней; Н — высота фер-
мы; гн и гв — радиусы нижнего и верхнего поясов фермы соответственно.
Длина стержня определяется по формуле
I = Н
ст cos/?cosQ ’
(12.18)
Зная нагрузку Nj на стержень и его длину, можно подобрать форму и
площадь поперечного сечения /ст и провести расчеты на прочность и устой-
чивость. Действующие напряжения в стержне
Од = ^//ст’
Критические напряжения окр сжатых стержней при X > Хпр определяют по
формуле Эйлера
акр = crfEIX2
при X < Хпр — по формуле
(7кр = Ов " (ов ” Ор) , (12.20)
Лпр
где X = /ст V/ст/Лг » хпр ~ я V сЕ1(% — гибкость и предельная гибкость
стержня; с — коэффициент заделки концов стержня; с = 1 для шарнир-
ной, с = 2 — для упругой заделки.
Если действующие напряжения ад меньше предельных напряжений
Окр, ТО УСЛОВИЯ УСТОЙЧИВОСТИ ВЫПОЛНЯЮТСЯ — Tfy = акр/ад > 1.
1 ГЛАВА 13. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
’ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ
13.1. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
ТОПЛИВНЫХ БАКОВ
Исходными данными для расчета топливных баков на прочность
являются конструктивно-силовая схема и эксплуатационные нагрузки.
Существуют две разновидности топливных баков: несущие (сило-
вые) баки и подвесные баки.
*17^741 185
Несущие (силовые) баки выполняются в виде цилиндрических или
конических оболочек, часть поверхности которых одновременно яв-
ляется силовым корпусом PH или КА и воспринимает действующие на
корпус нагрузки: N Мкр ; давление наддува р и гидростатическое
давление столба жидкости ргидр.
Подвесные баки выполняются в виде изолированных оболочек,
прикрепленных к силовому корпусу и чаще применяются в конструк-
ции КА, чем в PH. На подвесные баки действуют нагрузки в виде дав-
ления от газа и жидкости внутри бака, нагрузки от реакции в узлах креп-
ления (подвески) бака к корпусу КА, от тяги двигателя в узлах креп-
ления его к баку.
Топливные баки PH и КА выполняются в виде герметичных оболо-
чек различной формы: цилиндрических, конических, сферических и
тороидальных. Цилиндрические и конические баки имеют обычно сфе-
рические или эллиптические днища.
В конструкциях баков применяются оболочки следующих типов:
гладкие, стрингерные, вафельные, многослойные.
13.2. РАСЧЕТ ГЛАДКИХ БАКОВ
Рассмотрим расчет несущего цилиндрического бака со сферичес-
кими днищами (рис. 13.1). При полете в плотных слоях атмосферы на
бак как элемент корпуса ЛА действуют: продольная сжимающая сила
N\ поперечная сила Q ; изгибающий момент Л/и, крутящий момент JHKp;
избыточное внутреннее давление от наддува рб и гидростатическое давле-
ние столба жидкости
Ргидр ~ пх 1 ’
(13.1)
где nXl — осевая перегрузка; р — плотность компонента топлива в ба-
ке; Н — высота столба компонента топлива в баке до расчетного сече-
ния АА.
По безмоментной теории оболочек продольные (меридиональные)
напряжения ах и кольцевые (окружные) напряжения а2 будут:
Рис. 13.1. Расчетная схема цилиндричеыфго
бака со сферическими днищами
186
f ( Рб + nxt So р н УR fP t.r
Ol = -----------1-----------*---------
6 6
fN . fMu , fpSR
0, =------------x ----5------I--------
1 2 itR6 itR2 * * * 6 * В6 2 6
(13.2)
(13.3)
В зависимости от знака Oi (при о2 > 0) возможны два случая напря-
женного состояния цилиндрической оболочки бака.
1. oj > 0 (растяжение).
При
Zps r
2 6
fN ( fMn
2 nR 6 itR 2 6
продольное напряжение (ц растягивающее. Тогда по третьей теории проч-
ности при 02 > <*экв ~ °2 •
В этом случае запас прочности определяется по формуле
*1 ^В^ЭКВ 1"
В проектировочном расчете можно определить толщину оболочки
из условия прочности 02 < ов, где <7В =П\1Ь, Т2 - погонное усилие
в оболочке в окружном направлении, откуда
6 =/T2l0B,
(13.4)
2. 0i > 0 (сжатие).
При
p6R
26
2*R6 itR2 6
продольное напряжение о2 сжимающее (отрицательное). Тогда
аэкв = -а5Л =ff2 + bl1-
В этом случае запас прочности
° в В
n ----------
° ЭКВ
> 1.
В проектировочном расчете толщину оболочки можно определить
из условия прочности 02 + । 01 К ав, откуда
- / (Г2 + I Ti I )
О == ——~w'——
(13.5)
° в
тли Ti - погонное усилие в оболочке в продольном направлении.
187
Рис. 13.2. Коэффициент устойчивости кр
для гладких оболочек под действием осе-
вой силы и внутреннего давления [37]
Если продольное напряжение Oi сжимающее, то необходимо про-
верить цилиндрическую оболочку на устойчивость при совместном дей-
ствии сжимающей силы N, изгибающего момента Ми и внутреннего дав-
ления р:
п — v к Е 6 (13.6)
акр “ кр D ’ 5 v
2,5+ЯЛГ/Ми
где км = —-————-------------коэффициент устойчивости, учитываю-
щий неравномерность распределения сжимающих напряжений по сече-
нию; кр = /(р, Я/6) — коэффициент устойчивости. Он определяется
из рис. 13.2 [37] по значению безразмерного параметра р Я
Р ~ Ё~ '•V
и отношению/? /6, где р — внутреннее давление.
Условие устойчивости цилиндрической оболочки бака запишем в
виде
Пу=акр/О1>1. (13.7)
Если это условие не выполняется, то необходимо подкреплять гладкий
бак продольными силовыми элементами.
13.3. РАСЧЕТ БАКОВ ПАНЕЛЬНОЙ КОНСТРУКЦИИ
Топливные баки панельной конструкции изготавливаются из отдель-
ных панелей, которые могут быть получены штамповкой, прессовани-
ем, механическим и электроимпульсным фрезерованием, химическим
травлением. Панели с продольными ребрами называются стрингерными,
с продольными и поперечными — вафельными. В стрингерных и вафель-
ных панелях (оболочках) при сжатии возможны два вида разрушения:
местная потеря устойчивости стенки оболочки, заключенной между
подкрепляющими ребрами, и общая потеря устойчивости оболочки од-
новременно с разрушением подкрепляющего набора.
Критическое напряжение общей потери устойчивости для вафель-
ной оболочки бака (рис. 13.3) при совместном действии осевой силы
N, изгибающего момента МИ и внутреннего давления р определяется
по формуле
2Е 1 ТДо
акр.общ = к “ZT V ------г----- > (13.8)
Л О 1 О
188
Рис. 13.3. Цилиндрическая вафельная оболочка бака с продольно-кольцевым распо-
ложением ребер
5-Б
к = 0,5 для вафельных панелей [37, 43] ; 61 = 5 + fc/b — приведенная
толщина вафельной оболочки в продольном направлении; 6г = 6 + 6 +
+fmnla — приведенная толщина вафельной оболочки в кольцевом направ-
лении; 6 — толщина оболочки (полотна панели); fs — площадь продо-
льного ребра; /шп — площадь кольцевого ребра; b — шаг продольного
подкрепления; а — шаг поперечного подкрепления; /с — момент инер-
ции поперечного сечения продольного ребра с присоединенной оболоч-
кой на длине Ь.
В продольном направлении для корпуса бака определяющими наг-
рузками будут продольная сила N, изгибающий момент Л/и и внутрен-
нее давление р. В этом случае расчетная эквивалентная сжимающая наг-
рузка
(13.9)
Тогда расчетное разрушающее продольное напряжение сжатия
^=^кв/(2яЛ6+Гсл),
(13.10)
где Л — площадь продольного ребра; п — число продольных ребер
(стрингеров); b — расстояние между продольными ребрами.
Условие общей устойчивости оболочки бака в продольном направ-
лении
7? У — Ofcp.общ / 01 > 1 . (13.11)
Расчет на местную устойчивость сводится к определению:
а) устойчивости полотна панели в клетке между ребрами
6 6 ~
акр. мести ~ КрЕ ~ + Кпл*’ ( 7 ) , (13.12)
к ь
где Кр — коэффициент устойчивости с учетом внутреннего давления
189
(см. рис. 1X2); кпл — коэффициент заделки пластины; Кщ, = б для
вафельной оболочки, кпл — 3,6 для панельной оболочки;
б) критических напряжений для сжатых продольных ребер
Окр = к*( , (13.13)
6 с
где к* = 0,40, так как ребро — это длинная пластина с одним свобод-
ным краем [ 43]; 6 с — высота ребра; s — ширина ребра.
Кольцевые (окружные) напряжения в вафельной оболочке опре-
деляются соотношением
„ f(P + »xi gppH) R
о2 ---------------------------, (13.14)
®2
Прочность вафельной оболочки от совместного действия at и а2
оценивается по отношению предела прочности ов к эквивалентному
напряжению оэкв — I о21 + I oi I:
Ч = ов/оэкв. (13.15)
13.4. РАСЧЕТ ДНИЩ БАКОВ
В цилиндрических и конических баках применяются сферические,
эллиптические и торосферические (коробовые) днища. Рассмотрим
расчет днища, имеющего вид сферического сегмента (рис. 13.4). В про-
цессе эксплуатации (в полете) днища баков могут нагружаться внут-
ренним или внешним избыточным давлением. Напряжения в днищах
находим по формулам безмоментной теории оболочек.
Продольные (меридиональные) напряжения ot определяются из
уравнения равновесия отсеченной части днища, находящегося ниже сече-
ния а—а:
Р= 01 2 it г 6 sin 0 , (13.16)
где Р — равнодействующая сил от избыточного давления наддува Р^пУ
и от давления столба жидкости выше сечения о-a, пх i g0 pHa_anr2.
Кольцевые напряжения о2 определяются из уравнения Лапласа
/ ^ср 02 / ^ср = Р £ / 6 • (13.17)
В точке С нижнего днища при и = 0 продольныеoi и кольцевые о2 на-
пряжения равны между собой и имеют наибольшие значения;
о, о2'=/рг «Сф/(26) , (1318)
где / - коэффициент безопасности; /?сф - радиус сферического днища;
6 — толщина стенки днища; = Рб + пх i So РНС — суммарное избы-
190
Рис. 13.4. К расчету сферических днищ бака и распорного шпангоута
Рис. 13.5. Схема нагружения распорного шпангоута
точное давление в рассматриваемом сечении; Нс = Н + ЛСф (1 — gosu0)
- высота столба жидкости от полюса С сферы.
Верхнее сферическое днище бака нагружено только избыточным
давлением от наддува, поэтому для него
о«= о2=ГРбЛсф/(25). (13.19)
После нахождения напряжений в днищах проводят проверку проч-
ности, определяя коэффициент запаса прочности:
1? = от / о > 1 . (13.20)
В местах сопряжения сферических днищ с цилиндрической оболоч-
кой бака от продольных усилий = f(p0 + пх1 gopH) ЯСф/2 появля-
ются радиальные распорные усилия
?1=Т1С08в0. (13.21)
Для восприятия распорных усилий в местах сопряжения двух обо-
лочек обычно устанавливают распорные шпангоуты. В сечениях шпан-
гоута от действия распорных усилий возникает продольная сила (рис.
13.5).
N = qir,
где г - радиус шпангоута до центра тяжести сечения (г **Я); q^ — рас-
порное усилие.
191
Условие прочности шпангоута
N
02 =~F—<ат (13.22)
шп
Из этого условия находят необходимую площадь сечения шпангоута
при сопряжении сферического днища с цилиндрической оболочкой ба-
ка:
гшп = —^—= f-pZR& r cos е о . (13.23)
О 2 G f
Расчет распорных шпангоутов по формуле (13.23) не учитывает
подкрепляющего влияния оболочек бака, примыкающих к шпангоу-
ту. Этот упрощенный метод расчета идет в запас прочности и дает завы-
шенные размеры и массу шпангоута.
После определения необходимой площади проектируется профиль
сечения распорного шпангоута. Профиль сечения считается рациональ-
ным (рис. 13.6), если моменты сил относительно центра тяжести сече-
ния равны:
где Т19 Т1ц — продольные усилия в сферической оболочке днища и ци-
линдрической оболочке бака; с19 с2 — расстояния от линий действия
сил 7\ и Т1ц до центра тяжести сечения.
Если моменты от сил и Г1ц не равны, то на шпангоут относи-
тельно центра масс будет действовать погонный крутящий момент
^Лср.П ~’ ^*1 С1 “ (13.24)
от которого нижняя часть шпангоута будет сжата, а верхняя растяну-
та.
Максимальные нормальные напряжения от действия погонного мо-
мента
атах — ^кр.п ТУ max / Лс > (13.25)
где г — радиус шпангоута до центра
масс сечения; утах - расстояние от
нейтральной оси до наиболее удален-
ной точки сечения; 1Х — момент инер-
ции сечения шпангоута относительно
оси*.
Суммарные нормальные напря-
жения в сечении шпангоута от дей-
Рис. 13.6. Схема работы распорного шпанго-
ута от действия погонного крутящего мо-
мента
192
ствия распорного усилия q и погонного крутящего момента Мкр п оп-
ределяются по формуле
~Q\rl ^шп - ^кр.п .Утах г / Лс • (13.26)
В этом случае суммарные нормальные напряжения будут больше,
чем вычисленные по формуле (13.22), и принятая ранее площадь сече-
ния окажется недостаточной для выполнения условий прочности
от. (13.27)
Необходимо увеличивать площадь сечения шпангоута, выполняя усло-
вие oz < от.
Рассмотренный метод расчета узла сопряжения двух оболочек по
безмоментной теории пригоден только для пластичных материалов,
так как в зоне сопряжения оболочек со шпангоутом возникают боль-
шие по величине изгибные напряжения (краевой эффект), которые
могут перейти за предел текучести материала от. При применении плас-
тичного материала в этой зоне образуется пластический шарнир, кото-
рый как бы предохраняет конструкцию зоны, и можно не опасаться
преждевременного разрушения бака.
При применении в конструкциях баков и емкостей материалов с
высокой прочностью в зоне сопряжения оболочек пластический шар-
нир не образуется и изгибные напряжения в этой зоне становятся боль-
ше предела текучести материала — возникает опасность хрупкого раз-
рушения и образования трещин. В таких случаях при расчете оболочек
необходимо решать краевую задачу, дающую значения изгибных напря-
жений и характер их распределения в зоне сопряжения оболочек с рас-
порным шпангоутом.
ГЛАВА 14. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ СТЫКОВ
И ОТДЕЛЬНЫХ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ
14.1. РАСЧЕТ СТЫКОВЫХ СОЕДИНЕНИЙ ОТСЕКОВ
В конструкции корпуса КА для соединения отсеков между собой широко
применяются фланцевые кольцевые стыки. Фланцевый кольцевой стык состоит
из двух стыковочных шпангоутов и элементов (узлов) крепления. Если стык дол-
жен обеспечивать герметичность отсеков, то по торцевым плоскостям шпангоутов
устанавливаются прокладки. Для соединения стыковочных шпангоутов между
собой применяются шпильки, болты, разрывные болты, пирозамки. Стыки отсе-
ков обеспечивают необходимую геометрическую форму КА после сборки, пере-
дают нагрузку по корпусу от одного отсека к другому, обеспечивают герметич-
ность жилых и приборных отсеков КА, обеспечивают функциональное разделение
отсеков КА при выполнении программы полета.
В зависимости от числа элементов крепления различают два типа стыковых
соединений:
1. Контурное соединение, при котором соединение отсеков производится при
помощи большого числа элементов (узлов) крепления (болтов или шпилек), рав-
номерно распределенных по всей окружности стыковочных шпангоутов. Такое
193
соединение применяется для отсеков стрингерной конструкции; в этом случае
нагрузка от одного отсека к другому передается равномерно по всему контуру
стыка, а оболочка и стрингеры работают равномерно по всему сечению.
2. Точечное соединение, при котором соединение отсеков производится в не-
скольких точках (от 3 до 6). Такое соединение применяется для отсеков КА, раз-
деляющихся в полете. При точечном соединении применяются отсеки лонжеронной
конструкции, в которых узлы крепления (пирозамки) соединяют между собой
лонжероны двух отсеков через мощные шпангоуты и фитинги. Стрингеры и обо*
лочка отсека включаются в работу только при наличии жесткого шпангоута.
Рассмотрим работу фланцевого стыка, затянутого п болтами. В общем случае
нагружения в плоскости стыков действуют (рис. 14.1): осевая сила N, изгибаю-
щий момент Ми, поперечная сила Q, крутящий момент и давление р внутри
герметичного отсека.
Расчет на прочность болтов в стыке состоит в определении растягивающих
усилий в наиболее нагруженном болте от действия внешних нагрузок - осе-
вой силы 7V, внутреннего давления р, изгибающего момента Ми.
Осевая сила N нагружает болты фланцевого кольцевого стыка равномерно
с усилием
PN =fNIn , (14.1)
где f - коэффициент безопасности.
Внутреннее давление в герметичном отсеке нагружает болты в стыке равно-
мерно с усилием
где Л2пр - средний радиус герметизирующей прокладки в стыке; к - коэффи-
циент затяжки, который учитывает силу упругости сжатой прокладки и зависит
от вида прокладки и ее материала; принимается равным 1,25 ... 3, где меньшее
значение соответствует неметаллическим (мягким) прокладкам, большее - ме-
таллическим прокладкам.
Изгибающий момент Ми вызывает неравномерное распределение усилий меж-
ду болтами стыка. Для кольцевого стыка усилие в болте с координатой у/ будет
Р/ = а/Гб >
где /б - площадь сечения болта по внутреннему диаметру резьбы; о / = fMyptlIz
- нормальное напряжение в /-м болте от действия расчетного изгибающего момента*
Iz — момент инерции сечений болтов относительно оси раскрытия стыка; у/ - рас-
стояние от оси раскрытия стыка до i-ro болта.
Момент инерции сечений болтов относительно оси раскрытия стыка вычис-
ляется по формуле
п 4
/г=Е /б/,. (14.4)
1=1
Подставляя значения а / и Iz в формулу (14.3) и беря координату от оси раск-
рытия стыка до наиболее удаленного болта, получим усилие /’max в болте, мак-
симально нагруженном от изгиба:
Рис. 14.1. Конструктивно-силовая схема
фланцевого стыка
194
_ /^и .Утах
ЛпахМ- п
/ = 1
(14.5)
Полное растягивающее усилие в наиболее нагруженном болте от всех состав-
ляющих внешней нагрузки
^раст“Лу + ?Р + ЛпахЛ/ • (14.6)
Тогда условие прочности болтов во фланцевом стыке можно записать в следую-
щем виде:
а = Ррасу //б о в , (14.7)
или ^раст ^раз > (14.8)
♦
где ^раз = O^/jj - разрушающее усилие болта на разрыв.
Из условия прочности определяем требуемую площадь сечения болта по внут-
реннему диаметру резьбы:
/б =^раст / ° в • (14.9)
По найденному значению /б подбирают номинальный диаметр болта (1q и шаг
резьбы. Шаг болтов в стыке принимают равным 5 . . .7 do при малых давлениях
(р<10*105Па) n2,5...4do при больших давлениях (р>30*105Па).
Стыковые болты (шпильки, пирозамки), соединяющие отсеки, затягивают
так, чтобы при действии внешних нагрузок стык не раскрывался. Условия нерас-
крытая стыка можно записать в виде:
^зат ^^раст» (14.10)
где Рзат - усилие затяжки одного болта; Рраст ~ растягивающее усилие для наи-
более нагруженного болта от действия внешних нагрузок.
Если считать полки шпангоута абсолютно жесткими, то в затянутом болте
при ^раст < ^зат усилие в болте равно ?зат, а при /раст Лзат усилие в болте ста-
нет равным Рраст» стык раскроется и герметичность отсека нарушится.
У ответственных резьбовых соединений необходимо контролировать усилие
затяжки болта. Чрезмерная затяжка может служить причиной разрушения болта,
а недостаточная затяжка - причиной раскрытия стыка, что приводит к ухудшению
работы стыка и возникновению усилий ударного характера. Контролировать уси-
лие затяжки можно специальными таррированными моментными ключами, кото-
рые обеспечивают затяжку болта с определенным допустимым моментом
^заг ^0,15 P3aj do • (14.11)
Для фланцевых соединений отсеков не рекомендуется применять болты диамет-
ром меньше 8-18 мм, так как при затяжке обычными ключами может произой-
ти их разрушение.
Максимальные напряжения от изгиба в полке шпангоута (рис. 14.2) по фор-
муле
рраст*/^ , (14.12)
^раст — растягивающая сила, приложенная к полке шпангоута через болт; I
- плечо действия силы Рраст относительно сечения Л-Л, W = b 6 2 / 6 - момент
сопротивления сечения полки шпангоута; 6 - толщина полки шпангоута; b —
195
£
b
Рис. 14.2. К расчету полки шпангоута
на изгиб
ширина полки шпангоута, эффективно работающая на изгиб и определяемая по
рис. 14.2.
Поперечная сила Q воспринимается в сечении стыка направляющими штиф-
тами или чистыми болтами, установленными в отверстия шпангоута без зазора.
В этом случае касательные напряжения при срезе штырей или чистых болтов
r=fQ/nfun> J (14.13)
где fQ = Q Р - расчетное значение поперечной силы; Дщ. - площадь штифта; п -
число штифтов.
14.2. РАСЧЕТ ШПАНГОУТОВ
По конструктивному исполнению шпангоуты корпуса КА подразделяются
на: стыковочные (торцевые), расположенные на торцах отсеков и необходимые
для их соединения; промежуточные (нормальные), подкрепляющие оболочку
между торцевыми шпангоутами отсека; усиленные (силовые), воспринимающие
сосредоточенные силы от навесных грузов, агрегатов, топливных баков и двига-
телей.
Расчет шпангоутов, нагруженных действием сил, приложенных в их плоскос-
ти. В плоскости шпангоута могут действовать: радиальная сила Р (рис. 14.3) или
радиальная погонная нагрузка <?о; касательная сила Г; сосредоточенный момент
Мо.
За силовую схему шпангоута принимается изолированное замкнутое кольцо,
нагруженное уравновешенной нагрузкой. Внешние силы, действующие на шпан-
гоут, уравновешиваются потоком касательных усилий q от оболочки.
От произвольной уравновешенной нагрузки (Р, q3i Г, Мо, q) в сечении коль-
ца-шпангоута действуют внутренние силовые факторы: нормальная сила N, попе-
речная сила Q, изгибающий момент Ми. Шпангоуты, выполненные в виде кольца-
рамы в общем случае нагружения являются трижды статически неопределимыми.
Для раскрытия статической неопределимости кольцевых рам в сопротивлении
материалов применяется метод сил, основанный на составлении канонических урав-
нений.
Величины изгибающих моментов Ми, поперечных сил Q и нормальных (осе-
вых) сил N, возникающих в сечениях шпангоута, для различных случаев нагруже-
ния можно найти в работе [51]. Зная эпюры Ми, Q и N, проводят проверку проч-
ности и устойчивости шпангоута с тонкостенными элементами конструкции (пол-
ками и стенками). В конструкции шпангоутов применяются различные формы тон-
костенных сечений: уголковые, швеллерные, z-образные, двутавровые, коробча-
тые.
Для проведения расчетов на прочность в шпангоуте по найденной эпюре из-
гибающих моментов выявляют те сечения, в которых моменты Ми имеют мак-
симальное значение. Затем для этих опасных сечений определяют нормальные напря-
жения а с учетом действия осевой силы N. Максимальных значений нормальные
напряжения достигают в наружной и внутренней полках шпангоута (рис. 14.4) :
ан =/^и^н/^х + fN / Г ;
(14.14)
*вн = -fMHy3/Ix.+ fN/F,
196
Рис. 14.4. Внутренние усилия, действующие в се-
чении шпангоута, и эпюры напряжений:
1 — наружная полка; 2 — внутренняя полка;
3 - стенка
Ptoc. 14.3. Схема внешних на-
грузок, действующих на шпан-
гоут, и внутренних силовых
факторов
где 1Х и F - момент инерции и площадь сечения шпангоута с присоединенной обо-
лочкой; ун, ув - расстояния от центра тяжести сечения до наружной и внутренней
полок шпангоута. При вычислениях по формулам (14.14) необходимо учитывать
правило знаков для Ми и N в сечении (рис. 14.5): изгибающий момент Ми поло-
жительный, если он растягивает верхнюю полку шпангоута, а нижнюю сжимает
(т.е. увеличивает кривизну шпангоута); осевая сила N положительна, если она
растягивает шпангоут.
Условие прочности шпангоута по нормальным напряжениям
amax=/^I Р - f Ми У max/ 1Х ^ов , (14.15)
где Утах ~ расстояние от центра масс до наиболее удаленной точки сечения шпан-
гоута.
Поперечная сила Q воспринимается в сечении шпангоута стенкой (см. рис.
14.4). Наибольшего значения касательные напряжения достигают в стенке по ней-
тральной оси хх:
fQSx
тшах“ т _ * (14.16)
1Х 6
где Sx - статический момент отсеченной части сечения относительно нейтральной
оси хх; 6 = 2 6 ст - для сечения с двойной стенкой; 6 = 6 - для сечения с оди-
нарной стенкой.
Коэффициент запаса прочности по касательным напря-
жениям
1? = тв/ттах>1.
При соединении шпангоута с оболочкой заклепками
или сварными точками от действия поперечных сил Q
между шпангоутами и оболочкой возникают каса-
тельные усилия q, которые могут привести к срезу
заклепок или сварных точек:
<7 = Q$H/ix =
где FH = ябн - площадь сечения присоединенной обо-
лочки (наружной полки) шириной а и толщиной 6Н;
Рис. 14.5. Правило знаков
197
$н = ~ статический момент присоединенной оболочки относительно нейтраль-
ной оси сечения; — расстояние от присоединенной оболочки до центра масс сечр-
ния; 1Х - момент инерции сечения шпангоута с присоединенной оболочкой.
От касательного усилия q возникает сила, срезающая одну заклепку или свар-
ную точку:
Рср = ———= —, (14.19)
» 1Х п
где t - шаг заклепок или сварных точек в ряду; п - число рядов заклепок (свар-
ных точек).
По найденной силе Pq, проводится расчет заклепок на срез и смятие (сварных
точек на срез).
Применение шпангоутов с тонкостенным сечением вызывает необходимость
проверки полок и стенок на местную устойчивость в следующих местах:
1. Наружная или внутренняя полка находятся под действием сжимающих нор-
мальных напряжений и могут потерять устойчивость (рис. 14.6):
62„
оКр=хЕ—^— > (14.20)
* п
где к - коэффициент, учитывающий характер закрепления кромок к полке: для
закрытых полок с четырьмя опертыми кромками к = 3,6 при Ьп^а9 для полок
с одной свободной боковой кромкой к = 0,40; 6 п - толщина полки; Ьп - шири*
на полки; а - расстояние между подкрепляющими ребрами; Е - модуль упру-
гости материала.
Условие обеспечения устойчивости:
Чу= -^->1.
° max
Рис. 14.6. Местная потеря устойчивости элемен-
тов шпангоута:
а - рассматриваемая конструкция; б - потеря
устойчивости полки; в - потеря устойчивости
стенки; I - внутренняя полка; 2 - стенка;
3 - ребро жесткости на стенке; 4 - оболочка
отсека
198
2. Стенка шпангоута находится под одновременным действием касательных
и эксцентричных нормальных напряжений и может потерять устойчивость:
ткра=ткр [ 1- ( • 04.21)
г г ° кр
где т хр а - критические касательные напряжения с учетом одновременного эк-
сцентричного сжатия; а - действующие максимальные нормальные напряжения
сжатия; а кр ~ критические нормальные напряжения при т = 0; т кр - критичес-
кие касательные напряжения при а = 0.
Критические нормальные напряжения для эксцентричного сжатия при г =
= 0 определяются по формуле (см. рис. 14.6, б)
О кр = * Е —, (14.22)
*2СТ
где к - коэффициент устойчивости стенки (пластинки) при эксцентричном сжа-
тии; к = 22 при чистом изгибе, к = 3,6 при равномерном сжатии (при ;
6 ст - толщина стенки; Ъст - ширина стенки; - длина пролета стенки.
Критические касательные напряжения при о = 0 определяются по формуле
б2
Ткр= кЕ , ” , (14.23)
Л СТ
где к - коэффициент устойчивости стенки при сдвиге; для опертой по всем краям
стенки к = 4,85 + 3,6 2.
Условие обеспечения устойчивости:
П =-----> 1. (14.24)
тв
Критические напряжения потери устойчивости пластинок (стенок, полок)
и коэффициенты устойчивости для различных схем нагружения и способов креп-
ления кромок можно найти в работах [ 37,51].
Расчет шпангоутов, нагруженных перпендикулярно их плоскости. Торцевые
(стыковочные) шпангоуты, расположенные в стыке двух отсеков, нагружены сос-
редоточенными силами, возникающими в стыковых болтах от растяжения и из-
гиба. Усиленные (силовые) шпангоуты воспринимают сосредоточенные силы в
узлах подвески баков и грузов от инерционных осевых сил, а в узлах подвески
ЖРД - от тяги двигателя. В общем случае на шпангоут действуют следующие внеш-
ние нагрузки, приложенные перпендикулярно его плоскости (рис. 14.7): осевая
сила Р, изгибающий момент L, крутящий момент К, погонный крутящий момент
^кр.п> которые уравновешиваются погонными усилиями q.
При действии внешних нагрузок в сечениях кольца возникают внутренние
усилия: поперечная сила Q, изгибающий момент Ми, крутящий момент Зная
внутренние усилия Q, Ми, можно определить касательные и нормальные на-
пряжения по формулам:
QS- Мкр . ^и У
* = vE-; ° = ± . (14.25)
*х° ^кр Jx
где Sx — статический момент отсеченной части сечения; 1Х — момент инерции сече-
ния; ^кр - момент сопротивления сечения при кручении; у - расстояние от ней-
тральной оси до произвольной точки сечения.
При действии равномерно распределенного погонного крутящего момента
в сечении шпангоута возникают нормальные напряжения (рис. 14.8)
Zx
199
Рис. 14.7. Схема нагружения шпангоута внешними нагрузками, приложенными пер-
пендикулярно его плоскости
Рис. 14.8. Схема нагружения шпангоута равномерно распределенным погонным ; •
крутящим моментом -Л/кр.п» эпюра нормальных напряжений в сечении
где Мкр.п - равномерно распределенный по шпангоуту погонный крутящий мо-
мент; г — радиус до центра масс сечения шпангоута (см. рис. 14.7).
Значения внутренних усилий в шпангоуте кольцевой формы для различных
схем нагружения приведены в работе [51].
ГЛАВА 15. РАСЧЕТ ЖЕСТКОСГНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК КОНСТРУКЦИЙ
15.1. ТРЕБОВАНИЯ К ЖЕСТКОСТИ КОНСТРУКЦИИ
Жесткость конструкции характеризуется способностью деформи-
роваться под действием внешних нагрузок. Следствием недостаточной
жесткости могут быть чрезмерные деформации (прогибы, углы зак-
ручивания) и потеря устойчивости силовых элементов. Большие дефор-
мации конструкции могут приводить к изменению геометрии внешних
форм, ухудшению устойчивости движения и управляемости РКН, к воз-
никновению опасных вибраций. Недопустимо, чтобы по причине недо-
статочной жесткости нарушалась кинематика механических элементов
управления какими-либо отклоняющимися поверхностями [ 29].
Для узлов соединений тонкостенных оболочек, в местах переда-
чи на них сосредоточенных нагрузок, требование получения высокой
жесткости приводит к необходимости поиска оптимальных по жесткос-
ти конструктивных решений. Требование к расчетным и эксперимен-
тальным данным по жесткости заключается в том, чтобы с высокой
степенью достоверности определить границы возможных разбросов жест-
костных характеристик РКН. Жесткостные характеристики при проек-
тировании РКН используются для создания динамических моделей РКН,
200
используя которые проводят расчеты по динамическим нагрузкам, по
устойчивости движения РКН, по разделению РБ, по определению пере-
мещений в элементах конструкции с целью выбора минимально необ-
ходимых зазоров.
Для проведения расчетов по жесткостным характеристикам необ-
ходимо знать геометрические параметры конструкции, механические
характеристики материалов, условия нагружения.
Жесткостные характеристики конструкций можно разделить на
следующие:
распределенные, которые, соответствуют корпусным элементам
РКН;
жесткостные характеристики конических и ферменных отсеков;
местные жесткости, которые определяются податливостью кон-
струкций в местах приложения сосредоточенных нагрузок.
Наиболее полно жесткостные характеристики могут быть опреде-
лены только по результатам статических, динамических и летных ис-
пытаний. На проектной стадии точность их определения бывает не выше
± 50% от номинала, что объясняется неточным знанием упругих свойств
реальной конструкции.
15.2. РАСЧЕТ РАСПРЕДЕЛЕННЫХ ЖЕСГКОСГНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
ОТСЕКОВ КОРПУСА РКН и КА
Корпус при расчетах рассматривается как балка и применяются
здесь формулы из курса ’’Сопротивление материалов”. Рассмотрим
все типы распределенных жесткостей.
Жесткость на растяжение EF. Участок корпуса длиной I имеет пло-
щадь поперечного сечения F, модуль упругости материала Е. Под дей-
ствием растягивающей силы Рон удлиняется на Др, тогда
д Р1 Е F А
= ------- или Р = ---------Др ,
Г EF I г
где EF II — жесткость участка корпуса на растяжение. Единица длины
корпуса характеризуется жесткостью на растяжение ЕЕ Если участок
корпуса — тонкостенная оболочка радиуса R с толщиной 5, тогда F =
= 2яЯ6.
Жесткость на изгиб Е1Х. Участок корпуса находится в состоянии
чистого изгиба под действием изгибающего момента Ми; угол относи-
тельного поворота торцевых сечений i; 1Х — главный, центральный мо-
мент инерции сечения корпуса.
М„1
Момент и угол поворота связаны соотношениями ------------или
Е1Х
Мн = —
Единица длины корпуса характеризуется жесткостью на изгиб Е1Х.
Если участок корпуса — тонкостенная оболочка, то 1Х = я R3 5.
201
Жесткость на сдвиг GF. Предполагается, что один конец участка
корпуса длиной I закреплен, а на другом действует сдвигающая сила Q.
В направлении действия силы свободный торец корпуса перемещается
наДд, которое связано с силой Q соотношениями
л б1 п GF л
Д о = ------или Q = --------Д/i ,
е GF * I V
где G = Е/2 (1+д) - модуль сдвига; единица длины корпуса характеризу-
ется жесткостью на сдвиг GF\ р. — коэффициент Пуассона.
Жесткость на кручение GIp. Участок корпуса под действием крутя-
щих моментов на торцах Мкр закручивается на угол 7; 1р — полярный
момент инерции сечения корпуса, тогда
7 = —или Л/кр = ———7
GIp кр I
Единица длины корпуса характеризуется жесткостью на кручение
GIp. Если участок корпуса тонкостенная оболочка, то 1р = 2я R3 5. Сле-
дует заметить, что если определяются распределенные жесткостные харак-
теристики каркасированного отсека, то при расчете EFh Е1х следует
брать приведенную толщину обшивки 5пр (толщина обшивки с добав-
кой за счет ’’размазывания” продольного силового набора), а при рас-
чете GF и GIp — только толщину обшивки 6 = 5обш-
15.3. РАСЧЕТ ЖЕСТКОСГНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
КОНИЧЕСКИХ И ФЕРМЕННЫХ ОТСЕКОВ
К такого типа конструкциям, например, относятся конические пе-
реходники, хвостовые отсеки, элементы головных обтекателей, фер-
менные переходники, ферменные конструкции подвески топливных
баков, фермы КА [ 29, 51 ].
Конические отсеки. Расчетная схема конического отсека показана
на рис. 15.1. Толщина оболочки 6 считается постоянной. Для конических
подкрепленных оболочек вместо 5 следует брать приведенную толщину
обшивки. Конические отсеки с малым углом конусности ак часто пред
ставляютв виде балок переменного сечения и их жесткостные харак-
теристики определяют по методике, изложенной в разд. 15.2. При уг-
лах конусности более 10—20° балочная теория начинает давать неточ-
ные результаты. В этом случае рекомендуется пользоваться соотношени-
ями, которые приведены ниже.
Жесткость конического отсека на сжатие. Под действием сжимаю-
щей силы N верхнее сечение перемещается на величину Д^. Связь N
и Д определяется формулой [51]
N = суДуу , (15.1)
где
2я6 Е sin ак cos2 ак
CN~ In (S2 /п)
202
Рис. 15.1. Расчетная схема конического отсека
Рис. 15.2. Схема к определению жесткости конического отсека на изгиб и сдвиг:
Ми - изгибающий момент; Q - перерезывающая сила; , Х2 - положительные нап-
равления перемещений
- жесткость конического отсека на сжатие.
Жесткость конического отсека на кручение. Под действием кру-
тящего момента Мкр оболочка закручивается на угол у. Связь между
Мкр и 7 определяется формулой
^кр = скр 7 , (15.2)
2я£бг?Г2 sinaK
где ско =----------—5-----жесткость
кр (1+м) (Л-гЪ
конического отсека на кручение; Е — модуль упругости материала;
р- коэффициент Пуассона.
Жесткость конического отсека на изгиб и сдвиг (рис. 15.2). Связь
усилий и перемещений определяется уравнениями
=7ii Q + 712 Мн ;
(15.3)
Х2 = 72 1 С +722 Ми .
Разрешим уравнения относительно М и Q\
i +tfi2 Х2 — Q,
^21 X\ + a2 2 X2,= A/jj ;
A =711 722 -712, 712 = 721 •
Для коэффициентов 7i i, 7з 2 И12 имеем следующие формулы [51]
i ( .2 _2
711 = FX •---------1 (1 + д) —тг-1-----
sin ак I з2
203
------L_ [ frA-Z*?* in(-£»_)]
sin3aK 32 2s2 32 J
712 = -777-3—1------------------('271)2 [ 1-2 (1 +д) x
2я£б sin aK cos aK 5^3
w . 2 Si + Sj
X sur aK -----------j ;
$2 -
_____1 + 2 ( 1 + д ) sin3aK ( s32 - s2i )
У 22 л .3 2 11
litEb sin aK cos aK sjjj
Для рассматриваемого случая нагружения коэффициенты ^11,^12,^22
являются жесткостными характеристиками, поскольку определяют
связь Мл и Q с перемещениями Хх, Х2.
Ферменные отсеки. Расчет пространственных статически неопреде-
лимых ферм сложен и проводится с использованием численных мето-
дов. Однако некоторые допущения существенно упрощают решение:
верхний и нижний пояса фермы абсолютно жесткие;
стержни фермы работают на растяжение — сжатие;
ферма состоит из п стержней одинаковой длины I и жесткости EF.
Расчетная схема фермы такова, что нижнее основание фермы ра-
диусом R — неподвижно закреплено, а к верхнему основанию радиусом
г прикладываются (рис. 15.3): продольная сила N\ перерезывающая
сила Q\ изгибающий Л£и и крутящий Мкр моменты.
Обозначим перемещения верхнего пояса (рис. 15.4) : Д X — от N\
ДУ — от Q и Ми; — угол поворота верхнего пояса в плоскости дейст-
вия момента Л/и; у — угол поворота от действия крутящего момента
Мкх>.
Выберем систему координат OXYZ (см. рис. 15.3), в которой i-и
узел верхнего пояса фермы имеет координаты (О, У/, Z,).
Связь силы # и перемещения ДХ:
#=0!! ДХ,
(15.4)
Рис. 15.3. Схема верхнего основания фермы и действующих сил:
1, 2, 3, i - номера стержней
Рис. 154. Сх*ема перемещений верхнего основания фермы
204
где вц = n&F cosa(^» ^f)> (X%-) — угол, который составляет i-й
стержень с осью X.
Связь Q и Мл с Д Y и <р:
Q= а22ЬУ +а23</>;
Л/ц=Дз2ДК + «33^ »
гдеа22 = ———2 cos2
/ /=1
а2з = д32 = -^cos (Х*0.Д l/cos^);
EF а п
азз=-,----- cos2 (X h) Е У2,-;
1 i =1
(У,7у) — угол, который составляет Ли стержень с осью Y.
Связь крутящего момента Мкр с углом поворота у верхнего поя-
са фермы:
^кр = скр 7 » (15.6)
2я
nEF z rR sin n ха
гдескр= —-----(.----------)
15.4. РАСЧЕТ ЖЕСТКОСГНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
МЕЖБЛОЧНЫХ СВЯЗЕЙ. МЕСТНАЯ ЖЕСТКОСТЬ.
Этот вопрос рассматривается на ряде характерных примеров сое-
динения отдельных блоков в единые конструкции. Отдельные блоки
общей системы характеризуются распределенными жесткостями и
кроме того имеют в своем составе усиленные конструктивные элемен-
ты, способные воспринимать сосредоточенные нагрузки.
Пример 1. Схема верхнего узла связи РБ показана на рис. 15.5. Связь между
усилиями Pi, Р*2 и перемещениями X^t Х^ определяется соотношениями
Р1=2с (-^-)2 Хх = .П1Ь
'° (15.7)
Р2=2с Х2=а22Х2 ,
*0
где с - приведенная жесткость стержня, учитывающая податливость шпангоута
(местная жесткость), на котором закрепляются стержни. Приведенная жесткость
стержня находится по формуле
С EqFq Сщд
205
Рис. 15Л. Схема верхнего узла свя-
зи РБ
где Сцщ - местная жесткость, которая определяется соотношением
—~— = ^шп (cosa0) 2 + Winn (sin a0) 2 , (15.9)
Сттпт
Я2 Я2
Кцш= 0,01 — ; И,пш = 0,0425 • • • — ; (15.10)
Яцпршп ДтттпЛтттт
где ^пш> Лпп ~ модуль упругости материала и наибольший момент инерции сече-
ния шпангоута соответственно; Я пит ~ средний радиус шпангоута.
Пример 2. Рассмотрим действие сил Pi, Р2 на нижний узел связи, схема кото-
рого показана на рис. 15.6.
Для рассматриваемого случая нагружения влиянием стержня 3 пренебрегаем.
Связь усилий и перемещений:
*и + *12 %2 =Л ;
п * + Я У -Р
*21 + *22 *2 — Р2 >
где 011, в22 - коэффициенты жесткости:
«и =2с2 (- * )2 ,ai2 =«21 =~2с2 (^—) ,а22 =2[ )2 +
Г2 h
«1
Рис. 15.6. Схема низшего узла связи РБ:
1, 2, 3 - номера стержней
206
cj, C2 - приведенные жесткости стержней подвески:
—~-------------+ —“-------? ~--------^шп.1 (cosaj)3+ И'щпд (sinai)
С1 сшп.1 сшп.1
------= % + -----» -------= [ Ртшт.2 (cosax) 2 + И^ппт ! (sinai) 2] cos3aj;
Cj EF2 сшп.2 сшп.2
^шп.1 > ^пш.2 , ^пт 1 , И'щпд - вычисляются по формулам (15.10) .
Рассмотрим случай действия сил Мj и Q (рис. 15.7). Если пренебречь влия-
нием стержней, находящихся вне плоскости действия рассматриваемых силовых
факторов, то свясьМх, Q и перемещений Xit Х2 определится системой
аи +*12 -У2 =2 ;
(15.12)
an Хх +а22 Хг >
где в11=2с1 (Л’+сз (^-)2 ,«n=«2i=[ 2е1(^—) -с3 (-^_)]г,ви =
*1 h l{ If
= [*,(—)»♦„ (—)2]г2 ;
h h
Ci,c2 - приведенные жесткости стержней. Для С3 имеем
1 'з . 1
— =-------+ — . . у
с3 EF3 Сцш. 1 (з)
1 г- = Ппп. 1 (cos a3)2 + И^шп. х (sin a3) 2
спш.1 (3)
Рассмотрим случай действия момента М2 (рис. 15.8), когда возникают двг
угла поворота р у и ? jf. СвязьМ2 с у и X определяется соотношениями:
Рис. 15.7. Схема перемещений нижнего узла связи РБ под действием силы Q и момен-
та
Рис. 15.8. Схема угловых перемещений нижнего узла связи РБ под действием момен-
там,, заданного в виде пары сил
207
FT--*22 □ “ м2 ;
г (tfn 022 12 )
л _ , а12 м
*х—377—3;--------Мг '
г (вц 022 -О и )
(15.13)
mt о ц9 а и, о22 - такие же, каки для случая действия сил Рь Рг-
Пример 3. Схема узла РБ с основными конструктивными элементами пока*
зана на рис. 15.9. Считаем, что через узел передается сила Р, которая может быть
представлена проекциями Pi, Р2, Р3. Рассмотрим деформацию узла под действием
силы Рр Предполагается, что основная часть осевого перемещения определяет*
4 & поворотом концевого сечения балки, тогда:
Л — СХ1 Х1 >
(15.14)
где cxi =
З^б/бх
Dh2 ’
Р*б» /бх ~ модуль упругости и наибольший момент инер-
ции сечения балки, которое предполагается постоянным по длине балки; D - ди-
аметр отсека; h - длина выступающей за обвод части балки до точки приложе-
ния силы Рр
Из формулы (15.14) видно, что повышать жесткость в направлении дейст-
вия силы можяо уменьшением h или увеличением 1§х. Рассмотрим действие
силы Р2. Предполагается, что жесткость в направлении действия силы Рз определя-
ется в основном изгибом балки и деформациями шпангоута, тогда
?2 — сХ2 Х2 ,
(15.15)
где
1 _ Dh2
СХ2 ^б^бу
+ 0, 01
R2
JLnffl-
РцшЛпп
/бу - минимальный момент инерции сечения балки; Рщп» Лип _ модуль упругос-
ти материала и наибольший момент инерции сечения шпангоута; Ящп - средний
радиус шпангоута.
В случае действия силы Р3 шпангоут и балка работают совместно, что опре-
деляет высокую жесткость конструкции в этом направлении при минимальных
массовых затратах. Расчетная схема показана на рис. 15.10.
Из условия совместной деформации шпангоута и балки находится сила АГ*,
действующая в балке [ 37]:
Рйс. 15.9. Схема верхнего узла связи РБ:
1 - балка коробчатого типа; 2 - крон-
штейн; 3 — сечение балки; 4 — шпан-
гоут таврового типа
208
Рис. 15.10. Расчетная схема для верхнего узла связи РБ при действии силы Р3
X* =-------1-----р3
^шпЛпп
2+26,8 —-----
Л шп^б^б
где Eq, Fq - модуль упругости и площадь поперечного сечения балки.
Перемещение Хз и сила Рз связаны соотношением
Рз=сХзХз , (15.16)
1 ^Зщп 0,0745 Л3щп
где ------= 0,0425 ------------------:-------£ -j----,
Схз ^шпЛпп ^шп^шп (2+26,8— )
Д’пЛб^б
Общая методика получения зависимостей между силами и перемещениями в
упругой системе заключается в получении линеаризованных соотношений для де-
формаций т стержней еу (i = 1,2,...,m) как функций перемещений X^X2, •» Хп.
Далее составляется выражение для полной энергии системы
Э=П(Х19 X29 ...,Xn)-A ,
где П - энергия упругой деформации, А - работа внешних сил. Система равенств
ъэ
=0 (i = 1,2, ..., п) определяет связь сил с перемещениями и формулы для
коэффициентов жесткости.
209
ЧАСТЬ ЧЕТВЕРТАЯ. КОНСТРУИРОВАНИЕ ОТСЕКОВ,
АГРЕГАТОВ И УЗЛОВ
ГЛАВА 16. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ КОНСТРУКТОРСКОЙ РАЗРАБОТКИ
Под разработкой изделия понимается весь процесс создания нового
образца техники — от формирования основных его характеристик, кото-
рые должны быть в дальнейшем реализованы в изделии, до завершения
экспериментальной отработки, проверки этого изделия и передачи его в
серцйное производство. Сложность большинства работ, входящих в об-
щий процесс разработки, их многообразие неизбежно требуют специализа-
ции разработчиков по отдельным видам работ. Специализация, разделение
труда служат и цели сокращения времени создания изделия, так как поз-
воляют многие работы выполнять параллельно,в одно и то же время.
В процессе разработки изделий РКТ в конструкторском бюро разде-
ление труда идет по основным подразделениям: проектным, конструктор-
ским.
На проектные подразделения возлагаются определение основных ха-
рактеристик, разработка конструктивно-компоновочных схем, опреде-
ление состава агрегатов и систем, а также корректировка характеристик,
состава, компоновки и массовых характеристик в ходе отработки. В обя-
занность проектных подразделений входит, кроме того, ведение основной
документации: технических предложений; эскизных и технических проек-
тов.
В конструкторских подразделениях разрабатываются конструкции
корпусов, механических агрегатов и узлов, приборов и оборудования,
конструктивные элементы для монтажа; осуществляется авторский над-
зор в производстве и испытаниях; корректируется конструкторская до-
кументация в процессе отработки. Среди документации, которую ведут
эти подразделения, основными являются чертежи, спецификации, ведо-
мости, расчеты, программы конструкторских испытаний, инструкции по
эксплуатации, технические описания.
Технологические службы проводят технологическую отработку конст-
рукторской документации, разрабатывают директивную технологию и
технологии сборочно-монтажных операций изготовления корпусов, меха-
низмов, пневмогидроарматуры, приборов, оборудования, конструкций
узлов, технологической оснастки и приспособлений. Результаты работы
технологических служб отражаются в директивной технологии, картах
техпроцессов, документации на оснастку и приспособления.
Опытное производство занимается изготовлением деталей, узлов,
сборкой агрегатов, блоков; проводит заводские контрольные испытания;
210
изготавливает оснастки и приспособления. К основной документации
опытного производства относятся технологические паспорта и паспорта на
узлы и агрегаты и
На испытательные службы возложены лабораторные испытания мате-
риалов и элементов конструкции, конструкторско-доводочные испыта-
ния; отработочные испытания на макетах и моделях, стендовые и летно-
конструкторские испытания. Их основная документация: программы ис-
пытаний, инструкции по эксплуатации, технические задания на испытания
оборудования, отчеты и акты об испытаниях.
В современном промышленном производстве принято привлечение
широкой кооперации. Сложное изделие создается не на одном предприя-
тии, а на многих, каждое из которых выполняет работы, соответствующие
его профилю. Так, в создании ракетно-космического комплекса ’’Сатурн”—
’’Аполлон” в США участвовало более 20 тысяч фирм — подрядчиков и
субподрядчиков из самых различных отраслей промышленности.
Практика создания сложных изделий определила разделение труда и
на этапе собственно проектно-конструкторской разработки изделий. На
этом этапе в виде чертежей рождается ККС изделия, соответствующая
заданным техническим требованиям. Этап этот един по цели, к которой
стремятся разработчики, и един по существу деятельности*. Однако в
силу сложности изделия он, как правило, разделяется на проектную разра-
ботку, в ходе которой определяются основные характеристики изделия и
его крупных элементов, а также его общая компоновка, и конструкторс-
кую разработку, заключающуюся в детальной разработке конструкции и
выполнении рабочих чертежей для производства. Соответственно и специ-
алистов, выполняющих эти работы в конструкторском бюро, делят на
проектантов и конструкторов*.
Но рядом с конструктором в процессе конструкторской разработки
участвуют обычно и многие другие специалисты (материаловеды, газоди-
намики, гидродинамики, программисты и др.).
16.1. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКТОРСКОЙ ЗАДАЧИ
В процессе работы конструктор применяет научные принципы, техни-
ческую информацию и свое воображение для построения машины или
системы, предназначенной для выполнения заранее заданных функций с
наибольшей осуществимой эффективностью. Такой характер человечес-
кой деятельности получил название технического конструирования.
Конструкторской задаче (или процессу ее решения) свойственны не-
которые типичные особенности, определяющие характер работы конст-
руктора. Во-первых, конструкция формируется в воображении конструк-
* В единой системе конструкторской документации (ЕСКД) все документы,
выпускаемые на этом этапе работ, называются конструкторскими.
♦ Феоктистов К.П., Бубнов И.Н. Первый пилотируемый. - Новый мир, 1981,
№4, с. 199-219.
211
2
Рис. 16.1. Характер взаимодействия неко-
торых основных компонентов при фор-
мировании конструктивного решения:
1 - техническое решение; 2 - варианты
конструктивных решений; 3 - техничес-
кие решения, обеспеченные производст-
вом; 4 — производственные возможности;
5 - освоенные материалы; 6 - распола-
гаемые конструкционные материалы;
7 - приемлемые решения
тора и при плоском, условном изображении на чертеже*. Для конструк-
тора необходимо умение хорошо представлять себе объект конструиро-
вания в материализованном виде и свободно видоизменять это представ-
ление в своем воображении, стремясь добиться наилучшего решения пос-
тавленной задачи. Во-вторых, требования и условия, известные при конст-
руировании, практически никогда не характеризуют полностью изделия и
условия его функционирования. В-третьих, требования, предъявляемые к
конструкции, почти обязательно вступают в противоречия. Например, тре-
бования гарантированной (надежной) прочности очевидно противоречит
требованию минимальной массы конструкции; требования ниаменыпей
стоимости, высокой технологичности, как правило, противоречат требо-
ванию высокого уровня эксплуатационных качеств изделия. Поэтому
конструкторская задача почти всегда имеет компромиссный характер.
Компромиссный характер конструкторской задачи хорошо иллюст-
рируется диаграммой на рис. 16.1. Нужно только не забывать, что на ней
удалось наглядно показать лишь некоторые компоненты, взаимодейст-
вующие в процессе нахождения конструктивного решения.
16. 2. ОСНОВЫ МЕТОДОЛОГИИ КОНСТРУИРОВАНИЯ
Процесс разработки конструкций включает следующие стадии проек-
тирования:
Технический проект. На этой стадии анализируются конструкторские
решения по существующим изделиям, формируется конструкция на осно-
вании традиционных решений, проводится оценка степени соответствия
Современные автоматизированные рабочие места (АР1}4), имеющие специаль-
ное программное обеспечение для решения конструкторских задач, позволяют полу-
чать на экране дисплея пространственное (изометрическое) изображение проектируе-
мой конструкции и даже совершать пространственные эволюции с рей (перемещения
и развороты); однако эти средства оснащения конструкторского труда еще не полу-
чили достаточно широкого распространения (см. разд. 16.2).
212
ее исходным данным и ее технического уровня. Разрабатываются вари-
анты, соответствующие современным прогрессивным техническим реше-
ниям. Проводится сравнительный анализ вариантов по технико-экономи-
ческим показателям, массовым характеристикам, надежности, техноло-
гичности и тд. Выбирается один (оптимальный) вариант для дальнейшей
разработки;
разработку рабочей документации, которая состоит в детальной про-
работке всех элементов конструкции, выпуске самой документации, в
изготовлении изделий для контрольно-доводочных испытаний (КДИ)
и проведении КДИ, в технологическом контроле и корректировке доку-
ментации по результатам отработочных испытаний;
опытное производство. Оно начинается после подготовки конструк-
торской документации, подготовки производства и заключается в изго-
товлении головного образца (после завершения отработки технологии)
и экспериментальных изделий для испытаний;
испытания. На этой стадии по результатам наземной отработки подго-
тавливается заключение о готовности изделия к ПКИ, корректируются
проектная и конструкторская документация.
Работа^над конструкцией начинается с получения и рассмотрения эс-
кизного или технического проекта изделия, технического задания на от-
дельный узел или агрегат, технических условий, эскизной разработки агре-
гата, выполняемой ведущим инженером, и заканчивается передачей конст-
рукции в эксплуатацию, уже опробованной в испытаниях, исправленной
по результатам испытаний, ’’доведенной”, отчего этот вид испытаний по-
лучил название доводочных. Необходимо отметить одну особенность этого
процесса, а именно, наличие многочисленных обратных связей, т.е. воз-
действий результатов более поздних шагов на условия или результаты
ранее принятых решений или проведенных работ [69].
Остановимся на некоторых путях и средствах, позволяющих умень-
шить влияние обратных связей на результаты конструкторского труда,
повысить его качество и производительность, уменьшить затраты на отра-
ботку и т.д.
Одним из таких путей является унификация, под которой понимается
закрепление типовых конструктивных решений с целью их широкого ис-
пользования на практике. В конструкциях различных изделий встречается
большое количество однотипных элементов: типовых конфигураций де-
талей (резьбы, проточки, головки под ключ, закругления и т.п.), деталей
и узлов конструкций целиком (крепежные детали, подшипники). Прак-
тика требует ограничить их разнообразие, унифицировать, выбрать ряд
типоразмеров, рекомендуемых к применению в подавляющем боль-
шинстве случаев, особенно когда нет необходимости в каких-либо необыч-
ных конструктивных решениях этих элементов. Унифицироваться могут
также типовые требования к технологии изготовления, к операциям конт-
роля, к документации и т д.
Работа по унификации того или иного технического решения заверша-
ется созданием стандарта. В зависимости от степени распространения в
промышленности действуют: стандарты предприятия (СТП), отраслевые
стандарты (ОСТы) и государственные стандарты (ГОСТы). В настоящее
213
время благодаря укреплению международных связей стандартизация при-
няла международные масштабы — во многих отраслях промышленности
вводятся стандарты СЭВ, унифицирующие типовые технические решения в
пределах группы государств, объединенных Советом Экономической
Взаимопомощи.
Применение в конструкции унифицированных решений позволяет
конструктору уменьшить ’’степень риска” при разработке нового изделия
благодаря тому, что эти решения заранее отработаны для использования в
типовых условиях эксплуатации. Одновременно применение унифициро-
ванных, стандартных элементов кбнструкции позволяет снизить стои-
мость производства изделия за счет сокращения номенклатуры необходи-
мой специальной оснастки для его изготовления и уменьшения непроиз-
водительных затрат времени на технологическое освоение новых типо-
размеров деталей и узлов.
Состав конструкторской документации на различных стадиях проект-
но-конструкторской разработки, требования к содержанию и оформлению
различных конструкторских документов (графических и текстовых)
определены комплексом стандартов Единой системы конструкторской
документации (ЕСКД). Осуществленное за последние полтора десятиле-
тия внедрение стандартов ЕСКД в большинстве, отраслей промышленности
обеспечило единообразие конструкторской документации, упростило
взаимный обмен опытом, технической информацией, а главное создало
предпосылки для широкой кооперации при создании сложных изделий но-
вой техники. Хорошее знание стандартов ЕСКД — необходимое условие
для овладения азбукой конструкторского труда. Известны случаи и
всемирной унификации в технике, например, уже внедренная в нашей стра-
не международная система единиц (СИ).
Научно-техническая информация является необходимым звеном или
даже одним из опорных моментов процесса конструирования. Ознакомив-
шись с исходными данными, конструктор в первую очередь приступает к
поиску информации об аналогичных конструкциях. Большое значение
здесь имеют личный опыт конструктора, его эрудиция (кругозор) и зна-
ния. Но в условиях стремительного технического прогресса конструктор
все в меньшей степени может довольствоваться собственным опытом.
Поэтому поиску и систематизации информации, развитию средств ее обра-
ботки, хранения и доведения ее до конструктора в настоящее время при-
дается все большее значение. Высокие требования к техническому уровню
конструкций выдвигают на первое место по значимости информацию о
наиболее совершенных технических решениях отечественных и зарубеж-
ных аналогов разрабатываемой конструкции. Но наряду с этим конструк-
тору необходима и информация: об имеющейся нормативной документа-
ции (стандартах и других документах, определяющих требования к конст-
рукторской документации); об унифицированных элементах конструк-
ции, которые могут быть использованы; об основных технических требо-
ваниях; о конструкционных материалах; о возможностях производства,
которое предположительно будет изготовлять его конструкцию и о реаль-
ной перспективе его развития и совершенствования. Обилие и разнообра-
зие этой информации вызывает потребность в специальных технических
214
средствах, которые позволили бы предоставлять конструктору необходи-
мую ему информацию без потерь времени на ее поиск и обработку. Ин-
формационные системы, осуществляющие доставку информации непос-
редственно на рабочее место конструктора в виде, наиболее удобном для
использования в процессе конструирования, являются частью систем авто-
матизированного конструирования.
Конструирование — творческий процесс; наряду со строгими логичес-
кими построениями, расчетами, разнообразными механическими, вспомо-
гательными операциями неизбежно большую роль в нем играет интуиция
(чутье, догадка), позволяющая конструктору принимать зачастую неожи-
данные, логически мотивированные решения. Конструктор, особенно
разрабатывая новую конструкцию, не имеющую достаточно близкого про-
тотипа, в какой-то момент своей работы должен сделать шаг от накопле-
ния сведений, подбора аналогов среди доступных ему конструкций оте-
чественных и зарубежных изделий к формированию своей конструкции.
Разумеется, творчество занимает разное место в работе конструктора в
зависимости от того, какую конструкцию он разрабатывает, но в той или
иной степени присутствует оно практически всегда.
Приступая к конструированию агрегата, конструктор обычно исходит
из самых общих компоновочных ограничений. Например, для негерметич-
ного отсека корпуса — это габариты, заданный тип стыков со смежными
отсеками, заданное количество точек связи. Общая силовая схема в пер-
вом приближении будет также определяться заданной силовой схемой
всего ракетного блока, например тремя продольными лонжеронами.
Далее конструктор наносит на компоновочную схему люки для обслу-
живания оборудования, а также точки крепления основного оборудова-
ния, устанавливаемого на корпус изнутри и снаружи.
Затем, руководствуясь соображениями обеспечения необходимой
прочности и жесткости корпуса, конструктор (вместе с прочнистом)
будет выбирать наиболее рациональное расположение силового набора,
материалы основных несущих элементов, параметры поперечных сечений
(толщину, размеры полок профилей и т.д.). На этой стадии может выя-
виться, что выбранная силовая схема нерациональна, например данный от-
сек окажется легче, если отказаться от трехлонжеронной схемы смежных
отсеков и делать отсек без лонжеронов с набором многочисленных мелких
стрингеров или вообще без набора из ребристых или’’вафельных” панелей.
Тогда конструктор вынужден возвратиться на пройденный уже однажды
этап проработки и повторить ее для нового варианта. Проработка данного
отсека может привести и к корректировке исходных данных, к измене-
ниям в конструкции смежных отсеков, общей силовой схемы корпуса
ракетного блока. Таким образом, поиск конструктивного решения сопро-
вождается неоднократными возвратами — итерацией.
Мы в общем виде рассмотрели то, что называют алгоритмом констру-
ирования. Интерес к алгоритмизации процесса конструирования в послед-
нее время повысился в связи с развертыванием работ по его автоматиза-
ции. Автоматизация конструирования в сегодняшнем представлении —
это включение непосредственно в производственный процесс конструиро-
вания электронно-вычислительной техники, которая вводится в него как
215
Рис. 16.2. Функциональная схема автоматизированного рабочего места (АРМ) конст-
руктора:
ВЦ - вычислительный центр; 1 - мини-ЭВМ; 2 - графдисплей (отображающее
устройство с телеэкраном); 3 - графопостроитель; 4 - планшет (или другие средст-
ва кодирования графической информации); 5 - большая ЭВМ ВЦ; 6 - база данных;
7 - программное обеспечение
его соучастник и как помощник человека-конструктора. Современная
ЭВМ в сочетании с комплексом вспомогательных устройств, образующих
автоматизированное рабочее место конструктора (рис. 16.2), способна
не только предоставить конструктору весь объем информации, заложен-
ной в ее память (как в графическом, так и в текстовом виде), не только
с большой скоростью выполнять необходимые расчеты, но и самостоя-
тельно производить стандартные логические операции конструирования
(используя заранее разработанные и также заложенные в ее память алго-
ритмы) , преобразовывать по желанию конструктора пространственные и
плоские графические построения, в том числе вносить изменения, исправ-
ления в изображение на экране отображающего устройства (графдисплея).
В конечном итоге ЭВМ с помощью графопостроителя вычерчивает на бу-
маге чертеж конструируемого узла. При необходимости ЭВМ может быть
оснащена и комплектом программ, позволяющим ей без вмешательства
конструктора выполнять операции деталировки и вычерчивания чертежей
деталей на основании конструкторской разработки. Одна большая ЭВМ
может одновременно обслуживать несколько десятков автоматизирован-
ных рабочих мест.
Автоматизаций конструирования позволит:
значительно расширить возможности перебора вариантов конструк-
тивных решений;
обеспечить конструктора независимо от его личного опыта и инфор-
мированности полным объемом располагаемой на данный момент техни-
ческой информации, в том числе информацией о конструктивных реше-
ниях известных изделий-аналогов (что уже само по себе обеспечивает оп-
216
ределенный уровень разрабатываемого изделия), причем в наиболее удоб-
ном для конструирования виде, позволяющем производить непосредст-
венные преобразования конструктивного решения, принимаемого за про-
тотип;
непосредственно при конструировании моделировать процессы функ-
ционирования аппарата (перемещения движущихся частей, изменения наг-
рузок и параметров среды и т.п.); благодаря этому повышается обосно-
ванность конструкторских решений и появляется возможность отказаться
от некоторых дорогостоящих экспериментов для натурного моделирова-
ния этих процессов;
освободить конструктора от так называемых ’’рутинных” операций,
связанных с поиском Информации, стандартными расчетами, деталирова-
нием, чертежной работой.
Все это поможет значительно повысить производительность конструк-
торского труда, сократить сроки разработки новых изделий и уменьшить
необходимое для этого количество конструкторов, высвободив их для
других народнохозяйственных задач. Но главный эффект от широкой
автоматизации конструирования должен состоять в существенном повы-
шении технического уровня самих разрабатываемых изделий, повышении
их эффективности и экономичности.
Разумеется, ЭВМ не способна заменить конструктора при принятии
творческих решений. Разработчики автоматизированных систем конструи-
рования решают задачу оптимального разделения труда между человеком
и машиной, при котором конструктору предоставлен максимум творчес-
кой инициативы и обеспечивается наибольшая производительность труда
системы в целом. При таком построении, автоматизированной системы
конструктор может на любом этапе перевести машину из режима автома-
тического решения какой-либо задачи в режим ’’диалога” человек—маши-
на, внести необходимые изменения в ход решения или изменить исходные
данные и постановку задачи.
16.3. ПОНЯТИЕ О ТЕХНИЧЕСКОМ УРОВНЕ КОНСТРУКЦИИ
В предыдущих разделах мы неоднократно употребляли термин ’’тех-
нический уровень”, имея в виду качественную относительную характерис-
тику конструктивного решения. Однако при современных темпах техни-
ческого прогресса и особом внимании, которое во всех отраслях промыш-
ленности уделяется качеству продукции, возникает необходимость в
объективной количественной оценке технического уровня изделия и от-
дельных составляющих его конструкций. Исходя из этого, дается следую-
щее определение этому термину.
Технический уровень продукции — относительная характеристика
качества продукции, основанная на сопоставлении значений показателей,
характеризующих техническое совершенство оцениваемой продукции,
с соответствующими базовыми значениями.
Оценка технического уровня изделия и его отдельных агрегатов необ-
ходима с самых ранних стадий разработки. Уже на стадии технического
217
предложения, определяя в принципиальных чертах облик будущего изде-
лия, проектант стремится внести в него такие технические решения, кото-
рые обеспечили бы изделию на момент его создания характеристики, соот-
ветствующие или превосходящие уровень мировой техники. Так же и
при дальнейшей, все более детальной проектно-конструкторской разра-
ботке, разработчик нуждается в оценке качества прорабатываемого им
варианта в сравнении с известными ему аналогами. Такая оценка тради-
ционно и постоянно осуществляется в конструкторской практике на осно-
ве знаний и опыта разработчиков с целью выбрать лучший вариант конст-
рукции того или иного узла, внести в него улучшения, обеспечивающие
более высокое качество разрабатываемого изделия. Однако при отсутст-
вии единого научно-обоснованного аппарата оценки технического уровня
всегда сохраняется возможность субъективной, случайной, ошибочной
оценки. Кроме того, современное представление об условиях и организа-
ции конструкторского труда не допускает, чтобы такая оценка требовала
громоздкой ручной расчетной работы, отвлекающей конструктора от
главного — разработки конструкции. Следовательно, необходим отрабо-
танный гибкий математический аппарат, доведенный до пакета типовых
программ, позволяющих конструктору провести оперативную оценку
разрабатываемого решения, используя ЭВМ. Разработка методических ос-
нов оценки технического уровня ведется во многих отраслях промышлен-
ности и межотраслевых институтах. Особое значение эта работа имеет для
РКТ, для которой техническое совершенство изделия оказывается зачас-
тую необходимым условием выполнения задачи, ради которой оно соз-
дается.
В число частных показателей технического уровня включают наиболее
важные технические характеристики изделия или отдельного узла, детали
конструкции. Среди них одно из главных мест для РКТ занимают показа-
тели массового совершенства. Наряду с ними могут рассматриваться та-
кие функциональные и эксплуатационные характеристики, как надеж-
ность, долговечность, скорость срабатывания, показатели удобства обслу-
живания (эргономические) и т.д. Особого внимания заслуживают пока-
затели технологичности. Чаще всего стремление к повышению качествен-
ных характеристик изделия в эксплуатации влечет за собой ужесточение
требований по точности обработки, применение уникальных технологичес-
ких процессов изготовления, сборки, наладки, контроля качества, т.е.
ухудшение показателей технологичности. Следовательно, оценка техничес-
кого уровня конструкции с учетом ее технологичности требует нахожде-
ния обоснованного компромисса между отдельными частными показате-
лями. За базовые значения принимаются обычно соответствующие показа-
тели наиболее совершеннных известных аналогов. На основе частных по-
казателей, как правило, стремятся сформировать комплексный показа-
тель технического уровня, наиболее полно характеризующий качество из-
делия.
Достаточно обоснованное решение о целесообразности того или иного
варианта не может быть принято без учета его экономических показателей.
Причем, как правило, нельзя не учитывать и экономических последствий
технического решения: потребности в ценных, лимитируемых материа-
218
лах; стоимости изготовления, обслуживания, проведения регламентных
работ; стоимости уникального оборудования и сооружений, необходимых
для изготовления и обслуживания агрегата; стоимости нетиповых транс-
портных операций; наконец, экономических последствий для народного
хозяйства, связанных как с эффектом от использования создаваемого из-\
делия, так и с ущербом, вызываемым отвлечением дефицитных ресурсов.
Экономические показатели формально не входят в число показателей
технического уровня, обозначенных действующими нормативными доку-
ментами, но по существу непосредственно примыкают к ним.
Одним из способов частичной оценки технического уровня могут слу-
жить патентно-технические исследования, цель которых — изыскать базо-
вые характеристки, свойственные аналогам, защищенным авторскими
свидетельствами на изобретения и патентами. Существенным косвенным
показателем технического уровня конструкции признается наличие в ее
составе узлов, выполненных на уровне изобретений. Наряду с этим обычно
оценивается и патентная чистота, т.е. отсутствие решений, подпадающих
под действие патентов в странах, где изделие может использоваться [25].
ГЛАВА 17. КОНСТРУИРОВАНИЕ КОРПУСА КА
Основной конструкцией КА, воспринимающей и передающей (пере-
распределяющей) все виды нагрузок: тягу двигателей, аэродинамические
воздействия на активном участке полета и при входе в атмосферу плане-
ты, ударные нагрузки при стыковках и разделениях, при приземлении и
приводнении, инерционные нагрузки от закрепленного оборудования, яв-
ляется корпус (или конструкция его заменяющая) — основа для установ-
ки и закрепления любого агрегата оборудования как внутри, так и снару-
жи КА. Герметичный корпус служит для сохранения среды внутри аппара-
та для существования живых организмов и функционирования аппарату-
ры, чувствительной к условиям среды. Корпус исключает или ограничивает
утечку компонентов среды из КА, предотвращает проникновение извне,
например, воды при приводнении, защищает от нагрева и охлаждения и т д.
Масса корпуса, зависящая прежде всего от эксплуатационных нагрузок,
может составлять до 70—80 % массы конструкции КА. Разработка корпуса
нередко оказывается принципиально важной и сложной конструкторской
задачей при создании некоторых уникальных изделий, особенно при ост-
ром дефиците масс.
Корпусные конструкции могут быть выполнены в виде:
неподкрепленной оболочки, усиленной только по местам стыковки
со смежными конструкциями;
оболочки, подкрепленной силовым набором (каркасом);
стержневой конструкции — фермы, т.е. каркаса, лишенного оболочки.
Тот или иной тип корпусной конструкции выбирается из соображений
минимума ее массы при удовлетворении известных эксплуатационных
требований.
219
17.1. ОТСЕК КОРПУСА
Исходя из необходимости расстыковки при эксплуатации и функцио-
нировании, а также из соображений технологичности изготовления, сбор-
ки и возможности транспортировки обычными видами транспорта,
крупногабаритные ракетно-космические изделия, как правило, проекти-
руются и изготовляются разделяемыми на отдельные отсеки. Соответст-
венно членятся и корпусные конструкции. Каждый отсек корпуса имеет
одну, две, реже три и более поверхности стыка со смежными отсеками
(как правило, плоские). Стыки снабжены конструктивными узлами для
сборки и соединения отсеков друг с другом, для уплотнения (герметиза-
ции) стыков, а также, при функциональной необходимости, — узлами для
разделения отсеков или отброса (отталкивания) смежного отсека, агрега-
та. Требования к сочленению отсеков обычно оказывают существенное
влияние на конструктивное исполнение стыков и на конструктивную схе-
му всего отсека.
Требования к конструкции конкретного отсека корпуса КА сущест-
венно зависят от его назначения и положения в конструктивносиловой
схеме КА. Известно, что нагрузки наибольшей интенсивности на несущие
конструкции изделий РКТ создаются на участке выведения на орбиту либо
при торможении в атмосфере планеты и посадке. Корпусные конструкции
исключительно космического назначения обычно конструируют насколько
возможно тонкостенными. Ввиду невысокого уровня механических наг-
рузок* часто определяющими характеристиками для них оказываются
не прочность, как для большинства ’’земных” конструкций, а жесткость
(допустимый уровень деформаций, обеспечивающий выполнение требо-
ваний по сохранению точности геометрических характеристик) и техноло*
гическая выполнимость.
Основными и наиболее типичными считают следующие требования к
конструкции корпуса:
обеспечивать необходимую прочность и жесткость во всех расчетных
случаях нагружения, в том числе с учетом нагрузок, приходящих от смеж-
* Наиболее распространенными факторами, вызывающими механические нагруз-
ки на эти конструкции, являются:
работа двигателей коррекции и ориентации;
так называемые ’’динамические операции”, связанные со стыковками, рассты-
ковками кораблей, отделением отсеков, агрегатов, раскрытием, развертыванием
пространственных систем;
работа экипажа внутри аппарата и на его наружной поверхности.
Руководствуясь этим сочетанием требований, конструктор иногда вынужден
сознательно допускать появление в конструкции местных остаточных деформаций,
например местную потерю устойчивости обшивки, если эти деформации не влияют на
работоспособность КА. Наибольшие механические нагрузки на корпус нередко
сочетаются с нагревом (чаще всего аэродинамического происхождения). Это явля-
ется важным дополнительным требованием для конструктора, разрабатывающего
корпус, поскольку известно, что конструкционные материалы существенно изме-
няют свои прочностные и жесткостные характеристки при крайне высоких и крайне
низких эксплуатационных температурах;
220
ных отсеков и агрегатов. Это требование для конструкций КА всегда
действует в сочетании с жестким ограничением массы конструкции.
иметь габаритные размеры и форму, удовлетворяющие зонам полез-
ной нагрузки головного блока или отсека полезного груза носителя,
и обеспечивать объем, необходимый для размещения приборов и другого
оборудования внутри;
обеспечивать конструктивную увязку и удобные условия сборки со
смежными отсеками и агрегатами;
обеспечивать возможность закрепления оборудования как внутри,
так и снаружи.
Иногда, стремясь максимально облегчить корпус и исключить воздействие на
него посторонних нагрузок (например, динамических - при вибрациях и ударах),
избегают закрепления на нем какого-либо оборудования; в этих случаях для мон-
тажа оборудования создают специальную несущую конструкцию, опирающуюся на
прочные торцовые шпангоуты, фермы и т.п.;
обеспечивать доступ внутрь отсека для монтажа оборудования, его
проверки, ремонта или замены;
удовлетворять заданным условиям по сохранению среды внутри от-
сека (это требование предъявляется в том числе к негерметичным корпу-
сам из-за необходимости защиты от влаги и пыли при наземной эксплуата-
ции) , а также по обмену между средами внутри отсека и вне его (венти-
ляция; выравнивание давления, применяемое для исключения или умень-
шения нагружения оболочки корпуса внутренним или внешним давлени-
ем, в конечном итоге для уменьшения массы конструкции).
В начале разработки отсека прорабатывается его конструктивносило-
вая схема и руководствуются здесь требованием разработки конструкции
минимальной массы. При этом уже на этой стадии необходимо полностью
учесть такие требования, как обеспечение силовой связи и стыкуемости со
смежными конструкциями, необходимый доступ к оборудованию при
сборке и эксплуатации, наиболее удобные места крепления основных агре-
гатов, оборудования и других конструкций.
Разрабатывая конструктивносиловую схему, конструктор комбини-
рует прежде всего основными силовыми элементами: обшивкой, шпанго-
утами лонжеронами и стрингерами (рис. 17.1).
Обшивка образует форму отсека, ограничивает его внутренний
объем, при необходимости защищая его от воздействия факторов окружа-
ющей среды. Как самостоятельный силовой элемент обшивка работает
на растяжение, в частности, от внутреннего давления. В сочетании с сило-
вым набором обшивка воспринимает и передает на элементы силового
набора практически все виды воздействующих нагрузок и напряжений.
Относительный вклад обшивки в работу конструкции корпуса в этих слу-
чаях зависит от толщины обшивки, частоты силового набора, характера
соединения между обшивкой и элементами набора.
Стрингеры — продольные элементы, подкрепляющие обшивку — вос-
принимают совместно с обшивкой осевые нагрузки и изгибающие момен-
ты, действующие на отсек. В частности, при воздействии сжимающих наг-
рузок они благодаря развитой форме поперечного сечения существенно
повышают критические напряжения потери устойчивости обшивки. По-
221
Рмс. 17.1. Типовые сечения элементов силового набора:
а - стрингеры; б - лонжероны; в - шпангоуты; 1-5 - открытые профили; 6 -
закрытый профиль; 7 - лонжерон с усиленной верхней полкой; 8 - лонжерон с
верхней полкой, усиленной композиционным материалом; 9 - сборный лонжерон;
10, И, 12 - промежуточные шпангоуты; 13,14 - усиленные шпангоуты (сборные);
15 - торцевой шпангоут
мимо осевых усилии стрингеры через обшивку воспринимают и распреде-
ленные поперечные нагрузки, например от внешнего аэродинамического
давления; при этом шпангоуты служат опорами для стрингеров. В качест-
ве стрингеров применяются обычно прессованные или гнутые из листа
профили, изготовляемые и поставляемые централизованно металлурги-
ческими заводами. Применение стрингеров оригинального сечения всегда
требует убедительного обоснования. При больших сжимающих или крутя-
щих нагрузках на отсек более рациональным с точки зрения обеспечения
минимальной массы конструкции является применение профилей закры-
того сечения. Кроме того, в большинстве случаев целесообразно выбирать
профили, позволяющие включить в совместную работу более широкую
полосу обшивки, например, за счет двухрядного крепления и крепления
по двум разнесенным полкам.
Лонжероны —мощные продольные элементы силового набора, воспри-
нимающие сосредоточенные продольные и изгибающие нагрузки большой
интенсивности (например, от узлов крепления двигателей, смежных от-
секов и агрегатов). а также обеспечивающие усиление корпуса в местах
вырезов, равноценное ненарушенным зонам.Общие требования к лонже-
ронам во многом аналогичны требованиям к стрингерам. Но есть и отли-
чия: поскольку лонжерон работает в основном автономно на сосредото-
ченную нагрузку, связь его с обшивкой не имеет такого значения для лон-
жерона, как для стрингера, но для повышения работоспособности обшив-
ки целесообразно максимально использовать опору на лонжерон. На конст-
рукцию лонжерона в большей степени, чем для стрингера, оказывают
222
влияние особенности схемы его нагружения и характера связей со смеж-
ными конструкциями. Лонжероны оригинальной конструкции изготавли-
ваются штамповкой, точным литьем, механической обработкой.
Шпангоуты в конструкциях КА бывают, как правило, замкнутые,
кольцевые. По назначению различают: торцевые (стыковочные) шпанго-
уты, подкрепляющие край отсека корпуса и обеспечивающие надежное
соединение его со смежными конструкциями, и промежуточные, под-
крепляющие обшивку на участке между торцевыми шпангоутами и обес-
печивающие сохранение формы поперечного сечения отсека. В корпусах,
работающих на сжатие и изгиб, промежуточные шпангоуты позволяют
повысить общие критические напряжения потери устойчивости за счет
уменьшения длины участка между опорами. В отсеках, работающих на
кручение, промежуточные шпангоуты, подкрепляя обшивку, препятст-
вуют образованию складок обшивки, исключая возможность радиаль-
ного перемещения участков обшивки.
По конструктивному исполнению различают нормальные и усиленнее
шпангоуты. Первые применяются, как правило, в роли промежуточных
шпаногутов, т.е. для подкрепления обшивки, и изготовляются либо из
листового маетриала штамповкой зацело, либо сборными из профильных
и листовых деталей. Усиленные шпангоуты представляют собой сборную
конструкцию, иногда достаточно сложную, и предназначены обычно для
восприятия сосредоточенных сил, приходящих от навесных конструкций,
блоков, модулей, агрегатов, и для передачи этих сил в виде распределен-
ной нагрузки на обшивку, а также для усиления обшивки в зонах выре-
зов, резких переломов обшивки и т.п.
В зависимости от включения тех или иных элементов силового набора
различают следующие типы корпусных конструкций.
Монокок - корпус, у которого основным силовым элементом явля-
ется собственно обшивка. Это конструкция, содержащая только одну обо-
лочку. Однако на практике понятие ’’монокок” часто распространяют на
все конструкции, которые рассчитываются как обшивка: например, когда
обшивка подкреплена только шпангоутами и на участке между шпанго-
утами ее можно рассматривать как работающую самостоятельно; или ког-
да обшивка подкреплена набором из часто расположенных стрингеров
малого сечения.
Такую конструкцию называют полумонококом. В расчетах ее рас-
сматривают как однородную. Иногда монококовыми считают и конструк-
ции с многослойной обшивкой в связи с тем, что и здесь основным рас-
считываемым элементом является слой обшивки, хотя в этом случае
общая расчетная схема уже существенно отличается. Монококовые кор-
пусы применяются тогда, когда продольные нагрузки невелики и могут
быть восприняты обшивкой относительно небольшой толщины*. Конст-
рукции корпусов с обшивкой, подкрепленной только шпангоутами, на-
* Иногда в качестве фактора, повышающего способность оболочки корпуса
воспринимать сжимающие нагрузки (повышающего критическое напряжение потери
устойчивости), принимается в расчет избыточное внутреннее давление. Однако надо
иметь в виду, что при этом существенно повышаются требования к надежности сис-
тем наддува.
223
Рис. 17.2. Типовые конструктивные решения узлов пересечения стрингеров и лон-
жеронов со шпангоутами:
а - стрингер закрытого профиля и промежуточный шпангоут; б - лонжерон и про-
межуточный шпангоут; в - стрингер открытого профиля и промежуточный шпанго-
ут, г — стрингер и торцевой шпангоут; 1 — шпангоут; 2 — заклепочное соединение
стрингера и шпангоута; 3 - стрингер (лонжерон); 4 - обшивка; 5 - накладка
(местное усиление обшивки)
зывают еще бесстрингерными.
Стрингерная — конструкция корпуса, состоящая из тонкой обшивки,
подкрепленной стрингерами и шпангоутами.
Лонжеронная (или балочная) — конструкция корпуса, в которой сжи-
мающие и изгибающие нагрузки воспринимаются лонжеронами, а обшив-
ка воспринимает прежде всего напряжение сдвига и местные нагрузки.
Основные конструктивно-технологические решения отсека корпуса
определяются в большой степени способом соединения элементов, обра-
зующих конструктивносиловую схему и в первую очередь способом сое-
динения обшивки с силовым набором. Для традиционных корпусов, име-
ющих металлическую листовую обшивку и металлический силовой набор,
наибольшее практическое применение имеет соединение их между собой
с помощью клепки и сварки.
Клепка — хорошо отработанный технологический процесс с давними
традициями. Она позволяет соединять между собой тонкостенные детали,
изготовленные из любых металлических и некоторых неметаллических
материалов. Типовые конструктивные решения клепаного отсека корпуса
показаны на рис. 17.2. Освоены и широко применяются конструктивные
приемы, позволяющие преодолеть или уменьшить влияние некоторых не-
достатков клепаных соединений и технологического процесса клепки.
Для преодоления сосредоточенного характера передачи нагрузок в клепа-
ном соединении и для уменьшения влияния концентрации напряжений в
заклепочные стыки вводят клей, образуя клееклепаное соединение
(рис. 17.3). Для герметизации клепаных стыков в ракетостроении широ-
ко применяют жидкие герметики, герметизирующие ленты и замазки. Раз-
работаны, унифицированы и используются в необходимых случаях заклеп-
ки для односторонней клепки, однако их широкое применение привело
бы к неприемлемому утяжелению конструкции и увеличило бы затраты
времени на процесс сборки. Все шире внедряются бесшумные и мало-
шумные способы клепки — прессовая, раскаткой (развальцовкой) замы-
кающей головки и другие, которые наряду с обеспечением лучшей гигие-
ны труда дают для некоторых типов конструкций, например, композит-
ных, ряд технических преимуществ.
224
Рис. 17.3. Примеры применения клеев (и герметиков) в соединениях клепкой и
точечной сваркой:
а - соединение внахлестку с поверхностной герметизацией; б - соединение с герме-
тиком в стыке; в - герметизация соединения обшивки и стрингера, соединенных
заклепками; г - герметизация соединения точечной сваркой; 1 - слой клея или
герметика; 2 - заклепка (или другой механический крепеж); 3 - сварная точка
При конструировании заклепочных соединений руководствуются сле-
дующими правилами:
заклепка в соединении должна работать преимущественно на срез;
расположение заклепок (рис. 17.4) должно быть упорядоченным ис-
ходя из наименьшего ослабления соединяемых элементов, возможно бо-
лее равномерного распределения усилий по заклепкам и включения в ра-
боту наибольшего числа заклепок. Характерные размеры определяют в
зависимости от нагрузок и материалов склепываемых элементов конст-
рукции и заклепок. Их рекомендуемые предельные значения имеются в
стандартах и справочниках. Например, для клепки стали = 3 ... 8d;
hmin = 3d; 6min = 2d; r4min = l,5d; для алюминия tx = 3 ... 5d; r2min =
= 3d; Гзтт = 2,5d; Г4тт = 2,5d ; ti — шаг заклепки; d — диаметр зак-
лепки;
материал заклепок выбирают в
зависимости от материалов склепы-
ваемых деталей; при этом, как
правило, не применяют заклепки из
материалов высокой прочности и
твердости для склепывания сущест-
венно менее прочных и твердых
материалов;
при конструировании сое-
динений, в которых детали из
различных материалов должны
совместно деформироваться под
действием нагрузки или терми-
Рис. 17.4. Расположение заклепок или св:
точек в шве
225
ческого расширения. Необходимо учитывать различие свойств жесткости
и термического расширения применяемых материалов;
предусматривать совместную обработку отверстий в склепываемых
деталях, поскольку несовпадение осей отверстий существенно ослабляет
соединение;
замыкающая головка в пакете из разных материалов должна распо-
лагаться со стороны элемента большей прочности или большей толщины;
при необходимости для исключения разрушения или деформации мате-
риала склепываемых деталей под головки заклепок могут устанавли-
ваться шайбы из более прочного материала, а в отверстие для защиты его
стенок вводятся втулки.
Сварные соединения обеспечивают, наилучшую передачу нагрузки.
Их прочность, принимаемая в прочностном расчете, доходит до 90 % от
прочности основного материала. При применении автоматической сварки
и наличии надежных средств контроля качества сварные соединения обес-
печивают высокую герметичность корпусов. Они наиболее эффективны
с точки зрения цолучения конструкции наименьшей массы.
Основные конструктивные решения сварных корпусов показаны на
рис. 17.5, а примеры шпангоутов — на рис. 17.6.
Из известных типов сварных соединений в конструкциях корпусов
КА чаще используются сварка встык и точечная сварка. Первая примени*
Рис. 17.5. Примеры конструктивных решений сварных корпусов:
а - герметичный отсек корпуса, сваренный встык; б - приварка шпангоута встык;
в - лонжерон, образованный сваркой встык; г - точечная сварка стрингера с облив-
кой; д - кронштейн, приваренный к обшивке точечной сваркой
226
1
2
2-
Рис. 17.6. Примеры шпангоутов в узлах соединения днищ и оболочек топливных от-
секов [45]:
а — шпангоут промежуточного днища; б — шпангоут, допускающий болтовое соеди-
нение с соседним отсеком; в - усиленный шпангоут, допускающий шпилечное креп-
ление с соседним отсеком; 1 - обечайка бака; 2 - оболочка днища; 3 - стыковочно-
распорный шпангоут; 4 - элемент усиления; 5 - резьбовая переходная втулка
ется при сварке панелей и обечаек обшивки между собой и с элементами
силового набора; вторая — для приварки к обечайкам обшивки стринге-
ров, промежуточных шпангоутов, кронштейнов. Значительно реже приме-
няется сварка внахлестку — для приварки малоответственных крон-
штейнов.
При изготовлении сваркой корпусов, к которым предъявляются вы-
сокие требования по прочности или жесткости, предпочтительным счи-
тается стыковое соединение, обеспечивающее хорошее, стабильное ка-
чество, симметричную передачу нагрузки между свариваемыми элемента-
ми, высокую герметичность.
Точечной сваркой привариваются к тонкостенным оболочкам элемен-
ты силового набора, также тонкостенные, чаще всего изготовленные из
листового материала. Как и для клепаного соединения, для точечной свар-
ки характерны сосредоточенная передача нагрузки и наличие концентрато-
ров напряжения. В связи с этим для повышения работоспособности конст-
рукции на выносливость иногда применяют точечную сварку в сочетании
со склейкой.
К настоящему времени отработаны и достаточно надежные способы
контроля качества точечной сварки тонкостенных обшивок. Таким обра-
зом, в обоснованных случаях и при грамотном конструировании точечная
сварка применима в конструкциях корпусов КА и может оказаться весь-
ма эффективной для обеспечения минимальной массы конструкции.
При размещении сварных точек руководствуются теми же общими
соображениями, что и при размещении заклепок в клепаном соединении.
227
При назначении основных размеров в шве нужно руководствоваться нор*
мативами, содержащимися в справочной литературе по сварке, и стан-
дартах.
Материалы для корпусов КА выбирают, руководствуясь прежде
всего требованиями высокой удельной прочности, а также технологич-
ности, поскольку технологичность корпусов в большой степени опреде-
ляет технологичность и стоимость изготовления всего аппарата. Среди
других требований для корпусов большое значение имеют характеристи-
ки, определяющие несклонность материала к трещинообразованию, низ-
кую чувствительность к концентрации напряжений.
Наиболее употребительными материалами для корпусов являются:
для негерметичных отсеков — высокопрочные алюминиевые сплавы
типа Д16, а также новые сплавы, обладающие значительно более высо-
кими характеристиками;
для герметичных отсеков, изготавливаемых сваркой, — пластичные,
хорошо свариваемые сплавы типа АМгб.
Перспективным считается применение титановых сплавов, особенно
в тех случаях, когда корпус подвержен нагреву. Применение титановых
сплавов позволяет уменьшить толщину тепловой защиты или отказаться
от нее, а следовательно, уменьшить массу конструкции. Для многих кор-
пусных конструкций эффективно применение композиционных материа-
лов (см. разд. 17.3).
Прогрессивные конструктивно-технологические решения. К ним мож-
но отнести монолитные секции (рис. 17.7), которые применя-
ются с целью уменьшения количества соединений, улучшения совмест-
ности восприятия нагрузок обшивкой и подкрепляющим набором и, сле-
довательно, уменьшения массы конструкции в сильнонагруженных кор-
пусных конструкциях. В монолитных секциях обшивка и подкрепляю-
щие ее ребра жесткости представляют единое целое. Они чаще всего из-
готавливаются из толстых плит методами химического фрезерования,
Рис. 17.7. Фрезерованные, штампованные и литые панели корпуса [ 14,45]:
а, б, в - фрезерованные панели; а - продольные элементы таврового типа; б - про-
дольные элементы в виде ребер; в — продольные элементы Г-образного типа; г —
штампованная панель; д - литая панель
228
электрохимической обработки или механической обработкой. Для этих
технологических процессов изготовления монолитных секций характерен
низкий коэффициент использования материала; последний метод отли-
чается также большой трудоемкостью. Возможно также применение горя-
чей штамповки, прессования, литья; однако это целесообразно, как пра-
вило, только при изготовлении изделий большими сериями, что пока не
характерно для производства КА. Кроме того, эти технологические про-
цессы изготовления панелей не позволяют использовать наиболее высоко-
прочные алюминиевые сплавы.
Ребра на секциях располагают обычно либо продольно (вдоль обра-
зующей поверхности одинарной кривизны), либо в виде системы пере-
крещивающихся утолщений — секций вафельного типа. Вафельные секции
могут использоваться для изготовления оболочек как одинарной, так и
двойной кривизны; ребра на них могут располагаться под любыми углами
к образующей в зависимости от распределения напряжений в оболочке
при рабочих нагрузках. Из таких секций изготовлен, например, корпус
станции ’’Салют”. Секции соединяются между собой и с отдельными эле-
ментами силового набора (стыковочными шпангоутами, лонжеронами)
сваркой встык. Чаще подкрепляющие шпангоуты располагают внутри
отсека; при этом, если ребра монолитной секции расположены с той же
стороны, что и подкрепляющий шпагоут, последний крепится к ребрам.
Применение монолитных секций в конструкциях баков и других гер-
метичных емкостей, помимо уменьшения массы, обеспечивает большую
надежность сохранения герметичности, поскольку на герметичность кор-
пуса, изготовленного из них, в меньшей степени влияет качество техно-
логии сборки, и они в меньшей степени подвержены концентрации напря-
жений, однако распространение уже образовавшихся трещин происходит
в них более беспрепятственно.
Монолитные секции применимы в основном в сильнонагруженных
корпусных конструкциях, так как при малых величинах погонных усилий,
действующих в оболочке, оказывается технологически невозможным вы-
полнить столь малые толщины стенок и ребер, чтобы использование моно-
литных ребристых или вафельных секций было рациональным по массе.
К прогрессивным решениям относят также гофрированные об-
шивки, которые обладают хорошей эффективностью по массовым ха-
рактеристикам в конструкциях, работающих на сжатие и изгиб, вследст-
вие того, что гофрированный лист имеет значительно больший момент
инерции относительно средней линии обшивки, чем негофрированный
лист той же толщины, в то время как масса его увеличивается в сравнении
с негофрированным незначительно. Гофрированные обшивки технологи-
чнее, чем монолитные, и обеспечивают лучшее использование металла,
так как изготавливаются из плоского листа путем его гибки или штампов-
ки. Недостатком гофрированных обшивок является плохая работа на
сдвиг в направлении, перпендикулярном гофрам, а также сложность их
соединения с торцевыми шпангоутами.
Гофрированные^листы могут также применяться в качестве продоль-
ного подкрепления гладкой обшивки (рис. 17.8) и в качестве заполните-
ля в трехслойных панелях и секциях [ 14,46].
229
Рис. 17.8. Применение гофрированного листа
в конструкции корпуса [ 14,45]:
а — соединение гофрированной оболочки и
торцевого шпангоута; б - продольное и
поперечное соединения гофрированных лис-
тов в обшивке; в - соединение гофрирован-
ной обечайки (играет роль и продольного
силового набора) с различными шпангоу-
тами; г — панели корпуса, изготовленные
из гладких и гофрированных листов; д -
сборный лонжерон с гофрированной стен-
кой
Трехслойные обшивки с заполнителем (рис. 17.9) эффективны в
корпусных конструкциях, работающих на внешнее давление, сжатие при
условии обеспечения достаточно прочного соединения между несущими
слоями и заполнителем, а также при повышенных требованиях к жест-
кости обшивки (сохранению формы под нагрузкой). Обеспечивается это
тем, что сравнительно тонкие несущие слои из высокопрочного материала,
разделенные существенно более толстым слоем заполнителя, в качестве
которого используются обычно материалы или конструктивные элементы
низкой плотности, образуют конструктивную систему, имеющую момент
инерции сечения значительно больший, чем однослойная обшивка такой
же массы. Благодаря большому моменту инерции такие обшивки имеют
высокие критические напряжения устойчивости, а также хорошую проч-
ность и жесткость на изгиб. Они хорошо работают и на сдвиг.
Заполнителем могут служить пористые материалы низкой плотности
типа пенопласта. Наиболее широко применимым заполнителем являются
соты, изготавливаемые из металлической (например, алюминиевой) фоль-
ги, стекло-, органо-, графито-волокнистых материалов или бумаги. Роль
230
Рис. 17.9. Конструкция оболочки кор-
пуса СА КК "Аполлон”:
1 - герметичная оболочка кабины
(алюминиевая трехслойная панель с
сотовым заполнителем); 2 - несущая
конструкция теплозащитного корпуса
(стальная паяная трехслойная панель);
3 — теплоизоляция; 4 — теплозащит-
ное покрытие (стеклосоты, заполнен-
ные фенольной смолой с наполни-
телем)
заполнителя может также играть частый профильный набор или гофриро-
ванный лист, располагаемый между двумя гладкими листами. Толщины
трехслойных обшивок, определяемые главным образом толщиной запол-
нителя, выбираются в зависимости от вида заполнителя и конкретных
конструктивно-силовых требований и могут составлять от нескольких
миллиметров до нескольких десятков миллиметров. Для соединения за-
полнителя с обшивкой применяются в зависимости от используемых
материалов и формы заполнителя склейка, сварка, пайка, клепка.
Корпус командного модуля американского КК ’’Аполлон” име$т две
трехслойные обшивки с сотовым заполнителем — герметичную обшивку
кабины, сваренную из алюминиевого сплава, и оболочку, несущую тепло-
защитное покрытие, из стали, изготовленную пайкой специальным туго-
плавким припоем.
Новые возможности изготовления прочных и жестких трехслойных
конструкций открывает применение современных композиционных
материалов. Его эффективность по снижению массы доходит до 40 %.
17.2. СТЕРЖНЕВЫЕ КОНСТРУКЦИИ
Из числа стержневых конструкций на традиционных КА, компонов-
ка и конструктивно-силовая схема которых определяются компоновкой
и конструктивно-силовой схемой PH, наибольшее применение имеют осе-
симметричные ферменные отсеки (рис. 17.10). Фермы ирамы широко
применяются также для монтажа некоторых агрегатов оборудования, нап-
ример ДУ, и в некоторых других типичных конструкциях КА, например
каркасах солнечных батарей.
При конструировании ферм стремятся обеспечить их статическую оп-
ределимость, так как статически неопределимая конструкция, как пра-
вило, оказывается тяжелее из-за трудности точного учета распределения
внешних нагрузок между отдельными элементами, зависящего от их жест-
костей и многих технологических факторов — допусков на отдельные эле-
менты, точности выполнения сборочных операций и тл. Оси нескольких
стержней в узлах должны сходиться в одной точке.
Основное внимание уделяется соединению стержней между собой, вы-
полнению их концевых участков и фитингов. Задача состоит в том, чтобы
по возможности уменьшить передачу на стержень изгибающих моментов,
231
Bid A
a)
6)
ми™ .710’ ПрИМеры конструкций ферменных от-
в - 12-стержневая ферма; б - 24-стержневая фер-
поясом дая отсеков боХ
шого удлинения
т.е. приблизить характер его нагружения к силовой схеме фермы, в кото-
рой, как известно, соединения стержней считаюстя шарнирными.
Известно также, что характер заделки концов стержней существенно
влияет на величину критических напряжений потери устойчивости, что не-
обходимо учитывать в конструкциях, работающих на сжатие. Примеры
конструктивного исполнения заделки концов стержней фермы показаны
на рис. 17.11.
Симметрично расположенные стержни симметричной фермы должны
иметь одинаковую жесткость. Работоспособность стержней ферм, работаю-
щих на устойчивость, естественно, существенно ухудшается при наличии
начальной непрямолинейности, конструктивных изломов и изгибов, при
введении в конструкцию элементов, нагружающих стержни поперечными
нагрузками. Все это необходимо учитывать как при конструировании, так
и при предъявлении требований к деталям и полуфабрикатам.
Фермы большого удлинения, работающие на сжатие, целесообразно
разбивать на две, вводя промежуточные кольцевые связи (см. рис. 17.10).
Считают, что для перспективных КА и других космических конструк-
ций, вероятно, окажется целесообразным применение крупногабаритных
многостержневых и не только осесимметричных ферм. Это могут быть
консоли длиной в несколько десятков метров, опорные конструкции
232
Вид А
Рис. 17.11. Примеры конструктивного исполнения элементов ферменных конструк-
а - узел шарнирного соединения стержня с опорой; б - сварной узел соединения
стержней с опорным фитингом; 1 - стержень; 2 - накидная гайка; 3 - опора; 4 -
шпилька; 5 - гайка; 6 — шайба с контровкой; 7 — соседний отсек; 8 — опорный
фитинг; 9 - болт
гигантских антенн радиотелескопов, солнечных энергетических устано-
вок и т.п.
В авиастроении широкое применение в прошлом имели так называе-
мые расчалочные фермы, у которых часть жестких раскосов заменена гиб-
кими расчалками, работающими только на растяжение (рис. 17.12). Та-
кие фермы легче, но менее надежны из-за сложности обеспечения и под-
держания необходимого натяжения всех расчалок.
Особый случай представляет конструирование плоских и пространст-
венных рам, в которых стержни в силу функциональных особенностей
нагружаются изгибающими и крутящими моментами. В качестве примера
такой рамы можно привести распространенную конструкцию каркаса
солнечной батареи (рис. 17.13). Изгибающие и крутящие нагрузки на
стержни здесь создаются за счет натяжения сетки, системы струн или плен-
233
Рис. 17.13. Жесткая несущая конструкция солнечной батареи:
1 - каркас сварной конструкции; 2 - сетеполотно; 3 - струна; 4 - фотопреобразо-
ватели
ки, на которых размещаются фотопреобразователи. Соединения стерж-
ней с фитингами (переходными элементами между стрингерами и торце-
выми шпангоутами) обычно выполняются сваркой; в отличие от фермы
соединение стержней здесь должно быть возможно более жестким. Рамные
конструкции широко применяются также для крепления приборов и дру-
гого оборудования в приборных отсеках.
Материалы для изготовления ферм и рам выбирают в основном из
условий обеспечения минимальной массы конструкции и технологичес-
ких возможностей прежде всего при выполнении соединений стераедей.
Наиболее широко применяются алюминиевые и титановые сплавы. Пос-
кольку основным способом соединения стержней с фитингами и закон-
цовками является сварка, то преимущество отдается, как правило, свари-
ваемым сплавам. Очень перспективным для изготовления ферм и рам
считается применение композиционных материалов. В тех случаях, когда
ферменные или другие стержневые конструкции служат еще и ’’термомос-
тами”, т.е. к ним предъявляются требования по ограничению перетекав
ния тепла между агрегатами, имеющими при эксплуатации существенно
различные температуры, предпочтительными материалами для стержней
считаются титановые сплавы и композиты на основе стеклопластиков,
обладающие меньшей теплопроводностью. Если к конструкции предъяв-
ляются повышенные требования по постоянству размеров и формы при
переменной температуре эксплуатации, преимущественно следует отдать
материалам с малым коэффициентом термического расширения, напри?
мер углепластикам.
234
17.3. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ
ПРИ ПРИМЕНЕНИИ КМ
Принципиальной особенностью большинства конструкционных КМ
является анизотропия свойств, в том числе и механических характеристик.
Но в связи с тем, что укладка армирующего наполнителя КМ выполня-
ется непосредственно в процессе формирования изделия, то конструктор
имеет возможность управлять свойствами материала, добиваясь, напри-
мер, наибольшей прочности или жесткости по направлениям действия ос-
новных эксплуатационных нагрузок.
Рассмотрим некоторые наиболее типичные случаи конструктивного
исполнения узлов и деталей с применением КМ, в которых наполнителем
является ориентированное, т.е. определенным образом направленное
волокно*, с заданной плотностью распределенное в матрице.
Полимерные КМ содержат в качестве матрицы полимерные вещества —
обычно эпоксидные, полиамидные или другие смолы. Наибольшее рас-
пространение получили стекло-, угле- и боропластики, в которых напол-
нителями являются стеклянные, углеродные и борные волокна. Такие
материалы получаются обычно намоткой или выкладкой нити или ленты
из материала-наполнителя, предварительно пропитанной смолой—связую-
щим * *. Далее композитный полуфабрикат, уже имеющий форму изделия,
а также содержащий необходимые ’’закладные” элементы, в том числе ме-
таллические (ребра жесткости, фитинги, окантовки, кронштейны, петли),
которые невозможно или нецелесообразно устанавливать и прикреплять
как отдельную деталь после полного изготовления композитного узла, от-
верждается в автоклаве или термопечи под давлением.
Порядок укладки, количество слоев и направление укладки каждого
слоя должен задать конструктор исходя из потребных прочностных и
жесткостных характеристик конструкции. Материал может иметь также
межслоевое армирование, исключающее расслаивание и улучшающее ра-
боту материала на межслойный сдвиг. В конструкторской практике выра-
ботаны некоторые правила построения пакета слоев (рис. 17.14), приз-
ванные обеспечить лучшую работу композитной обшивки или стенки ком-
позитного силового элемента, а именно:
слои с одинаковой по направлению укладкой должны располагаться
в пакете симметрично относительно условной средней линии;
если в пакете имеется слой с направлением укладки + относительно
направления, принятого за нулевое (обычно направление действия наи-
большей нагрузки), то должен быть и слой с направлением —
при наличии в пакете слоев с тремя и более направлениями укладки
предпочтительным считается соседство слоев с наиболее близким направ-
лением укладки.
Наибольшую сложность для конструктора, разрабатывающего любую
композитную конструкцию, представляют места соединений композит-
♦ При этом будем иметь в виду, что существуют КМ, содержащие неоринетиро-
ванный наполнитель, например рубленое волокно или ’’путанку”.
♦♦ Предварительно пропитанмам ("сырая”) лента называется препрегом.
215
Рис. 17.14. Пример структуры пакета композитной оболочки (стенки профиля)
ных деталей между собой и со смежными деталями из других материалов.
Поэтому, во избежание приложения сосредоточенных нагрузок к КМ, де-
тали, располагающиеся на стыке со смежными узлами и агрегатами, изго-
тавливают из традиционных металлических материалов. Для их присое-
динения используют склейку или адгезионные свойства полимерной мат-
рицы. В ответственных случаях для повышения качества и надежности сое-
динения склейка применяется в сочетании с заклепками или винтами
(клеемеханические соединения).
Некоторые примеры соединений, свойственных композитным кон-
струкциям, показаны на рис. 17.15.
Обладающие высокой жесткостью КМ, такие, например, как угле-
и боропластики, не допускают традиционных операций подгибки, подгон-
ки, плохо поддаются даже местной припиловке. В то же время каждый
из соединяемых элементов изготавливается на своей оправке, имеющей
определенные допуска на изготовление; кроме того, трудно избежать
полностью технологических деформаций композитной детали в процессе
ее автономного изготовления вследствие неравномерных деформаций
детали по толщине и на различных участках при температурных режимах
из-за особенностей структуры армирования. Наиболее радикальный путь
преодоления этой проблемы — применение для композитных конструкций
конструктивно-технологических решений, исключающих сопряжение зара-
нее отвержденных деталей, т.е. получение композитных узлов в ходе
формования из неотвержденных полуфабрикатов на единой оснастке.
Наряду с конструкциями, в которых лишь частично заменен материал
деталей на композит, из КМ изготовляют целые корпуса, обшивку, сило-
236
2
1
Рис. 17.15. Некоторые виды соединений в композитных конструкциях:
а - сечение крыла с гофрированным армированным заполнителем; б - металличес-
кий стрингер, усиленный однонаправленным композитным жгутом в канале; в -
усиление обшивки композитными накладками; г - присоединение профиля к об-
шивке; д - металлический силовой набор, усиленный клееными композитными нак-
ладками; е - трехслойная композитная панель с сотовым заполнителем; ж - клее-
клепаное соединение обшивки со стрингером; з - три варианта присоединения метал-
лических торцевых шпангоутов к композитной обшивке; 1 - КМ; 2 - заполнитель;
3 - металл; 4 — слой клея; 5 - подкладочные шайбы; 6 - заклепка; 7 - втулка;
8 - болтовое соединение; 9 - винт
вой набор. При этом изделию, например обшивке, по мере конструктив-
ной потребности придаются переменная толщина, разнообразная струк-
тура армирования, местные усиления, изготавливаемые вместе с обшив-
кой в процессе намотки. Некоторые из этих конструктивных решений
показаны на рис. 17.16. Элементы, увеличивающие прочность и жесткость
Рис. 17.16. Некоторые специфические конструкции из КМ:
а - панель с ребрами жесткости; б - панель с элементами жесткости треугольного
типа; в - оболочка переменной толщины и диаметра, получаемая намоткой; г -
стержень с кольцевыми усилениями: д — стержень повышенной жесткости с внутрен-
ними продольными перегородками
237
mniiiiiiiiiiiinij?
111тпПТО1мИ1ИИм
wSTTrffgHnnilllllllinilUl
m 1111111 и 1мщдддм
Рис. 17.17. Типовые конструктивные решения трехслойных конструкций с заполни-
телем [ 14, 34]:
а - заполнители; 1 - соты; 2 - пенопласт; 3 - гофрированный лист; 4 - стержни
замкнутого профиля; б - заделки кромок; в - соединения панелей; г - крепление
конструктивных элементов к панелям; д - заливка полостей сот вокруг точки
крепления
238
оболочки,могут образовываться как единое целое с обшивкой в процессе
формирования, либо в виде полностью изготовленной детали или полу-
фабриката включаться в слоистую структуру композитной обшивки.
Такое включение силовых элементов в обшивку позволяет обеспечить
большую совместность силовых элементов с обшивкой, чем при присоеди-
нении силового набора как отдельных деталей.
Распространенной разновидностью композитных конструкций явля-
ются трехслойные конструкции с сотовым или вспененным заполнителем
(рис. 17.17).
В композитных трехслойках обшивки обычно изготовляются из поли-
мерных КМ, выбираемых в зависимости от назначения конструкции:
для несущих конструкций — из высокопрочных композитов, например
углепластиков; для декоративных панелей — из стеклопластиков и орга-
нопластиков. В качестве заполнителей в этих случаях используются метал-
лические соты (алюминиевые) или полимерные композиции. Заполни-
тель с обшивками соединяется при помощи клея.
Ферменные и другие стержневые конструкции
из полимерных КМ обычно имеют фитинги и законцовки из металла*
(рис. 17.18). Основную часть конструкторской задачи при этом состав-
ляет конструирование соединения стержня с законцовкой, имеющего рав-
ную прочность со стержнем и наименьшую массу. Как правило, соедине-
ние стержня с законцовкой выполняется в процессе формования и после-
дующего отверждения стержня. Выбор того или иного способа соединения
тесно связан с выбором способа изготовления самого стержня. Трубчатый
стержень может изготавливаться намоткой на оправку или выкладкой на
оправке шпона — пластины препрега из однонаправленного волокна. Оба
способа могут применяться практически для любых форм сечения стерж-
ня, в том числе и для некруглых стержней. Изготовление выкладкой счи-
тается целесообразней, когда по условиям нагружения желательно полу-
чить преимущественно продольную укладку волок он. Для обеспечения
Ряс. 17.18. Виды законцовок композитных стержней:
а - соединение с внутренней профилированной втулкой и намоткой; б - соединение
с цилиндрической втулкой и намоткой; в - соединение путем свинчивания внутрен-
ней и наружной профильных втулок; г - соединение, в котором используется внут-
оенняя втулка с кольцевой проточкой и намоткой; 1 - стержень из КМ; 2 - намот-
ка; 3 - закоицовка стержня из металла; 4 - внутренняя профилированная втулка
с резьбой; 5 - наружная профилированная втулка
* Необходимость в развитых металлических законцовках делает нецелесообраз-
ным применение композитов для очень коротких стержней, масса которых значи-
тельно увеличится из-за массивного металлического фитинга.
239
равномерного включения всех слоев иногда (особенно при выкладке)
организуют ступенчатое соединение: при этом высота ступеньки должна
быть кратна толщине монослоя. При отсутствии хорошей производст-
венной базы для изготовления композитных конструкций могут приме-
няться стержни, собираемые из полностью отвержденных незамкнутых
профилей с продольными клеемеханическими или клееными стыками, но
по массовым характеристикам такие стержни существенно хуже. Вид за-
концовки, как и конструкция самого стержня, в большой степени опреде-
ляется характером эксплуатационных нагрузок: так из числа законцовок,
показанных на рис. 17.18, соединения а применимы в конструкциях, рабо-
тающих преимущественно на растяжение; соединения б — в конструк-
циях, работающих на сжатие; соединения виг применимы при любом
характере нагружения.
Металлические КМ, из которых наиболее перспективными для конст-
рукций КА считаются боралюминий и углеалюминий (алюминиевая мат-
рица, армированная волокнами бора и углерода), обладают более высо-
кими механическими характеристиками, чем полимерные КМ. На сегодня
из металлических КМ могут изготавливаться профили разнообразного
сечения, в том числе круглые трубчатые стержни, армированные продоль-
но или под небольшими углами к образующей. Элементы из металли-
ческих КМ достаточно хорошо соединяются с металлическими фитингами,
образуя соединение, равнопрочное основному сечению. Применение метал-
лических КМ, особенно таких, как боралюминий, требует тщательного
экономического обоснования в силу его высокой стоимости.
На характеристики конструкций из композитов всех видов очень
большое влияние оказывают правильное назначение и точность выполне-
ния технологических режимов (давления, температуры, натяжения нити
при намотке и тл.), качество компонентов и полуфабрикатов, качество
подготовки поверхностей присоединяемых деталей и др. Поэтому, чтобы
обеспечить изготовление изделия, обладающего расчетными характеристи-
ками, их постоянство от изделия к изделию, от партии к партии, необхо-
димо предъявлять к изготовлению композитных конструкций строгие
требования по контролю технологических режимов, качества и характе-
ристик материала.
ГЛАВА 18. ГЕРМЕТИЧНЫЕ КОНСТРУКЦИИ
Герметичность — свойство конструкции препятствовать жидкостному
или газовому обмену между средами, разделяемыми этой конструкцией.
Коснтрукция считается герметичной, если ее проницаемость для жидкости
или газа настолько мала, что ею можно пренебречь по условиям работы
данного агрегата. Проницаемость как для сплошных конструкций (сте-
нок). изготовленных из монолитного материала, так и для соединений
узлов и деталей между собой не одинакова для различных сред. Соответст-
240
венно и требования к герметичности конструкций предъявляются различ-
ные в зависимости от рабочих сред.*
Герметичные конструкции в составе КА имеют в основном два назна-
чения:
конструкции, сохраняющие в отсеках среду, необходимую для сущест-
вования экипажа или функционирования приборов и другого оборудова-
ния; это прежде всего корпусы кабин, рабочих, жилых, приборных отсе-
ков КА и элементы соединения их или отдельных их частей между собой;
конструкции для хранения и передачи рабочих жидкостей и газов
(компонентов), необходимых для работы различных систем; это баки,
баллоны и другие емкости, трубопроводы, агрегаты пневмогидросистем.
Различия между ними определяются свойствами сред, в частности,
уровнем избыточного давления, температурой, агрессивностью по отноше-
нию к элементам уплотнения, а также требованиями к надежности герме-
тизации; наиболее высокие требования по надежности предъявляются к
герметизации обитаемых отсеков.
Любой герметичный агрегат или герметичную систему сообщающихся
агрегатов можно схематично представить как замкнутую цепочку элемен-
тов, обеспечивающих герметичность внутреннего объема агрегата или сис-
темы относительно окружающего пространства; такую цепочку принято
называть контуром герметичности агрегата (системы). Для типичного
корпуса КА в контур герметичности (рис. 18.1, рис. 18.2) входят: собст-
венно корпус (оболочка и элементы силового набора); уплотняемые сое-
динения частей корпуса между собой и со смежными герметичными конст-
Рис. 18.1. Основные гемоконтуры орбитальной станции ’’Салют” (общее количество
гермосоединений около 400 [ 54]):
А - переходной отсек; Б - рабочий отсек; В - отсек научной аппаратуры; Г - агре-
гатный отсек; Д - промежуточная камера; 1 - герметичные соединения с агрега-
тами (шлюзовой камерой, стыковочным агрегатом и т.п.); 2 - эксплуатационные
(открываемые в полете) люки; 3 - иллюминаторы; 4 - стыки между отсеками
станции; 5 - электрические и гидравлические гермовводы
♦ Наряду с терминами ’’герметичность”, ’’герметизация” часто употребляется
термин ’’уплотнение”. Он относится к элементам конструкций и конструктивным
мероприятиям, применяемым с целью обеспечения или повышения герметичности
конструкции. Аналогично термины ’’неплотность”, ’’недостаточная плотность” обоз-
начают недостаточную герметичность элемента конструкции.
241
Рис. 18.2. Основные элемен-
ты гермоконтура СА КК
’’Союз” (всего гермосоеди-
нений, входящих во внеш-
ний гермоконтур, около
200):
1 - контур теплозащитного
покрытия; 2 - крышка па-
рашютного контейнера; 3 -
вводы электрических и
пневмогидравлических сис-
тем; 4 - входной люк-лаз;
5 - клапан выравнивания
давления и вентиляции; 6 -
блок двигателей реактивной
СУ; 7 - контур силовой обо-
лочки корпуса СА; 8 - ил-
люминатор; 9 - гермостык
(технологический) корпуса
СА и днища; 10 - порохо-
вой ДМП; 11 - контур ниж-
него днища корпуса СА
рукциями; технологические, эксплуатационные, функциональные люки;
гермовводы электрических и пневмогидравлических магистралей; клапа-
ны (заправочные, стравливающие, контрольные, функциональные) и тл.
Для количественной оценки герметичности агрегатов, систем, отдель-
ных герметизируемых узлов при отработке и контрольных испытаниях
используются характеристики утечки или натекания, определяемые по
изменению давления газа в замкнутом объеме за известный промежуток
времени*. При этом используется формула
С=-^;
дг ’
где 2 — натекание или утечка, м3 • Па/с (м3 • мм рт. ст/с); V — объем
системы или агрегата, м3; Др — изменение давления, Па (мм рт. ст.);
Дг — время, в течение которого происходит изменение давления, с [ 8].
* Для обнаружения очень малых утечек прямой замер изменения давления в
системе потребовал бы неприемлемо большого времени испытаний. Известны и дру-
гие примеры, когда прямое измерение давления неприменимо. В таких случаяхЪри-
меняют методы определения негерметичности, основанные на физических и хими-
ческих процессах, происходящих при истечении пробного газа. Фиксируемые таким
образом утечки приводят к стандартным мерам утечки по специально градуирован-
ным шкалам, таблицам и формулам пересчета.
242
18.1. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ГЕРМЕТИЧНОСТИ ОБОЛОЧКИ
И НЕРАЗЪЕМНЫХ СОЕДИНЕНИЙ
Наибольшую часть гермоконтура отсека или агрегата КА составляет
оболочка, состоящая обычно из нескольких частей, соединенных между
собой, с присоединенными к ней конструктивными элементами — сило-
вым набором, фланцами, штуцерами и т.п. При этом часть герметичного
корпуса отсека КА выполняет нередко функции несущей конструкции:
например -цилиндрическая обечайка топливного бака ракеты и, следова-
тельно, должна удовлетворять требованиям к несущей корпусной конст-
рукции, изложенным в гл. 17. Функция гермоконтура налагает и допол-
нительные требования:
„надежное сохранение герметичности во всех эксплуатационных усло-
виях, в том числе при динамических нагрузках, вибрациях, деформациях
под эксплуатационной нагрузкой и от температурных перепадов;
восприятие избыточного давления на оболочку из-за различия в дав-
лении среды внутри и вне герметичной конструкции
Например, для кабин отечественных КА давление внутри примерно
соответствует давлению атмосферы на поверхности Земли, а за бортом —
космический вакуум. Значительно большие избыточные давления (в сот-
ни раз) воспринимают корпусы баллонов для сжатых газов, используе-
мых в ряде бортовых систем.
Герметичность корпуса обеспечивается газонепроницаемостью обо-
лочки, выполняемой обычно из листа или монолитных панелей, и герме-
тичностью соединений отдельных деталей, составляющих оболочку, между
собой и с другими конструктивными элементами (силовым набором,
фланцами, штуцерами и тд.). Требование герметичности необходимо учи-
тывать при выборе основных конструкционных материалов для корпуса.^
Металлические материалы, наиболее широко применяемые в корпусных
конструкциях КА, обладают достаточной газонепроницаемостью для обес-
печения герметичности корпусов при толщинах, приемлемых по несущей
способности^ по требованиям качественного выполнения соединений, тех-
нологичности, безопасности эксплуатации.
На изготовление деталей герметиодых корпусов идут преимуществен-
но полуфабрикаты в виде проката, поковок, штамповок, поскольку эти
способы обработки создают более плотную, газонепроницаемую струк-
туру металла. При малых толщинах особенно большое значение приобре-
тает надежное обнаружение микронеплотностей или дефектов, которые
могут привести к их образованию. Листы и полуфабрикаты, предназна-
ченные для изготовления герметичных корпусов с целью заблаговремен-
ного обнаружения дефектов, подвергаются специальным видам входного
контроля — ультразвуковому, рентгеновскому и т.п.
Соедшение элементов герметичного корпуса между собой чаще
всего выполняют сваркой, обеспечивающей, как правило, лучшую плот-
ность стыка при меньшей дополнительной массе стыкуемых деталей. Как
уже говорилось в гл. 17, для изготовления герметичных корпусов приме-
няются преимущественно сварка встык и точечная сварка. Наиболее ве-
роятными дефектами сварки, способными привести к появлению негерме-
243
Рис. 18. Биметаллические переходники сварных пневмо-
магистралей:
а - соединение встык; б - соединение внахлестку; 1 -
материал А; 2 - переходник; 3 - материал Б
тичности, являются непровар, более рыхлая,
крупнозернистая структура материала в зоне
шва, пористая и склонная к трещинообразова-
нию. Высокое стабильное качество сварных
швов достигается отработкой режимов сварки
на образцах и последующим их строгим соб-
людением при изготовлении изделий, а также
эффективным контролем всех сварных соедине-
ний. Поскольку наилучшая стабильность режима
обеспечивается при применении автоматической
сварки, подавляющее большинство сварных сое-
динений в герметичных корпусах КА конструи-
руется в расчете на автоматическую сварку.
Для контроля качества сварных швов и точек
широко применяется рентген наряду с контро-
лем механических характеристик и структуры
шва на образцах-свидетелях.
Для улучшения герметичности сварных соединений иногда применя-
ется поверхностное уплотнение слоем герметика или герметизирующей
пленки в сочетании с подслоем герметика. Перспективно применение для
этой цели анаэробных герметиков*. Соединения, выполняемые точечной
сваркой, могут дополнительно герметизироваться аналогично тому, как
вводится слой клея в клеесварных, клееклепаных соединениях. Исполь-
зование сварки в соединениях элементов герметичных корпусов сущест-
венно ограничивает круг материалов, применимых для их изготовления.
В основном это свариваемые алюминиевые сплавы типа АМгб. Находят
применение также титановые сплавы, а для баллонов высокого давления
и некоторых других агрегатов пневмогидравлической арматуры — стали.
Для расширения возможности сочетания различных материалов в корпу-
сах сообщающихся герметичных емкостей применяются биметалличес-
кие переходники (рис. 18.3), имеющие концевые участки из разных ма-
териалов: алюминия — титана, алюминия — стали и другие, что позволя-
ет использовать их для соединения корпусов и трубопроводов, изго-
товленных из различных материалов. Соединение разнородных мате-
риалов при изготовлении самого переходника удается осуществить благо-
даря применению современных способов сварки — трением, давлением,
диффузионной и т.п.
В герметичных соединениях конструкций КА наряду со сваркой при-
меняется пайка (рис. 18.4). Нужно отметить, что и биметаллические, и
* Анаэробными называют некоторые вещества, затвердевающие при прекра-
щении доступа кислорода к их поверхности. Некоторые сорта анаэробных гермети-
ков, обладающие очень малой вязкостью в жидком состоянии, способны заполнять
поры и микротрещины материала, например, в зоне сварного шва; при этом они
быстро затвердевают, образуя надежное уплотнение.
244
магистрали:
1 - соединяемые магистрали; 2 - переход*
ные детали; 3 - места пайки
Рис. 18.5. Пример композитной конструкции герметичной емкости высокого дав-
ления:
1 — фланец; 2 - оболочка из КМ; 3 - герметизирующая оболочка (металл)
паяные герметичные соединения применяются для соединения элементов
сравнительно небольших поперечных сечений.
ПКМ применяются в герметичных конструкциях КА для упрочнения в
основном путем намотки на тонкую герметизирующую металлическую
оболочку емкости (рис. 18.5). Полимерные материалы применимы также
для изготовления трубопроводов низкого давления.
18.2. РАЗЪЕМНЫЕ ГЕРМЕТИЧНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Герметизация разъемных соединений КА осуществляется в основном
с помощью уплотнительных прокладок. Иногда такое уплотнение допол-
няется другими, дублирующими мерами — нанесением герметика, обвар-
кой стыка* * и тд. Наиболее употребительными материалами уплотнений
являются различные марки резин и других эластомеров * *. Находят при-
менение также уплотнители из других материалов: фторопластов, метал-
лов и прочих, пригодных главным образом для особых условий воздейст-
вия герметизируемой среды (температура, химическая агрессивность).
Типовые конструктивные решения герметизированных соединений
с эластомерными прокладками (рис. 18.6) [ 8]. Для установки прокладки
в конструкции фланцев и штуцеров предусматриваются канавки. Формы
сечений уплотнительных прокладок и соответственно формы канавок мо-
гут быть различными. Простейший случай — прокладка в виде кольца
* В этом случае при необходимости разборки сварная зона стыка обреза-
ется.
* * Эластомерами называют высокомолекулярные вещества, обладающие спо-
собностью к большим упругим обратимым деформациям (высокоэластичностью)
во всей области температур эксплуатации. В группу эластомеров входят каучуки,
резины, некоторые неорганические полимеры.
245
Рис. 18.6. Типовые конструктивные решения герметизированных соединений с эласто-
мерными прокладками:
а - принципиальные схемы эластомерного уплотнения (недеформированная форма
прокладки круг или квадрат); б - уплотнения резиновыми кольцами с осевым
поджатием при различных конструкциях узла соединения; в - уплотнения профили-
рованными прокладками с осевым поджатием для двух конструкций узла соедине-
ния; г - уплотнения с радиальным поджатием неподвижного и подвижного соеди-
нений; 1-2 - детали, между которыми уплотняется стык; 3 - герметизирующая
прокладка; 4 - недеформированный контур герметизирующей прокладки
круглого или прямоугольного сечения, а один из двух стыкуемых флан-
цев имеет кольцевую проточку в виде ступеньки.
Герметизация таких соединений происходит благодаря упругой де-
формации прокладки. Круглые и прямоугольные в сечении прокладки
сжимаются в осевом (во фланцевых) или в радиальном (в штуцерных,
ниппельных соединениях) направлениях. В собранном соединении сохра-
няется постоянное напряжение вследствие стремления упруго деформи-
рованной прокладки восстановить свою первоначальную форму. Доста-
точная герметичность на уплотняемых поверхностях создается при сжатии
прокладки на 30-40 % высоты h или ширины ее сечения. Из этого условия
определяется при конструировании основной, рабочий размер канавки:
е = tLzh. юо
h
или для прокладки круглого сечения:
е = ЮО,
а
где е — относительное сжатие прокладки; Л, d — характерные размеры
свободной прокладки; hx — характерный размер прокладки в собранном
стыке.
С учетом допусков на изготовление прокладок и фланцев (штуце-
ров) эти соотношения для осевого уплотнения будут
^тах “ 1 min
е max =----т-------Ю0;
"max
246
“min 1 max m
^min
^max "^imin
^max
^min " h 1 max
emin ~
emax =
emin = ----------2—100,
“min
где Лщах, rfmax, ^imax, ^min, ^min, ^imin ~ предельные размеры конструк-
тивных элементов, возможные по допускам на их изготовление.
Общая площадь сечения канавки в собранном стыке рассчитывается
на условия сохранения объема материала прокладки при ее упругой де-
формации, т.е. площадь сечения канавки должна быть больше площади
сечения свободной прокладки с учетом допусков на изготовление. При
этом необходимо учитывать также реальную способность материала прок-
ладки к деформации особенно в зонах внутренних углов и перегибов.
Фланцевые соединения затягиваются, как правило, до соприкосновения
деталей стыкуемых корпусов или арматуры. Исходя из этого в конструк-
торской документации задаются моменты затяжки крепежных деталей
(болтов, гаек).
Марка материала прокладки выбирается с учетом температурных
условий эксплуатации, газовыделения материала прокладки, усилия, не-
обходимого для ее деформации и др.
Применяются и соединения с металлическими прокладками. В соеди-
нениях с прокладками из пластичных металлов (медь, алюминий) пред-
почтительно использовать канавочно-клиновой профиль сопрягаемых по-
верхностей (рис. 18.7), хотя достаточно широко используются и соедине-
ния ”в замок”, в которых уплотнение достигается благодаря пластичес-
кой деформации всей прокладки при конструктивно неограниченном ее
обжатии (усилие затяжки задается в конструкторской документации).
Пластичные металлические уплотнения практически исключают проник-
новение газа через материал прокладки, а их собственное газовыделение
примерно в тысячу раз меньше, чем у лучших сортов вакуумной резины
[8].
Рис. 18.7. Герметизированные соединения с металлической прокладкой:
а - деформация прокладки одним кольцевым выступом (канавочно-клиновой про-
филь соединения); б - деформация прокладки двумя кольцевыми выступами;
в - деформация прокладки осевым сжатием (соединение в замок); 1, 3 - детали,
мезкду которыми герметизируется стык; 2 - металлическая прокладка
247
Рис. 18.8. Двухконтурная Сдублирован-
ная) герметизация:
1, 2 - детали, между которыми гермети-
зируется стык; 3 - герметизирующие прок-
ладки; 4 - штуцер для проверки герме-
тичности стыка
Особые требования к элементам разъемных герметизируемых сое-
динений:
высокое качество обработки и чистота поверхностей, взаимодейству-
ющих с уплотнительными прокладками. Для уплотнений эластомерными
прокладками высота микронеровностей на этих поверхностях (шерохо-
ватость) не должна превышать 10 мкм, а для металлических уплотнений
0,2—0,3 мкм [8]. На поверхностях, контактирующих с прокладками, не
должно быть раковин, царапин, рисок, поскольку такие дефекты, пере-
секающие уплотняемую поверхность, образуют микротечь. По той же
причине прокладки во всех случаях должны непосредственно ложиться
на поверхность стыкуемых деталей без какого-либо подслоя (краски,
шпаклевки, клея), кроме клеев, специально применяемых для установки
герметизирующих прокладок;
при конструировании герметизированных соединений необходимо
учитывать жесткость элементов, образующих герметичный стык, пос-
кольку соединение, в котором хотя бы один элемент не обладает доста-
точной жесткостью, может ’’раскрыться” либо в процессе монтажа под
действием напряжений, необходимых для деформации прокладки, либо в
процессе эксплуатации, когда эксплуатационные внешние нагрузки могут
наложиться на напряжения уплотнения и в сумме превысить допустимые
значения;
необходимо учитывать также свойства термического расширения соп-
рягаемых деталей. При существенно различном коэффициенте термичес-
кого расширения элементов, образующих уплотнение, стык может разу-
плотниться при изменении температуры эксплуатации. Это особенно важ-
но в соединениях с прокладками из пластичных металлов.
Достаточно широко применяется в конструкциях дублирование уп-
лотнений. Двухконтурное уплотнение является как бы последовательным
соединением двух уплотнительных элементов (рис. 18.8), в связи с чем
оно не толькр повышает надежность герметизации, гарантируя на случай
нарушения герметичности в одном из контуров, но и уменьшает общую
суммарную утечку.
248
ГЛАВА 19. РАЗМЕЩЕНИЕ И МОНТАЖ ОБОРУДОВАНИЯ
И КОММУНИКАЦИЙ В ОТСЕКАХ
Оборудование КА и соединяющие его коммуникации (электрические
и пневмогидравлические) могут иногда составлять до 80 % его массы.
Соответственно разработка компоновки оборудования в отсеках и вне
их, а также разработка конструкций для монтажа составляют значитель-
ную часть проектно-конструкторских работ. Причем уровень выполнения
этих работ оказывает большое влияние на функциональные, эксплуата-
ционные свойства КА, на достижение минимальной массы его конст-
рукции.
Добиваясь наилучшей компоновки — по плотности заполнения отсека,
по массе конструкции, по условиям работы оборудования и т.д. — конст-
руктор обычно перебирает ряд вариантов, оценивает каждый из них, вы-
полняет большое количество компоновочных чертежей. Для того чтобы
иметь возможность более оперативного перебора большого количества
вариантов, быстрее, без перечерчивания компоновочного чертежа видо-
изменять разрабатываемую компоновку, конструкторы используют часто
плоские накладные шаблоны контуров приборов или других компонуе-
мых элементов в двух или трех проекциях. При разработке и проверке
сложных компоновок полезно объемное макетирование, хотя оно и тре-
бует дополнительных затрат времени и средств, выделения производствен-
ных мощностей. Большую роль в решении задач компоновки в будущем
должны играть средства автоматизации конструирования, позволяющие
свободно моделировать и преобразовывать пространство отсека на экране
отображающего устройства, проводить сравнение по основным парамет-
рам большого количества вариантов компоновки, учитывать при размеще-
нии оборудования большее количество требований, получать в итоге ком-
поновочное решение, наиболее близкое к оптимальному.
Задачу конструкторской компоновки можно условно представить
в виде трех тесно взаимосвязанных задач конструирования:
собственно размещение приборов и другого оборудования, подчиняю-
щееся требованию наибольшей плотности компоновки, функциональным
и эксплуатационным требованиям;
размещение коммуникаций — электрических и пневмогидравличес-
ких, — подчиняющееся обычно требованию наименьшей длины, функцио-
нальным требованиям (например, требованиям несовместимости отдель-
ных видов коммуникаций между собой), эксплуатационным требова-
ниям;
закрепление (монтаж) приборов (оборудования) и коммуникаций.
На практике при разработке компоновки конструктор должен однов-
ременно учитывать возможные решения всех трех задач. Так, размещая
приборы, он учитывает возможность подведения к ним коммуникаций,
старается найти такие варианты компоновки, которые не требовали бы
сложной, тяжеловесной конструкции для крепления. Решая задачу разме-
щения коммуникаций, конструктор неизбежно должен подчинять свои
решения общей компоновке приборов и оборудования, а также наличию
249
конструкций, которые могут быть использованы для монтажа этих ком-
муникаций.
19.1. КОМПОНОВКА И МОНТАЖ ОБОРУДОВАНИЯ
Приборы и оборудование на борту КА размещаются в различных по
назначению отсеках и вне их, в том числе на внешней поверхности аппа-
рата.
При компоновке приборных, агрегатных и некоторых других подоб-
ных им отсеков, специально предназначенных для размещения оборудова-
ния, перед конструктором ставится задача разместить и закрепить обору-
дование во всем объеме отсека, добиваясь наибольшей плотности компо-
новки и наименьшей массы конструкции при выполнении всех поставлен-
ных требований лЮ расположению центра масс заполненного отсека, обес-
печению условий функционирования отдельных приборов и агрегатов,
требований доступа при монтаже, ремонте и т.п.
Помимо наибольшей плотности компоновки и минимальной массы
конструкции (в том числе минимальной массы необходимых коммуни-
каций) при компоновке и конструировании приборных зон наиболее
часто предъявляются следующие требования:
обеспечить заданную центровку отсека (положение его центра масс),
а иногда и величины моментов инерции относительно осей координат;
если не удается достичь выполнения этих требований за счет компоновки
оборудования, иногда приходится прибегать к установке специальных ба-
лансировочных грузов;
обеспечить теплообмен (как правило, охлаждение) оборудования;
наиболее распространенный способ создания необходимых тепловых ус-
ловий для оборудования — обдув теплоизлучающих поверхностей газо-
выми потоками в общей схеме вентиляции отсека; эффективность такого
терморегулирования зависит от того, насколько компоновкой обеспечен
доступ охлаждающих газовых потоков к теплоизлучающим поверхностям
оборудования;
разместить некоторое оборудование в заданной точке КА или в задан-
ном положении относительно базовых плоскостей; такие требования
предъявляются к установке чувствительных и исполнительных элементов
СУ, астрофизических приборов и некоторых других; часто при этом необ-
ходимо обеспечить также возможность регулировки положения приборов
с высокой точностью;
обеспечить возможность доступа к одному или нескольким приборам
в процессе эксплуатации для регулировки, испытаний, подстыковки ком-
муникаций, замены; в зависимости от момента проведения предполага-
емых работ с прибором эти тоебования к компоновке и монтажу могут
быть более или менее жесткими. Например, если прибор требуется заменять
очень быстро, в предстартовых условиях или в условиях космического
полета, предъявляются обычно еще и требования легкосъемности, ненару-
шения монтажа и подстыковки других приборов и агрегатов (поскольку
в противном случае потребовались, бы дополнительные проверочные
250
испытания), возможность проведения работ с помощью универсального
инструмента в условиях невесомости;
разместить определенные приборы на наибольшем удалении от поверх-
ностей корпуса или агрегатов, нагревающихся в полете до высоких темпе-
ратур; наряду с требованиями исключения (сокращения) теплового воз-
действия на прибор иногда могут предъявляться аналогичные требования
в отношении других видов воздействия — электростатического, магнит-
ного, радиационного и т.п.;
разместить взаимосвязанные приборы на минимальном (или ограни-
ченном определенной величиной) расстоянии друг от друга с целью умень-
шения потерь в связях или вредных воздействий (’’наводок”).
Такие заранее предъявляемые требования к размещению всех или не-
которых приборов в отсеке (зоне) для конструктора-компоновщика слу-
жат исходными положениями в его работе. Так, зная о необходимости
смещения центра масс к одной из стенок отсека, он предварительно раз-
местит в этой части отсека на возможно большем расстоянии от заданного
центра масс блоки и агрегаты, обладающие наибольшей плотностью;
установит в первую очередь приборы, положение которых однозначно
определено; разместит вблизи технологических люков приборы, требую-
щие регулировки или замены в ходе подготовки к эксплуатации аппарата.
Из опыта разработки ряда КА отметим некоторые общие принципы
компоновки и монтажа оборудования.
1. Возможно более плотное заполнение выделенного объема (при вы-
полнении всех предъявленных требований по размещению отдельных
приборов и систем, обеспечению условий их функционирования и эксплу-
атации) . При этом в разрабатываемом отсеке (зоне) оборудования необ-
ходимо предусматривать резерв внутреннего объема, учитывающий ве-
роятное увеличение потребных объемов в процессе отработки систем и
отдельных агрегатов'оборудования; величина резервного объема в отсеке
должна определяться проектантом из статистики по ранее разрабатывав-
шимся изделиям.
2. Компоновка оборудования по возможности крупными блоками,
секциями, в которых отдельные приборы и другие узлы оборудования
объединены по функциональному признаку (могут монтироваться и про-
ходить проверочные испытания отдельно от остального изделия). Коли-
чество связей между таким блоком, секцией и остальным оборудованием
изделия должно быть минимальным. При этом, однако, необходимо обес-
печить возможность независимого монтажа отдельных приборов и эле-
ментов, входящих в состав секции, возможность их замены, ремонта без
крупной переборки всей секции; особенно это относится к приборам и
элементам, требующим настройки, отладки в процессе испытаний.
3. Увязка компоновки, расположения основных конструкций, необхо-
димых для крепления приборов и другого оборудования, с силовой схе-
мой корпуса отсека. В тех случаях, когда компоновка разрабатывается
без достаточного учета расположения элементов силового набора на кор-
пусе отсека, связь приборных рам и кронштейнов крепления оборудова-
ния с несущей конструкцией корпуса требует дополнительных конструк-
251
Рис. 19.1. Примеры невыполнения условий собираемости конструкций:
а - сборке деталей мешают смежные конструкции; б - подстыковке штепсельного
разъема мешает смежная конструкция, не позволяющая придать электропроводке
радиус закругления Я min, соответствующий ТУ; 1 - смежные конструкции; 2 -
устанавливаемый прибор; 3 - положение прибора в сборе; 4 - подстыковываемый
штепсельный электрический разъем
Рис. 19.2. Монтаж прибора на амортизаторах:
1 — прибор, нуждающийся в амортизации; 2 — амортизатор; 3 - кронштейн прибор-
ной рамы; а, b — предельные величины перемещения прибора на амортизаторах в
условиях эксплуатации КА
тивных элементов, из-за чего неоправданно увеличивается масса конструк-
ции и усложняется сборка.
4. Учет возможных трасс прокладки электрических и пневмогидрав-
лических коммуникаций при компоновке и конструировании приборных
рам, кронштейнов, а также силовых элементов на внутренней поверхности
корпуса.
5. Контроль собираемости в процессе разработки компоновки и конст-
рукции для монтажа. Характерные примеры невыполнения условия соби-
раемости в компоновке показаны на рис. 19.1.
6. Амортизация приборов, устанавливаемых в зонах повышенных
ударных и вибрационных нагрузок. Это достигается путем введения спе-
циальных пружинных или резиновых амортизаторов в точках крепления
прибора. При размещении такого прибора и окружающего его оборудова-
ния необходимо учитывать возможность перемещения прибора на аморти-
заторах и предусматривать соответствующие увеличенные зазоры по сто-
ронам (рис. 19.2). Очевидно, что введение амортизации требует обосно-
вания и прежде всего потому, что увеличивает потери полезного объема на
зазоры.
7. Унификация крепежных деталей, применяемых для крепления
оборудования, сокращение разнообразия типоразмеров и инструмента,
используемого при монтажных работах.
8. Стопорение всех крепежных резьбовых соединений (рис. 19.3)
от самоотвинчивания при вибрациях и ударных нагрузках, свойственных
прежде всего активному участку полета. Основные способы стопорения
достаточно хорошо разработаны и освоены в отраслях техники, связанных
с динамическими режимами эксплуатации, описаны в технической литера-
252
Рис. 19.3. Примеры стопорения (законтривания) крепежных соединений:
а - использование отгибной шайбы специальной формы; б - использование специ-
альной отгибной подкладки на два болта; в - стопорение шплинтом 'тайка с канав-
ками, болт с отверстием); г - стопорение контровочной проволокой
туре, регламентированы государственными и отраслевыми стандартами.
Однако далеко не все из известных способов-стопорения применимы в
изделиях РКТ из-за особенно тяжелых требований по динамическим наг-
рузкам, предъявляемым ко многим из них и в силу необходимости обес-
печения высокой надежности соединений. Наиболее ответственные кре-
пежные соединения проходят испытания вибрационными и ударными наг-
рузками.
19.2. МОНТАЖ КОММУНИКАЦИЙ
Два вида коммуникаций имеют широкое применение в конструкции
КА: трубопроводы, соединяющие агрегаты пневмогидросистем* *, и кабе-
ли* *. Все коммуникации в условиях полета требуют надежного крепле-
ния (от вибраций, ударных нагрузок); в ряде случаев крепление должно
обеспечивать также компенсацию взаимных перемещений несущей конст-
рукции и коммуникации (чаще всего трубопровода) вследствие темпера-
турных деформаций.
Трассы прокладки коммуникаций должны быть, как правило, пре-
дусмотрены конструкцией корпусов, приборных рам и др. (специальные
крепежные отверстия, бобышки, ребра, желобы для кабельных жгутов).
Поэтому основные трассы должны быть определены ко времени разработ-
ки корпуса. Основной целью при выборе трасс коммуникаций является
достижение минимума массы системы. Однако реальная конфигурация
несущих конструкций, требования к ним, температурные условия в раз-
личных зонах, условия монтажа, ремонта и контроля, условия совмести-
* Наиболее типичные пневмогидросистемы КА: системы подачи топлива к ДУ,
жидкостные контуры СТР, системы обеспечения газового состава, водообеспечения
и др.
* * Этим термином условно объединяется все разнообразие электропроводных
коммуникаций.
253
мости различных коммуникаций на одной трассе*** накладывают много-
численные, сложно сочетающиеся ограничения на трассировку. Для реше-
ния этих проектно-конструкторских задач, как и для решения других
компоновочных задач, полезно привлечение средств автоматизации конст-
руирования.
Трубопроводы должны закрепляться таким образом, чтобы элементы
крепления не допускали их перемещения относительно опоры при любых
механических нагрузках или других воздействиях, которые могут возник-
нуть в процессе эксплуатации изделия. Это означает, что элемент крепле-
ния должен обжимать трубопровод настолько плотно, чтобы исключить
не только свободные колебания трубы, но и проскальзывания вдоль оси
трубы. При этом давление на трубу со стороны элемента крепления долж-
но быть, по возможности, равномерным по периметру ее сечения, посколь-
ку тонкостенные, как правило, трубопроводы КА не могут быть рассчи-
таны на большие сосредоточенные нагрузки от элементов крепления. Наи-
более применимым являются крепления с помощью ложементов и прижи-
мов, стягиваемых болтами (обычно при креплении нескольких трубопро-
водов рядом), либо с помощью хомутов (при необходимости крепления
одиночных трубопроводов).
Частота креплений по длине трубопровода определяется величинами
напряжений, возникающих в материале трубы при ее колебании на участ-
ке между опорами под действием динамических нагрузок. При этом необ-
ходимо принимать во внимание как явление резонанса колебаний трубо-
провода, когда частота изменений возмущающих сил совпадает с собствен-
ной частотой закрепленного трубопровода, так и фактор усталости, т.е.
снижение фактической прочности трубы вследствие многоциклового ко-
лебательного нагружения. В конструкторской практике рекомендуется,
чтобы расстояние между элементами крепления трубопроводов не превы-
шало 400—500 мм для прямолинейных и слабоискривленных трубопро-
водов. Для криволинейных трубопроводов узлы крепления располага-
ются чаще,в зависимости от конфигурации трубопровода и расположения
элементов несущих конструкций, пригодных для крепления.
Другим ограничением при размещении трубопроводов является не-
допустимость соприкосновения их между собой и с соседними конструк-
циями при всех возможных эксплуатационных нагрузках. Исходя из этого
условия устанавливаются минимально допустимые зазоры: при расстоя-
нии между опорами 400 мм зазор между* трубопроводами или трубопрово-
дом и смежной конструкцией не должен быть меньше 3 мм. Однако на
практике зазоры часто бывают существенно больше, так как определя-
ются технологическими соображениями: возможностью подвода инстру-
мента или сварочного (паяльного) оборудования к местам соединений,
доступа к узлам крепления, потребностями контроля и ремонта.
Кабели в отсеках КА редко монтируются по-одному; как правило,
они объединяются в кабельные жгуты. Жгуты бандажируются эластичной
•♦*Это касается главным образом кабелей и может быть вызвано недопусти-
мостью индукционных влияний двух коммуникаций при их соседстве или требова-
нием прокладки взаимнодублирующих кабелей по разным трассам с целью повы-
шения надежности дублирования.
254
лентой и монтируются на элементах несущих конструкций как единое це-
лое с помощью ленточных поясков, хомутиков, скоб. Крепление должно
исключать возможность перемещения, перетирания кабелей или их изоля-
ции при эксплуатации. Бортовая кабельная сеть (БКС) в приборном от-
секе или зоне размещения большого количества приборов представляет
собой сложное разветвленное и переплетающееся пространственное ”де-
рево”. Трассы и места крепления, длины кабелей и отдельных их участ-
ков между разветвлениями уточняются при макетировании БКС; цель
этой кропотливой и трудоемкой операции — получить в конечном итоге
БКС минимальной массы.
ГЛАВА 20. ОСНОВЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ ОБИТАЕМЫХ ОТСЕКОВ
20.1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ КОМПОНОВКИ
И КОНСТРУИРОВАНИЯ ОБИТАЕМЫХ ОТСЕКОВ
Отсеки всех созданных на сегодня КА, предназначенных для размеще-
ния и работы в них космонавтов, можно условно привести к ряду ти-
пов [ 54, 57].
Кабина — отсек (иногда часть отсека) КК предназначена главным
образом для выполнения операций управления полетом и контроля рабо-
ты основных систем корабля. В соответствии с назначением кабины обо-
рудуются аппаратурой для управления, наблюдения, контроля и средст-
вами для размещения, фиксации членов экипажа при выполнении этих
операций. Размещение оборудования в кабинах отличается большой
компактностью; при компоновке их стремятся к легкодоступности важ-
нейших элементов управления, к обеспечению удобства и простоты выпол-
нения операций в сложных условиях космического полета.
Рабочие, бытовые, лабораторные, производственные отсеки. Предназ-
начены для создания необходимых условий жизнедеятельности и работы
экипажа в полете, как правило, при космических операциях, требующих
длительного пребывания человека на борту. Эти отсеки отличаются от ка-
бин большей просторностью, свободой перемещения, большей комфор-
табельностью, многофункциональностью, поскольку обычно в одном от-
секе должны выполняться разнообразные работы и действия.
Вспомогательные, специальные обитаемые отсеки (посещаемые). Слу-
жат для выполнения различных специальных операций, таких, как сты-
ковка и переход между аппаратами или отсеками (переходные отсеки,
камеры), шлюзование при выходе в открытый космос (шлюзовые каме-
ры), доставка грузов (грузовой отсек) и т.п.
Внутренняя компоновка обитаемых отсеков КК часто оказывается
сложнейшей проектно-конструкторской задачей, требующей от разработ-
чика хорошего пространственного воображения, способности одновремен-
255
но учитывать противоречащие друг другу требования эргономики*, обес-
печения благоприятных условий жизнедеятельности экипажа, минималь-
ной массы конструкции и соответственно наибольшей плотности заполне-
ния объема, наименьшей протяженности и массы коммуникаций, безо-
пасности оборудования и в целом безопасности полета, включая создание
условий для предельно быстрого и безопасного покидания орбитальных
отсеков, возвращения в отсек из открытого космоса или возвращения на
Землю в случае аварийной, неблагоприятной для продолжения работы си-
туации.
Жизнеобеспечение экипажа - одна из наиболее существен-
ных частей проектно-конструкторской работы по созданию обитаемых
аппаратов, решению которой в значительной степени подчиняются и внут-
ренняя компоновка, и конструкция обитаемых отсеков. Сюда относятся
следующие технические задачи:
поддержание в заданных пределах газового состава и давления газо-
вой среды во всем обитаемом объеме и на всем протяжении полета;
поддержание температуры среды в заданных пределах — терморегули-
рование;
обеспечение водой для питья и гигиены;
обеспечение естественных функций жизнедеятельности человека и
удаление отходов;
при осуществлении продолжительных полетов возникла и потребо-
вала сложного технического оснащения задача поддержания нормального
состояния человеческого организма в ходе полета, сохранения его работо-
способности, облегчения и ускорения адаптации человека к условиям кос-
мического полета и реадаптации после возвращения на Землю.
Системы и агрегаты жизнеобеспечения КК должны решать также не-
которые специальные задачи, прямо или косвенно связанные с обеспече-
нием жизнедеятельности экипажа: тепловой и жидкостный обмен в ска-
фандрах, шлюзование при выходе в открытый космос, выравнивание дав-
ления при стыковках и переходах между аппаратами. Несколько особня-
ком стоит комплекс задач, связанных с защитой и спасением членов эки-
пажа в аварийных ситуациях: при разгерметизации, пожаре, повышенной
радиации и т.п. Задачи защиты человека от перегрузок на активном участ-
ке полета, при спуске на поверхность планеты и посадке тесно связаны со
спецификой конструирования спускаемых аппаратов, поэтому о них речь
пойдет в соответствующей главе.
При разработке обитаемых космических конструкций проектант дол-
жен располагать исходными данными, касающимися жизнедеятельности
человека в замкнутом объеме в условиях космического полета. Это нор-
мы обмена веществ и теплообмена, требования к составу газов, пищи,
потребляемых жидкостей, пределы отклонений от номинальных норм,
допустимые с точки зрения нормального существования человека. При-
* Эргономика наука, изучающая закономерности взаимодействия человека
и машины, устанавливающая условия, при которых обеспечивается наилучшее сох-
ранение сил и способностей человека.
256
водим примерные проектные параметры к разработке СЖО, использовав-
шиеся при проектировании некоторых американских КК [ 46]:
Нормы на одного человека в сутки, кг:*
Потребление
Кислород.................................л.............. 0,9
Питьевая вода........................................... 3,6
Вода для гигиенических целей............................ 5,5
Пища.................................................... 1,0
Отходы
Углекислый газ.......................................... 1,0
Вода, выделяемая при дыхании и с потом.................. 2,5
Вода, использованная в гигиенических целях.............. 5,5
Вода в моче............................................. 1,5
Фекалии.............................................. . . 0,15
Тепло, выделяемое космонавтом, равно 3000 ккал/чел.-сут.
Система обеспечения газового состава оказывает большое влияние
на компоновку и конструкцию отсеков. На отечественных КК применя-
ются системы,поддерживающие параметры атмосферы в пределах, привыч-
ных для человека: атмосферное давление 93,5 — 128 кПа, парциальное
давление кислорода 21,4 — 32 кПа, парциальное давление углекислого
газа не более 0,8 — 1,2 кПа [ 6, 54].
Допустимые изменения основных параметров газовой среды в обита-
емых отсеках показаны на рис. 20.1 и 20.2.
При проектировании КК, предназначенных для продолжительных по-
летов, стремятся создать кругооборот веществ, необходимых для жизне-
обеспечения. Так, на станции ’’Салют” и некоторых других советских КК
применена регенерация атмосферы, т.е. поглощение углекислого газа из
атмосферы отсека и выделение кислорода. Эта операция выполняется хй-
мическими регенерационными патронами. В перспективных системах
регенерация атмосферы будет, видимо, производиться на биологических
принципах — с помощью растений и живых организмов, поглощающих
углекислый газ и выделяющих кислород.
Потери газа в отсеках, вызываемые операциями по шлюзованию и
выходу в открытый космос, некоторыми другими полетными операциями,
а также нормальными утечками из-за микронеплотностей и проницае-
мости материалов компенсируются газами, хранимыми на борту под вы-
соким давлением или в сжиженном виде. На орбитальных станциях запасы
газов могут периодически обновляться путем доставки сменных баллонов
на грузовых кораблях, как это делается на станции ’’Салют”.
В условиях невесомости отсутствует конвекция, обеспечивающая
перемешивание компонентов воздуха в земных условиях. Поэтому для
обеспечения одинакового состава атмосферы во всех зонах обитаемого
* Приводимые нормы относятся к полету продолжительностью несколько суток,
нормы для более продолжительного полета по отдельным позициям существенно
отличаются.
257
Рис. 20.1. Зависимость необходимого процентного содержания кислорода от величи-
ны барометрического давления в обитаемом отсеке [6]:
1 - зона гипоксии; 2 - зона допустимых значений; 3 - зона отравляющего действия
кислорода
Рис. 20.2. Отравляющее действие СО2 в зависимости от величины его парциального
давления род I 6]:
1 - зона отсутствия неблагоприятных воздействий; 2 - зона незначительных физио-
логических нарушений; 3 - зона явного дискомфорта; 4 - зона глубоких функцио-
нальных расстройств, потеря сознания
отсека необходима принудительная циркуляция воздуха, которая обес-
печивается системой вентиляторов, воздухопроводов и специальной орга-
низацией газовых потоков во внутреннем объеме КК при его компоновке.
Для примера на рис. 20.3 показана схема вентиляции станции ’’Са-
лют-6” [ 54].
Выбор варианта атмосферы и требования обеспечения постоянного
газового состава влияют не только на состав и компоновку оборудования.
Уровень давления в гермоотсеке определяет требования к прочности его
корпуса, а следовательно, и массе корпуса, поскольку потребную толщи-
ну оболочки можно упрощенно считать прямо пропорциональной внутрен-
нему давлению; состав газовой среды определяет требования по пожаро-
безопасности, предъявляемые к материалам и защите оборудования;
состав и давление среды характеризуют условия теплообмена в отсеке и
т.п. Расчетные параметры системы обеспечения газового состава находятся
в тесной взаимосвязи с характеристиками герметичности корпуса и агре-
гатов, приборов, входящих в гермоконтур.
Терморегулирование требуется не только для обитаемых КК. Под-
держание теплового режима в заданных пределах, т.е. отвод выделяе-
мого тепла или подогрев необходимы для нормальной работы многих при-
боров и агрегатов оборудования. Терморегулирование обитаемых КА,
как правило, более сложно, требования к нему более строгие, кроме того
СТР обитаемых отсеков обычно тесно связаны функционально с другими
системами, например СЖО.
258
Рис. 20.3. Схема вентиляций станции ”Салют-6”:
1 - воздуховод вентиляции грузового корабля; 2 - контур вентиляции пристыко-
ванного корабля; 3 - регенераторы газового состава атмосферы (поглощение угле-
кислого газа, обогащение кислородом) ;4 - холодильно-сушильный агрегат; 5 - теп-
лообменник СГР; 6 - контур вентиляции станции; 7 - зона расположения аппара-
туры, охлаждаемой потоками воздуха; 8 - фильтры (противопыльный и удаления
вредных отходов); 9 - воздуховод вентиляции пилотируемого корабля
Поддержание заданного температурного режима газовой среды внутри
отсека КА обеспечивается двумя принципиально различными составными
частями СТР. Это — теплоизоляция, задача которой по возможности иск-
лючить (ограничить) теплообмен между внутренним объемом отсека и
окружающим КА пространством* — пассивная составляющая СТР, и —
комплекс пневмогидравлического оборудования, выполняющий отвод
дли подвод тепла к элементам конструкции, оборудованию и газовой сре-
де, выравнивание температуры во всем объеме отсека — активная состав-
ная часть терморегулирования.
Наиболее часто применяемый вид наружной теплоизоляции экранно-
вакуумная изоляция (рис. 20.4), представляющая собой многослойное
одеяло из металлизированной плецки 3, обладающей высоким коэффици-
ентом отражения тепловых лучей, с прокладками из легкого теплоизо-
лирующего материала в виде сетки 1 или паутины, исключающей прямой
контакт и теплопередачу между слоями пленки. За пределами земной ат-
мосферы воздух выходит из пространства между слоями пленки, благо-
даря чему между каждыми двумя слоями образуется как бы естественно
вакуумированный термос. В дополнение к экранно-вакуумной изоляции
на поверхность корпуса с внутренней стороны или между оболочками
многослойного корпуса наносятся дополнительные слои теплоизоляцион-
ного материала в виде волокнистых матов, пенопласта и т.п.
Рис. 20.4. Типовая схема экранно-вакуум-
ной изоляции:
1 - металлизированная пленка; 2 - за-
щитное покрытие; 3 — сетка из теплоизо-
лирующего материала
пин Не РассматРиваем защиту от тепловых потоков, вызываемых аэоо-
динам ическим нагревом при полете в атмосфере.
259
На рис. 20.5 показана упрощенная гидравлическая схема СТР станции
”Салют-6”. Она включает в себя несколько замкнутых гидравлических
контуров, теплообмен между которыми происходит в жидкостно-жид-
костных теплообменниках—агрегатах, содержащих систему змеевиков и
сконструированных таким образом, чтобы обеспечить наилучшие условия
передачи тепла между змеевиками, каждый из которых включен в свой
контур.
Когда на борту находится экипаж и работает аппаратура, выделяющая
тепло, задача терморегулирования состоит в основном в отводе тепла из
внутреннего объема отсека наружу (рис. 20.6).
Выравнивание температуры внутри отсеков и направление воздушных
потоков к холодильно-сушильным агрегатам и теплообменникам выпол-
няет та же система вентиляции, которая обеспечивает выравнивание газо-
вого состава в объеме отсеков. Холодильно-сушильные агрегаты наряду
с охлаждением воздуха выполняют функции его сушки: влага из воздуха
конденсируется на охлажденном радиаторе холодильно-сушильного
агрегата (температура на нем около 5 °C), собирается в специальные ем-
кости и может быть использована в системе регенерации воды. Так пере-
плетаются функции систем в общем комплексе жизнеобеспечения.
При обеспечении долговременных полетов насущной необходимостью
становится восстановление продуктов, расходуемых на борту. Элементы
таких систем применяются уже сейчас. Выше уже говорилось о регенера-
ции воздуха, широко применяющейся на отечественных КК. На станции
’’Салют” успешно применяется также регенерация воды из влаги, конден-
сирующейся в холодильно-сушильных агрегатах (продукты дыхания и
потовыделения экипажа). Регенерация покрывает половину потребности
экипажа в воде, остальная часть обеспечивается доставкой воды с Земли
на грузовых кораблях [ 54]. В настоящее время проходят отработку сис-
темы регенерации чистой воды из воды, использованной в гигиенических
целях, и из мочи.
На перспективных станциях и КК, предназначенных для нахождения в
них людей в течение весьма длительных периодов времени (месяцев и
лет), по такому замкнутому (закрытому) циклу должны быть построены
Рис. 20.5. Гидравлическая схема СТР станции **Салют-6” [ 54]:
1 — жидкостно-жидкостный теплообменник; 2 — гидроразъем агрегата стыковки;
3 - контур обогрева пристыкованного корабля (промежуточный); 4 - наружный
контур охлаждения; 5 - газожидкостный теплообменник; 6 - наружный радиатор;
7 - холодильно-сушильный агрегат; 8 — внутренний контур охлаждения; 9 — трубки
термостатирования корпуса; 10 - электронагреватель контура обогрева станции
260
Рис. 20.6. Сечение в центральной части кор-
пуса ОС ’’Салют” с элементами СТР [54]:
1 - сварные швы; 2 - наружная обшивка
(противометеорный экран) ; 3 - трубка ра-
диатора наружного контура; 4 — экранно-
вакуумная изоляция; 5 - герметичный кор-
пус станции; 6 - шпангоут корпуса; 7 -
трубка термостатирования корпуса; 8 -
элемент каркаса для крепления оборудо-
вания внутри станции.
все составные части СЖО. Другими
словами на борту должен быть создан
круговорот веществ, участвующих в
биологическом обмене. Такую систе-
му иногда называют экологической
[33].
Отходы, жизнедеятельности, обра-
зующиеся в основном в результате ес-
тественных отправлений и приготовле-
ния пищи, в кратковременных и сред-
непродолжительных полетах соби-
раются, изолируются от атмосферы
отсека, дезинфицируются, складируются с помощью ассенизационных уст-
ройств, специальных емкостей и контейнеров. С ростом продолжитель-
ности полетов хранение отходов оказывается все более трудноразреши-
мой задачей; так, например, на КК ’’Скайлэб” для отходов был выделен
весь бак для жидкого кислорода ракетной ступени S-IVB емкостью более
80 м3. На станциях ’’Салют”, продолжительность полезного существова-
ния которых составляет несколько лет, успешно применяется удаление от-
ходов через специальные шлюзовые камеры (рис. 20.7). В экологических
СЖО основную часть отходов предполагается использовать либо в цикле
самого жизнеобеспечения, либо для других целей — в системах энерго-
снабжения, производственных технологических циклах [ 7, 54].
Адаптация и поддержание нормального состояния человеческого
организма обеспечиваются набором специальных средств и установок,
имеющихся на борту. Например, на станции ’’Салют” для этой цели при-
меняются: велоэргометр, позволяющий задавать нагрузки для мышц
ног в соответствии с врачебными рекомендациями; бегущая дорожка для
имитации бега в условиях невесомости; нагрузочные костюмы, позволяю-
щие создавать в невесомости нагрузки самым различным группам мышц.
Космическая эргономика тесно, иногда неотделимо пере-
плетается с проблемами жизнеобеспечения; причем, поскольку ’’машина”,
с которой взаимодействует человек, обеспечивает и выполнение им практи-
чески всех самых необходимых жизненных функций, то и эти действия
человека оказываются объектом эргономических исследований. Так, начи-
ная с первых космических пилотируемых полетов возникла проблема
оснащения, аккомодации (приспособления) таких обычных человечес-
ких действий, как принятие пищи, сон, удовлетворение других естествен-
261
a)
б)
Рис. 20.7. Шлюзовая камера для удаления отходов станции ’’Салют-6” [ 54]:
а — установка удаляемого контейнера; б - выброс контейнера; 1 - крышка люка
неподвижной камеры; 2 - герметизирующее уплотнение; 3 - неподвижная камера;
4 - подвижная (поворотная) камера; 5 - ось вращения подвижной камеры; 6 -
удаляемый контейнер с отходами; 7 — механизм фиксирования и выталкивания
контейнера; 8 - крышка подвижной камеры (она же герметизирует неподвижную
камеру относительно забортного пространства при открытии крышки люка)
ных потребностей и санитарно-гигиеническая обработка. Наряду с этим
постоянно усложняются задачи человека по управлению КА, монтажу и
демонтажу конструкций и агрегатов, ремонту, а также исследовательские
и производственные функции космонавтов, ради которых собственно и
совершается космический полет человека.
Основным фактором, определяющим специфику космической эрго-
номики, является невесомость. Предметы и сам человек не фиксируются,
как на Земле, притяжением к ’’полу”, если на КА не создана ’’искусствен-
ная тяжесть”; малейшее усилие, не встречая сопротивления сил тяготе-
ния и трения, вызывает перемещение в пространстве не только предметов,
но и незафиксированного человека. Поэтому одной из первых здесь воз-
никает задача специального фиксирования человека и всех предметов, ис-
пользуемых при его действиях [18].
На станции ’’Скайлэб” проектировщики, стремясь создать для космо-
навтов условия работы и жизни, по возможности приближенные к зем-
ным, перегородили основную рабочую зону специальным решетчатым
’’полом-потолком”, по обеим сторонам которого космонавты могли
’’ходить”, цепляясь за ячейки пола каблуками ботинок [ 36]. Представле-
ния о необходимой степени имитации земных условий и приемов сегодня
еще не до конца устоялись в космической эргономике. Невесомость не
только создает затруднения, но и открывает новые возможности, которые
должен стремиться использовать проектант. Например, на станции ’’Салют”
в отличие от ’’Скайлэба” не ходят, а ’’плавают”, и это позволяет полнее
использовать внутренний объем станции, поскольку космонавты могут
работать и перемещаться на разных уровнях.
262
Однако потребность в фиксировании при большинстве работ и других
действий, требующих стационарности, видимо, неизбежна. Рабочие места,
места приема пищи оборудуются фиксаторами для ног и бедер (’’Скайлэб),
кресла, если они необходимы, — привязными ремнями (пост управления
станции ’’Салют”). Для временного фиксирования на корпусе, панелях
интерьера и других конструкциях предусматриваются скобы и поручни.
Они имеются и на наружной поверхности корпуса, обеспечивая перемеще-
ние космонавтов вдоль борта при исследованиях, монтажных операциях
и ремонтных работах. Используются и специальные приспособления для
фиксирования инструмента и подвижного оборудования, например маг-
нитные столы и панели [ 7, 54].
Невесомость предъявляет свои требования и при планировании руч-
ных операций в космосе, а также при разработке соответствующего обору-
дования. Для приложения физического усилия к какому-либо объекту
космонавту необходимо закрепиться таким образом, чтобы передать реак-
цию на какую-либо жесткую конструкцию, что не всегда возможно. Осо-
бую сложность в невесомости представляет создание момента сил, необ-
ходимого для выполнения таких, например, типичных земных операций,
как закручивание и откручивание разьбовых крепежных деталей. Поэтому
в монтажных узлах в космосе стремятся применять безмоментные кре-
пежные соединения. Там же, где это невозможно, применяют специальный
инструмент, упрощающий фиксирование крепежной детали и создание не-
обходимого крутящего момента в невесомости.
Как правило, не совсем обычными оказываются и элементы ручного
управления аппаратурой и оборудованием КА. Помимо ограничения пот-
ребных усилий при их проектировании приходится учитывать и специфи-
ческие особенности реакции человека на перемещаемый им объект в не-
весомости. Особенно это существенно при разработке элементов ручного
управления перемещением КА. Их стремятся делать такими, чтобы управ-
ление осуществлялось легким движением кисти рук.. Своеобразные эрго-
номические требования к оборудованию и процессам вызывает необходи-
мость выполнения работ в скафандре.
Техническая эстетика (дизайн) для проектирования ин-
терьера КА и оборудования приобретает все более существенное значение
по мере увеличения продолжительности полетов. Человек в космосе^неиз-
бежно оказывается в исключительно психологически напряженной обста-
новке, в замкнутом, часто очень ограниченном пространстве, при почти
неизбежном нарушении ритма жизнедеятельности, сформировавшемся у
него не только в результате всего опыта личной земной жизни, но и унас-
ледованного от многих предшествовавших поколений. В этих условиях,
особенно при длительном нахождении в полете, для человека, для его ра-
ботоспособна сти, состояния его нервной системы могут приобретать иск-
лючительное значение все факторы воздействия внешней среды, и не в пос-
леднюю очередь эстетические. Как и космическая эргономика, космичес-
кий дизайн еще только формируется. Требования специалистов апроби-
руются в наземных экспериментах по длительному пребыванию человека
в условия, приближенных к условиям полета, и в ходе космических
летных испытаний. Видимо, минимальным следует считать требование
263
избегать в интерьере таких цветов, форм, их сочетаний, которые воздейст-
вуют раздражающе, вызывают чувство протеста.
Безопасность космических полетов человека определяла
многие проектно-конструкторские решения при создании всех пилоти-
руемых КК. Говоря о требованиях к различным системам и агрегатам,
обеспечивающим существование и работу человека в космосе, мы часто
обосновывали их соображениями безопасности. Постепенно с накопле-
нием опыта проектно-конструкторских работ, экспериментов, исследо-
ваний и практических полетов в космос отдельные направления поиска
слились в единую комплексную научную дисциплину. При этом стало ясно,
что надежное и оптимальное по потребным затратам решение задачи обес-
печения безопасности космических полетов требует именно комплексного
подхода, позволяющего учесть взаимное влияние отдельных направлений
исследований, проектно-конструкторских работ, отдельных конкретных
решений, а также возможность использовать отдельные системы и агрега-
ты для выполнения дополнительных функций, исключить излишнее дубли-
рование и тщ. При оценке безопасности полета на данном КК помимо эф-
фективности СЖО, надежности конструкций, от которых зависит безопас-
ность экипажа, учитывают влияние всего комплекса неблагоприятных
факторов на экипаж, уровень необходимой подготовки космонавтов, воз-
можное влияние на безопасность полета ошибок и неточностей в работе
экипажа, состояния его здоровья и др. Среди вопросов, рассматриваемых
в ходе оценки безопасности, особое значение придается обеспечению спасе-
ния в аварийных ситуациях [ 6].
Важными факторами, прямо связанными с конструкцией обитаемого
отсека, являются радиационное и микрометеорное воздействия. Защита
от них обеспечивается основной конструкцией корпусов отсеков, а также
конструкциями, специально создаваемыми для защиты от метеорного и
радиационного воздействия. Так, в конструкции орбитальной станции
может применяться специальный противометеорный экран в виде тонкого
металлического листа, закрепленного на расстоянии 0,1—0,2 м от основ-
ного корпуса станции. Вследствие торможения в экране и разрушения на
мелкие фрагменты метеорные частицы за экраном уже не обладают кине-
тической энергией, достаточной для повреждения основного корпуса. Для
уменьшения миделева сечения станции при выведении на орбиту такой
экран может быть прижат к корпусу станции и переводиться в рабочее
положение в орбитальном полете с помощью средств механизации [7].
Принципы компоновки должны обеспечить в каждом случае воз-
можно более полное удовлетворение следующих требований:
1. Полнее использовать все стенки обитаемого отсека для размещения
аппаратуры и оборудования, с которыми работают космонавты в полете.
Разработчик должен в определенной степени преодолевать в себе земное
(гравитационное) представление о пространстве, добиваясь сокращения
потребных объемов отсеков, а следовательно, и массы конструкции ко-
рабля, а также наибольшей свободы одновременной работы нескольких
космонавтов в ограниченном объеме отсека [18]. Например, рабочий
отсек станции ”Салют-6” в целом скомпонован как земное помещение,
264
однако велоэргометр в нем размещен на ’’потолке”, а спальные места на
’’боковых” стенках вдоль оси отсека [ 54].
2. Обеспечить свободу перемещения космонавта в отсеке с обязатель-
ным учетом возможностей перемещения, связанных с невесомостью. При
этом специальной проработке и экспериментальной проверке подлежат
условия покидания отсека в аварийной ситуации.
3. Подчинить размещение элементов рабочих мест наилучшему обес-
печению визуально-моторнык (зрительно-двигательных) связей. На прак-
тике это может быть выполнено путем нанесения на схему рабочего места
всех визуально-моторных связей в виде контуров рук и ног, участвующих
в работе, и направлений взгляда. Наилучший вариант размещения космо-
навта и оборудования выбирается в результате анализа и последователь-
ной корректировки таких схем. Задача существенно усложняется при
необходимости одновременной работы в одной зоне двух или нескольких
человек [18].
4. Расположение аппратуры, оборудования, элементов конструкции
(таких, как перегородки, панели интерьера) должно удовлетворять тре-
бованиям организации в объеме отсека воздушных потоков, необходи-
мых для нормальной вентиляции — постоянного перемешивания воздуш-
ных масс с целью выравнивания их газового состава и теплообмена [ 54] .
5. Целесообразно разделять обитаемые зоны корабля на ряд отдель-
ных отсеков, которые могут быть герметично отделены друг от друга,
снабжены независимыми обеспечением газового состава и терморегулиро-
ванием — повышение безопасности на случай «местной разгерметизации.
6. Компоновка рабочих мост, размещение оборудования в отсеках не
должены препятствовать быстрому покиданию отсека в аварийной ситуа-
ции. Люки должны быть легкодоступны, оборудование вблизи них не дол-
жно мешать подходу к люку, закрыванию и открыванию его. При этом на
путях движения членов экипажа не должно быть опасных выступов, ост-
рых углов, подвижных и ненадежно закрепленных предметов.
7. Избегать размещения в обитаемых отсеках или в непосредственной
близости от них взрывоопасных, легковоспламенимых агрегатов [ 6].
8. При построении * предметно-пространственной среды в отсеке,
особенно предназначенном для длительного нахождения в нем космо-
навтов, избегать визуального хаоса, создаваемого элементами конструк-
ции и оборудованием и их цветовой гаммой, дисгармонии форм и цветов.
Важной задачей компоновщика является обеспечение функционально обос-
нованного и не раздражающего глаз освещения: распределение света в
соответствии с функциональными потребностями, исключение бликов,
попадания прямого света в глаза, исключение резких теней и т.п.*. Для
создания эстетически благоприятных условий отдыха при длительном
пребывании в корабле целесообразно создавать в интерьере отдельные
зоны, имитирующие земную обстановку; вероятно, это более обоснован-
но в бытовых помещениях, в то время как в рабочих зонах компоновку
следует подчинить специфической эргономике космического полета.
* Сычевая В.А. Художественное конструирование в освоении космоса. - Техни-
ческая эстетика, 1974, № 9, с. 21-23.
265
266
Рис. 20.8. Схема орбитальной станции ’’Скайлэб” (США) [7]:
а - основная сборка (орбитальный блок, шлюзовая камера, причальная конструкция, комплект астрономических приборов ATM);
б - часть причальной конструкции с пультом управления комплектом приборов ATM; 1 - панели с солнечными элементами (одна раз-
вернута полностью, другая частично); 2 - электронный блок звездного датчика; 3 - теплозащитный экран; 4 - силовой гироскоп
(всего три); 5 - цилиндрический контейнер с астрономическими приборами; 6 - солнечная бленда и теплозащитный экран; 7 - блок
аккумуляторных батарей и регуляторов; 8 - фиксатор сложенной панели солнечной батареи на участке выведения; 9, 25 - метеорная
зашита; 10 - баллон с газообразным кислородом; 11 - приборный отсек РКН ”Сатурн-5”; 12 - пружинный толкатель и демпфер
в механизме развертывания панели с солнечными элементами; 13 - резервуары с водой; 14 - устройство для измерения массы тела
космонавта; 15 - установка для перемещения в открытом космосе, использующая микродвигатели, управляемые движением ступни
космонавта; 16 - ранцевая установка для перемещения в открытом космосе; 17 - помещение для сна; 18 - метеорный экран (в
рабочем положении); 19 - куполометрическое кресло; 20 - установка для создания отрицательного давления на нижнюю половину
тела; 21 - велоэргометр; 22 - теплоизоляция на стенке; 23 — панели с солнечными элементами на основном блоке (одна развернута
полностью, другая частично); 24 - емкость для отходов; 26 - радиатор; 27 - баллоны с сжатым азотом; 28 - двигатели СО (рабо-
тают на сжатом азоте),; 29 - воздухопровод; 30 - конструкция для фиксации душевой установки; 31 - коллектор отходов; 32 -
аварийный люк; 33 - помещение для проведения досуга, приема и приготовления пищи; 34 - окно; 35 - помещение для личной ги-
гиены; 36 - вентилятор; 37 - гибкая секция шлюзовой камеры; 38 - гироплатформа; 39 - ЦВМ системы наведения; 40 - баллон с
газообразным азотом; 41 - дискоконическая антенна; 42 - блок аккумуляторных батарей (2 шт.); 43 - люк для выхода в открытый
космос; 44 - антенна микроволнового зонда; 45 - многодиапазонная сканирующая телевизионная камера; 46 - запасной (боковой)
стыковочный узел; 47 - мишень, используемая для наведения при встрече на орбите; 48 — окно с защитной крышкой для комплекта
кадровых телевизионных камер; 49 - инфракрасный спектрометр; 50 - антенна радиометра диапазона L; 51 - протонный спектро-
метр; 52 - специальная установка для проведения технологических экспериментов; 53 - основной (осевой) стыковочный узел; 54 -
пульт управления комплектом астрономических приборов ATM; 55 - поглотитель углекислого газа; 56 - бортжурнал; 57 - блок
ядерной эмульсии для изучения состава космических лучей; 58 - пульт управления комплектом приборов для исследования природ-
ных ресурсов Земли; 59 - телескоп-видоискатель; 60 - комплект кадровых телевизионных камер; 61 - хранилище для кассет с плен-
кой; 62 - устройство для видеозаписи, связанное с комплектом аппаратуры для исследования природных ресурсов; 63 - ранцевая
СЖО при выходах в открытый космос (на случай аварийного прекращения подачи кислорода по трубопроводу в фале)
9. Предусматривать свободный по возможности доступ к оборудова-
нию, требующему профилактического обслуживания, а также к оборудо-
ванию, для которого наиболее вероятна необходимость ремонта или замены
в процессе эксплуатации. Здесь нужно руководствоваться оценками ве-
роятности отказов оборудования, его ресурсными характеристиками и
т.д. [6].
Примеры компоновок обитаемых отсеков КА показаны на рис. 1.3,
1.4, 1.5, 1.6, 20.8, 20.9. Наиболее развитые компоновочные решения среди
созданных на сегодня КА свойственны обитаемым пространствам орби-
тальных станций ’’Салют” и ’’Ска^лэб”. Общим для этих компоновок яв-
ляется то, что обе построены на принципе имитации земного рабочего по-
мещения, хотя на поздних модификациях ’’Салюта” наблюдается все боль-
ший отход от этого вследствие более полного использования всех поверх-
ностей, учета особых возможностей перемещения и размещения экипажа
'в невесомости. Основное различие компоновочных схем этих станций оп-
ределяется тем, что на станции ’’Салют” за условный пол принята продоль-
ная переборка, а на ’’Скайлэбе” — поперечная.
Особые требования к конструкции обитаемых отсеков диктуются со-
ображениями безопасности, обеспечения лучших условий для сущест-
вования и работы экипажа:
1. Повышенная надежность герметизации — в качестве меры ее обес-
печения на сегодня наиболее применимо дублирование уплотнений.
2. Наличие запасных люков для покидания корабля. Оснащение лю-
ков быстродействующими устройствами для отпирания и запирания, не
требующими больших физических усилий.
3. Наличие запасных стыковочных узлов для подстыковки спасатель-
ного корабля в случае аварии.
4. Повышенный ресурс и надежность механических устройств, опреде-
ляющих безопасность экипажа. Возможность их ремонта или замены в
условиях полета. Наличие средств устранения повреждений.
5. Монтаж кабелей и пневмогидромагистралей, исключающий возмож-
ность их повреждения при работе экипажа в отсеке.
6. В конструкции элементов интерьера отсеков не должны приме-
няться материалы, воспламенимые или токсичные, в том числе при воз-
действии высоких температур и с учетом возможных изменений газового
состава в отсеке.
7. В гермоконтур отсека должны включаться клапаны, исключающие
возможность превышения допустимого давления в отсеке.
8. В основных системах должно предусматриваться ручное дублирова-
ние и возможность отмены действий автоматики вручную.
9. В конструкциях следует избегать применения материалов, на по-
верхности которых возможно накопление статического электричества,
например при взаимодействии с костюмами космонавтов. 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 электростатических зарядов [ 6].
268
20.2. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ КАБИН
Основная задача конструктора при компоновке и конструировании
кабины управления — обеспечить наилучшие условия для управления ко-
раблем на различных стадиях полета. В кабине космонавты выполняют,
как правило, наиболее ответственные операции полета. Поэтому все конст-
руктивно-компоновочные решения кабины подчиняются в первую очередь
эргономическим требованиям благоприятных визуально-моторных связей
с учетом специфических условий работы (перегрузки или невесомость,
работы в скафандре), необходимости одновременного получения и со-
поставления различной информации, необходимости совместной рабо-
ты двух или нескольких человек (например, командира и бортинже-
нера), обеспечения необходимого обзора и освещенности, выполнения
некоторых моторных операций по ручному управлению с высокой точ-
ностью и т.д. Причем все эти решения должны быть хорошо отработаны и
проверены в условиях полета или максимально приближенных к ним.
Задача часто усложняется неизбежной многофункциональностью от-
секов и агрегатов КК. Так, на большинстве известных на сегодня КК, та-
ких как ’’Восток”, ’’Союз”, ’’Аполлон” и других, кабина управления раз-
мещена в СА. Размещение экипажа в них подчиняется не только требова-
ниям, предъявляемым к компоновке кабин, но и требованиям обеспече-
ния благоприятного положения при выведении на орбиту, торможении в
плотных слоях атмосферы, при приземлении или приводнении, а также
при спасении в случае возникновения аварийных ситуаций на активном
участке полета. Это решение объясняется тем, что на первых пилотируе-
мых кораблях (’’Восток”, ’’Восход”, ’’Меркурий”, ’’Джемини”) СА был
единственным обитаемым отсеком, а на последующих рассматривался как
наименее уязвимый отсек в составе корабля, в котором экипаж должен
находиться во всех критических ситуациях, предполагающих возможность
или необходимость экстренного возвращения на Землю. Кроме того, раз-
деление оборудования управления и размещение его в разных отсеках для
работ на разных этапах полета потребовало бы повторения: его состава
и соответственно привело бы к увеличению массы конструкции корабля.
Пример внутренней компоновки кабины спускаемого СА показан на
рис. 1.5.
На крылатых воздушно-космических кораблях, конструктивно-
компоновочные решения которых во многом определяются традицион-
ными авиационными требованиями, в частности требованием обзора
посадочной полосы (при самолетной посадке), компоновка кабины
напоминает кабину самолета (см. рис. 20.9).
Отдельные кабины управления собственно космическим полетом
пока не известны, но в будущем их появление вполне вероятно, особенно
на межпланетных, пилотируемых кораблях. На орбитальной станции
’’Салют” управление движением и контроль основных параметров систем
осуществляются с поста управления, размещенного в рабочем отсеке.
Большая ответственность выбора компоновочных решений кабин
предопределяет стремление проектантов к преемственности. Этим можно
объяснить, что кабины некоторых современных КА и даже пост управления
269
Рис. 20.9. Пример компоновки кабины и бытового отсека крылатого воздушно-
космического корабля [ 6]:
1 - верхний отсек (кабина);2 - шлюзовая камера в бытовом отсеке; 3 - нижний
отсек с оборудованием СЖО; 4 — средний отсек (бытовой); 5 - отсек радиоэлект-
ронного оборудования; 6 - негерметичный отсек оборудования; 7 - входной люк в
шлюзовую камеру; 8 - люк в отсек полезной нагрузки; 9 - основной переход меж-
ду кабиной и бытовым отсеком; 10 - входной люк; 11 - кресло пилота
орбитальной станцией ’’Салют” по общему компоновочному решению то-
же близки рабочему месту пилотов самолета. Однако в отдельных слу-
чаях исключительное стечение проектных требований вызывает необходи-
мость осуществления решений, не встречающихся в ’’земной” практике.
Так, исключительно стесненное внутреннее пространство лунной кабины
’’Аполлона” вынудило проектантов отказаться не только от установки
кресла или какого-либо сиденья, но и от сидячей позы космонавтов:
космонавт выполняет операции управления стоя, закрепленный неслож-
ными средствами фиксации (в основном для ног). Такое решение воз-
можно потому, что уровень перегрузок при посадке на Луну не превышает
4 ед. [46].
Специфика космического полета и управления КК предъявляет особые
требования к конструкции и компоновке пультов управления. Управле-
ние работой большинства систем автоматизировано, в решении задач
управления принимают участие ЭВМ. Пульты управления должны отра-
жать основные параметры полета и работы систем, позволять космонавту
вмешиваться в необходимых случаях, принимать решение о внесении из-
менений, переходить на другую программу, заложенную в автоматику,
или переходить на ручное управление. В силу сложности бортового комп-
лекса общий объем информации, которую необходимо вывести на пульт,
чрезвычайно велик. Обилие процессов, контроль или управление кото-
рыми необходимы в полете, при раздельном последовательном выведении
их на пульт потребовали бы огромных площадей приборных панелей, что
несовместимо с дефицитом объемов и масс на борту. Поэтому проектанты
КК пошли по пути свертывания информации, комплексного представле-
ния ее на приборных досках и панелях, многофункционального исполь-
зования рабочих панелей приборов управления, когда один и тот же инди-
катор, одна и та же клавиша в разных условиях используется для выдачи
разных команд.
-т
ГЛАВА 21. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ СА
Программа полета многих КА завершается спуском на поверхность
планеты. Причем неудача на этом этапе, как правило, означает провал всей
космической операции. Скорость КА при подходе к планете составляет от
2,5 км/с при подходе к Луне с Земли до 11 км/с при возвращении аппара-
тов с Луны на Землю, при подлете к Венере. В будущем при возвращении
аппаратов от Венеры, Марса, других планет скорости их подхода к Земле
составят 15, 20 км/с и более. Скорость встречи аппарата с поверхностью
планеты, при которой обеспечивается сохранность основных конструкций
аппарата и его полезного груза, как правило, не может превышать 10 м/с
[ 36]. Все известные способы спуска КА на поверхность планет основаны
на двух принципиально различных способах торможения:
реактивном - с использованием реактивного двигателя, создающего
импульс силы в направлении, противоположном скорости движения аппа-
рата;
аэродинамическом — за счет сопротивления атмосферы.
При спуске на планету, лишенную атмосферы, может быть применен
только первый способ. При спуске на планету с атмосферой целесообраз-
но максимально использовать природный ’’тормоз” — атмосферу. Хотя
аэродинамическое торможение связано с интенсивным нагревом аппарата
и, следовательно, требует включения в конструкцию корпуса мощного
слоя тепловой защиты, масса теплозащиты несоизмеримо меньше той мас-
сы, которая оказалась бы необходимой для обеспечения реактивного тор-
можения.
21.1 ОСНОВЫ ВЫБОРА ККС СА
Выбор формы СА в атмосфере планеты тесно связан с выбором траек-
тории спуска. Параметры траектории спуска зависят наряду с углом и
скоростью входа в атмосферу также от величины и направления аэродина-
мической силы.
Развитие космической техники связано и с развитием газовой дина-
мики аппаратов спуска, усложнением их формы, и вместе с тем расшире-
нием их функциональных возможностей. Первый СА в истории освоения
космоса, возвративший на Землю первого космонавта, и первый СА, со-
вершивший посадку на поверхность другой планеты с атмосферой (’’Ве-
нера-7”, 1970 г.) имели шарообразную форму и совершали спуск по бал-
листической траектории. Перегрузки при спуске с орбиты ИСЗ состав-
ляли приблизительно 10 ед., отклонение от расчетной точки приземления
измерялось сотнями километров [ 30, 52]. СА последовавшего за ними по-
коления проектировались при тех же жестких ограничениях по массе и
по размещению КК в головном блоке PH. Но небольшие усложнения
формы, состоявшие в замене сплошного шара комбинацией сферических
сегментов и усеченных конусов, позволили получить гиперзвуковое аэро-
динамическое качество К^ = 0,2 ... 0,5* без существенного увеличения
* Спуск с таким качеством иногда называют скользящим.
271
миделя и площади поверхности, следовательно, массы корпуса. В резуль-
тате удалось улучшить условия спуска и повысить точность приземления
до десятков километров [46], благодаря сегментальной форме удалось
обеспечить и приемлемый коридор входа даже при решении задачи возвра-
щения на Землю пилотируемого аппарата с Луны. Планирующие СА имеют
сложную крылатую форму и развитое аэродинамическое управление
по аналогии с самолетом. Их гиперзвуковое аэродинамическое качество
равно 3... 4, перегрузки При нормальном спуске в атмосфере составляют
менее 3 ед., а теплоприток к корпусу уменьшен до такого уровня, что
корпусная конструкция, снабженная теплозащитой из современного
теплостойкого материала, пригодна для многократного использования.
Благодаря развитой аэродинамике становится возможной посадка СА на
аэродром.
Дальнейшее развитие космической техники потребует создания но-
вых аппаратов спуска различных форм, в том числе и таких, которые до
настоящего времени еще не имели применения. Выбор формы в каждом
конкретном случае определяется назначением, общими требованиями к
разрабатываемому изделию (допустимый уровень перегрузок, кратность
использования, точность посадки и тд.), компоновкой аппарата в составе
ракетно-космической системы или другого КА, конкретными условиями
спуска (скорость входа, условия газовой среды), условиями посадки.
Например, спускаемые капсулы для возвращения результатов работ и
аппаратуры с околоземных орбитальных станций и спутников, капсулы
для спасения экипажей орбитальных станций и КК целесообразно делать
простейших форм, стремясь прежде всего к минимальной массе конструк-
ции, предельной простоте управления в сочетании с высокой надежностью
выполнения задачи. Простейшие формы будут долго еще придаваться и
аппаратам спуска на другие планеты — в силу прежде всего чрезвычайно
жестких ограничений массы конструкции. Крылатые планирующие аппара-
ты могут применяться для околоземных пассажирских транспортных опе-
раций. Аппаратам для входа в атмосферу с высокими космическими ско-
ростями - порядка 15 км/с и выше — придется также придавать формы
более сложные, чем осесимметричные, обладающие более высоким аэро-
динамическим качеством (этим обеспечивается приемлемый коридор
входа), но достаточно экономичные по массе конструкции и не требую-
щие сложных, громоздких СУС (рис. 21.1).
Управление спуском должно обеспечить заданное движение аппарата
в атмосфере планеты. На практике в каждый момент полета это означает
Рис. 21.1. СА минимальной массы и мини-
мальной площади миделева сечения:
1 - ГО; 2 - СА сферической формы
С^аэр = 0); 3 - СА сегментально-кони-
ческой формы с Хадр = 0,3 ... 0,4 на
гиперзвуковых скоростях
272
поддержание положения аппарата по отношению к набегающему потоку и
направлению силы тяжести, или его заданного движения относительно век-
тора скорости. Изменение траектории полета аппарата относительно пла-
неты в таком полете выполняется чаще всего за счет изменения направ-
ления действий аэродинамических сил, а не за счет реактивных импульсов,
так как существенное изменение траектории с помощью реактивной ДУ
потребовало бы большой энергетики, а следовательно, больших запасов
топлива на борту. Причем, если лобовое сопротивление для традиционных
форм СА не сильно зависит от его положения в потоке, то подъемная си-
ла, действующая в плоскости симметрии аппарата, изменяется от нуля до
максимального своего значения в зависимости от угла атаки. Таким обра-
зом, подъемная сила может быть без больших энергетических затрат ис-
пользована для управления траекторией спуска аппарата с орбиты. У тра-
диционных С А управление величиной подъемной силы не применяется. В
управлении движением используется изменение направления подъемной
силы Y. Величина подъемной силы (или точнее — аэродинамического ка-
чества) выбирается при проектировании. Для того чтобы аппарат в полете
имел необходимое заложенное в баллистических расчетах и в программе
СУ аэродинамическое качество, он должен достаточно устойчиво занимать
определенное положение в потоке, располагаться под определенным углом
атаки (балансировочным). Это обеспечивается центровкой аппарата —
расположением его центра масс впереди расчетного положения центра дав-
ления на линии действия полной аэродинамической силы. Такое положение
центра масс достигается и строго контролируется при заводской баланси-
ровке аппарата спуска. Из этого следует, что положение центра, масс — это
характеристика СА, нарушение которой недопустимо ни в процессе разра-
ботки и изготовления аппарата, ни непосредственно в полете вследствие
перемещения, размещения или снятия каких-либо масс в СА.
Двигатели реактивной бУС на СА применяются только для установ-
ления и поддержания расчетного положения аппарата при возникновении
возмущений, а также для разворота аппарата по крену (изменение направ-
ления подъемной силы). Эти двигатели располагают на СА попарно в трех
плоскостях поточной системы кооридинат, проходящих через его центр
масс; при этом стремятся расположить их так, чтобы плечо действия
силы тяги относительно центра масс было наибольшим (рис. 21.2). Управ-
ление с помощью реактивных двигателей называют иногда газодинамичес-
ком.
Другой способ управления — аэродинамический. Он заключается в пе-
ремещении отдельных аэродинамических управляющих поверхностей
относительно основной части КА с целью создания управляющих аэро-
динамических сил и моментов. Этот способ управления хорошо разра-
ботан в авиационной технике (рис. 21.3). На рис. 21.4 показан возмож-
ный вариант сочетания газодинамического и аэродинамического управле-
ния спуском такого аппарата.
Выбор тепловой защиты. Тепловая защита является неотъемлемым
и важным элементом основной конструкции СА. Возможность сохране-
ния КА при торможении его в атмосфере планеты была одним из проблем-
273
Л-A
Рис. 21.Х Размещение двигателей управления на С А:
1 - двигатели управления по тангажу; 2 - двигатели управления по крену; «бал ~
балансировочный угол атаки; Рт, Рк - тяга двигателей управления по тангажу и
крену; /т, /к - плечи сил тяг управляющих двигателей по тангажу и крену
ных вопросов при создании первых СА. Как известно, эта техническая
проблема была успешно решена.
Температура на поверхности теплозащиты при орбитальных скоростях
входа в атмосферу Земли может достигать 5000 ... 6000 °C. Аэродинами-
ческий нагрев до высоких температур действует в сочетании с высокоско-
Рис. 21.3. Пример системы аэродинамических поверхностей для управления спуском
крылатого КА:
1 - руль направления; 2 - тормозные щитки (расщепляющиеся панели руля нап-
равления) ; 3 - поворотный щиток на фюзеляже; 4 - элевоны; 6Н - угол отклоне-
ния руля направления; 6ТЛЦ - угол отклонения расщепляющихся панелей руля нап-
равления; 6щ - угол отклонения поворотного щитка на фюзеляже; 6Э - угол откло-
нения элевонов
274
Каналы
Тангаж
Крен
Рыскание
Рис. 21.4. Примерные законы изменения основных параметров полета и работа
органов управления спуском крылатого КА по типовой траектории:
а - угол атаки; h - высота полета над уровнем моря; М - число Маха; q - скорост-
ной напор; Г ДУ - газодинамическое управление; элевоны - выделен период работы
элевонов крыла в режиме управления креном; элероны - период работы элевонов
в режиме управления тангажом
ростным газовым потоком — до нескольких тысяч метров в секунду, —
создающим интенсивное механическое воздействие на поверхность тепло-
защиты. Необходимо учитывать, что большинство материалов в значитель-
ной степени утрачивает свою прочность, а также поверхностную твердость
при нагреве до высоких температур. Особую сложность представляет
сохранение целостности конструкции в местах стыков отдельных секций
теплозащиты между собой.
Рассмотрим некоторые виды теплозащиты, используемые в СА.
Активная теплозащита. Предназначена для изменения свойств потока,
обтекающего аппарат, с тем чтобы обеспечить достаточно хороший кон-
вективный отвод тепла от поверхности СА. Осуществляется это путем
принудительного введения непосредственно в поток рабочего тела — тепло-
носителя, снижающего температуру обтекающего газа в тонком слое,
прилегающем к охлаждаемой поверхности; при этом частицы рабочего
тела отбирают тепловую энергию от нагретого корпуса. В качестве рабо-
чего тела могут использоваться газы или жидкости, обладающие хорошей
теплоемкостью. Рабочее тело может вводиться в поток через форсунки,
располагаемые в передней части корпуса, либо через ’’поры”, которыми
необходимо снабдить наиболее теплонапряженные участки поверхности
СА (охлаждение ’’выпотеванием”). Активная теплозащита в принципе
должна позволить существенно уменьшить толщину и массу защищаемого
корпуса. Но для этого нужно обеспечить надежный подвод теплоносителя
275
и распределение защитной пелены газа или пара по всей защищаемой по-
верхности при всех возможных режимах высокоскоростного обтекания.
Широкого распространения конструкции с активной теплозащитой пока
не получили.
Пассивная теплозащита. Обеспечивает тепловой режим конструкций
и внутренних объемов СА благодаря свойствам материалов, из которых
изготовляются составляющие корпуса (рис. 21.5). Идеальным было бы
теплозащитное покрытие, способное отразить все потоки теплового излу-
чения, поступающие от нагретого слоя газа, обтекающего СА; при этом
поверхность корпуса не должна вызывать большого торможения прилега-
ющего к ней слоя газа из-за трения — защита отражением, В этом случае
работа теплозащиты в полете в принципе не связана с ее разрушением;
нет необходимости и в большой толщине такой теплозащиты, так как
эффективность отражения не зависит от толщины защитного слоя.
Другой способ теплозащиты, также предполагающий сохранение не-
изменным теплозащитного слоя, — защита излучением, В этом случае не-
достаточная эффективность отражающей поверхности корпуса должна
компенсироваться слоем из материала, стойкого к высоким температу-
рам, например молибдена или тугоплавких керамических материалов,
под которым располагается эффективный теплоизолятор. Принцип
работы такой теплозащиты состоит в том, что тугоплавкий материал, наг-
ретый до высокой температуры, будет сам излучать тепло в окружающее
пространство, а распространению тепла внутрь аппарата должен препятст-
вовать теплоизолятор.
Рис. 21.5. Теплозащита СА:
а — абляционная; б — излучательная; в — отражательная; г — теплозащита поглоще-
нием; 1 — уносимое вещество; 2 — абляционный слой; 3 — теплоизоляционный слой;
4 - обечайка корпуса; 5 - внутренняя теплоизоляция: 6 - излучающая поверх-
ность; 7 - излучательный тепловой экран; 8 - теплоотражающее покрытие; 9 -
теплостойкое покрытие; 10 - теплопоглотитель; qn - поступающий к наружной
стенке тепловой поток; <?изл - излученный тепловой поток; 6КХ - коксующийся
слой теплозащиты
276
Применение этих способов в реальных конструкциях сдерживается,
как и применение ’’горячих” конструкций, проблемами технологии туго-
плавких материалов, защиты от окисления,, разрушения, сохранения опти-
ческих свойств их поверхности в агрессивных условиях работы. Отраже-
ние и переизлучение используются как элементы в теплозащитных систе-
мах в сочетании с другими способами. Однако РКТ - одна из наиболее
быстро прогрессирующих отраслей -науки и техники, и способы теплоза-
щиты, весьма близкие к принципиальным схемам отражающей и излучаю-
щей теплозащиты, в настоящее время начинают находить применение в
конструкциях некоторых СА, когда отражающие и переизлучающие сек-
ции распределены по поверхности СА в зависимости от уровня эксплуата-
ционных температур (рис. 21.6).
Абляционная теплозащита — до последнего времени основной способ
тепловой защиты СА. Принципиальная основа работы абляционной тепло-
защиты заключается в следующем. Материал с низкой теплопроводностью,
Рис. 21.6. Схема теплозащиты крылатого космического СА и соответствующее рас-
пределение расчетных температур на его поверхности при входе в атмосферу:
а - схема использования различных материалов теплозащиты на поверхности СА;
б - конструкция передней кромки крыла; в - конструкция носовой части; г -
конструкция места стыка плиток теплозащиты; д - распределение расчетных темпе-
ратур по поверхности СА (° С); 1 - КМ углерод - углерод; 2 - высокотемператур-
ное * керамическое покрытие; 3 - низкотемпературное керамическое покрытие;
4 - гибкое войлочное покрытие; 5 - металл или стекло; 6 - уплотнительные прок-
ладки из материала углерод - углерод; 7 - уплотнение с компенсацией термичес-
кого расширения; 8 - боросиликатное оптическое покрытие; 9 - войлочная под-
ложка; 10 - слой клея-герметика; 11 - алюминиевая или углепластиковая несущая
конструкция; 12 - пластина-заполнитель
277
обычно пластик, расположенный в поверхностном слое теплозащитного
корпуса, прогреваясь с внешней стороны до температур плавления, субли-
мации, просто обгорая при наличии достаточного количества кислорода в
газовой среде и поглащая тепло на совершение соответствующих физико-
химических превращений, а также частично сбрасывая его с уносимыми
частицами, тем самым значительно сокращает распространение тепла внутрь
и обеспечивает сохранение допустимых температур на основных конструк-
циях достаточно долго. Наружный слой теплозащиты как бы заранее
’’жертвуется”* *, однако толщина ее достаточно велика для того, чтобы
прогрев до высоких температур не успел достичь оболочки корпуса до
момента посадки на поверхность планеты**. За слоем абляционной тепло-
защиты могут располагаться слои теплозащиты, работа которых основана
на других принципах.
Материал теплозащиты, обычно пластик на основе фенольных или
эпоксидных смол, армированных стеклянными, асбестовыми или другими
нитями, тканями, сотами, по существу КМ, в силу низкой теплопровод-
ности быстро разогревается в поверхностном слое до очень высоких тем-
ператур, так как тепло, поступающее извне, медленно распространяется
в глубь теплозащиты. При температурах на наиболее теплонапряженных
участках порядка нескольких тысяч градусов в материале происходят не-
обратимые процессы с образованием различных летучих продуктов и твер-
дого остатка, состоящего практически из одного углерода — процесс
коксования. Таким образом, большая часть тепловой энергии, выделяю-
щейся при торможении высокоскоростного набегающего потока, расхо-
дуется на совершение эндотермических превращений в материале или уно-
сится с летучими продуктами реакций. Газообразные уносимые продукты
оказывают благоприятное влияние и на сам обтекающий тело поток, как
и в случае применения активной системы теплозащиты, уменьшая кон-
вективный приток тепла к поверхности СА.
Абляционная теплозащита является наиболее простой и дешевой по
технологии и используемым материалам. Основными недостатками ее
считают большую массу и необратимость процессов, происходящих в мате-
риале при абляции, вследствие чего она не может использоваться много-
кратно.
Защита теплопоглощением. Основана на простейшем свойстве матери-
алов поглощать тепло при нагревании. В качестве таких материалов с вы-
сокой теплоемкостью можно использовать, например, бериллий. Тепло-
поглотители используют обычно как часть теплозащитной системы в соче-
тании, например, с абляционной зашитой и слоем теплоизоляции.
Теплоизоляция. Практически всегда входит в состав теплозащитных
систем. Для теплоизоляционных слоев применяют материалы с возможно
более низкой теплопроводностью. Поскольку теплоизоляцию располагают
* Абляция (от латинского ablatio — отнятие) — отделение и унос вещества с по-
верхности за счет эрозии, оплавления, сублимащш.
* * Для исключения распространения волны тепла внутрь СА иногда применяют
механический сброс части теплозащиты после прохождения участка йнтенсивного
аэродинамического нагрева.
278
под другими функциональными слоями теплозащитной системы (обычно
на наружной или даже внутренней поверхности оболочки силового кор-
пуса) , она не подвержена разрушительному воздействию набегающего по-
тока и другим механическим воздействиям, на которые должны быть
рассчитаны наружные слои теплозащитного пакета. Благодаря этому для
теплоизоляции можно применять материалы, не обладающие существен-
ной механической прочностью, а стремятся подбирать такие, которые при
малой теплопроводности с целью уменьшения массы конструкции СА
обладали бы и возможно меньшей плотностью, а именно — пенистые, по-
ристые, волокнистые. .
Размещение систем приземления (приводнения). Приземление (при-
воднение) - заключительный этап спуска КА на поверхность планеты.
Наиболее высокие требования к его техническому обеспечению предъяв-
ляются при возвращении человека. Приземление обеспечивается не только
специальными системами и агрегатами, но и конструктивно-компоновоч-
ными решениями всего СА.
В большой степени компоновку СА определяет размещение систем
приземления, поскольку надежность ввода в действие агрегатов этих сис-
тем существенно зависит от их размещения. Так для парашютных систем
торможения всегда желательно обеспечить их ввод ”по потоку” (рис. 21.7),
однако это требование не всегда может быть выполнено полностью. Нап-
ример, общая компоновка КК ’’Союз” требует, чтобы в задней (по отноше-
нию к набегающему потоку) части СА был размещен люк для перехода в
00, из-за чего люк для ввода парашютной системы смещается на боковую
поверхность СА. На размещение парашютной системы в данном случае
оказывает влияние заданное положение центра масс СА, поэтому наиболее
массивные агрегаты располагают ближе к лобовому теплозащитному эк-
рану, смещая их, насколько необходимо, в направлении заданного бокового
смещения центра масс СА. Перечисленные условия требуют принятия
компромиссного ращения, при котором обеспечивались бы: благоприят-
ный ввод парашютной системы; удовлетворительное положение центра
масс конструкции; удобства для перемещений экипажа. Такому решению
соответствует расположение парашютного контейнера вдоль образующей
Рис. 21.7. Влияние размещения парашютной системы на внутреннюю компоновку С А:
а - размещение парашютного контейнера в центре полезного объема СА; б - компо-
новка парашютного контейнера, обеспечивающая рациональную внутреннюю компо-
новку СА; 1 - СА; 2 - парашютный контейнер; 3 - укладка парашюта; 4 - вытяж-
ной парашют; 5 — крышка парашютного контейнера
279
корпуса, а люк для ввода парашюта размещается рядом с люком для пе-
рехода в 00.
Внутренняя компоновка СА представляет собой яркий пример комп-
лексной проектно-конструкторской задачи, решение которой тем сложнее
и в большей степени требует от проектанта скрупулезного изыскания при-
емлемого компромисса, чем шире комплекс варьируемых конструктив-
ных элементов и требований и чем жестче геометрические и массовые
ограничения. Пример решения такой задачи представлен на рис. 1.5. Форма
внутреннего объема аппарата определяется аэродинамическими требова-
ниями к нему, а расположение основных агрегатов внутри подчиняется
требованиям его центровки. В связи с тем, что СА КК ’’Союз” помимо
спуска предназначен еще и для обеспечения жизнедеятельности экипажа,
выполнения им операций по управлению кораблем и контролю за работой
систем, наряду * с упомянутыми требованиями большое значение для
проектантов и конструкторов имеют требования по обеспечению жизне-
деятельности экипажа, а также и эргономические, связанные с выполне-
нием операций по управлению системами корабля.
Остановимся только на требованиях, связанных со спуском и при-
землением. С точки зрения внутренней компоновки основными из них
считают требования по обеспечению лучшей для экипажа переносимости
перегрузок, действующих в полете и при приземлении. Для С А КК ’’Вос-
ток”, ’’Союз”, ’’Аполлон” за основу компоновки внутреннего свободного
пространства принималось такое положение пилота в кресле, которое
близко к наиболее благоприятному при воздействии на его организм пере-
грузок в основных полетных ситуациях. Их три:
выведение на орбиту, когда на экипаж действуют перегрузки, обус-
ловленные тягой двигателей PH (в том же направлении действуют и пере-
грузки при срабатывании САС);
спуск с орбиты в атмосфере Земли, когда на экипаж действуют пере-
грузки вследствие интенсивного торможения;
посадка, когда на экипаж действуют ударные перегрузки от встречи
СА с поверхностью суши или воды с некоторой скоростью, на гашение ко-
торой не рассчитана система приземления.
Проектанты СА указанных КК стремились к нахождению одного,
единого для всех этих случаев положения пилота. Из диаграммы (см.
рис. 1.1) видно, что наилучшим для человека положением при воздейст-
вии экстремальных инерционных нагрузок является такое, при котором
перегрузки действуют в направлении грудь-спина с отклонением на
несколько градусов от перпендикуляра к позвоночнику. Поэтому наклон
спинки кресла в СА КК ’’Союз” соответствует некоторому оптимальному
положению между перпендикуляром к продольной оси КК — направление
перегрузок на активном участке полета — и перпендикуляром к направ-
лению набегающего потока при спуске в атмосфере — направление перегру-
зок при торможении. Это положение признано приемлемым также для
расчетного диапазона углов приземления с учетом тех поправок, которые
вносит система амортизации кресла. Благоприятна для восприятия пере-
грузок и ’’сгруппированная” поза пилота, которая связана и с чисто
280
компоновочной потребностью ’’вписать” кресла в соответствующее сече-
ние корпуса.
Уровень расположения кресел в СА определяется в первую очередь
требованиями центровки аппарата, так как кресла с космонавтами пред-
ставляют значительную массу и их размещение выше заданного центра
масс СА привело бы к ухудшению общей центровки. С другой стороны,
максимально возможное количество аппаратуры и оборудования СА же-
лательно разместить под креслами не только по соображениям центровки
аппарата, но и в связи с требованиями безопасности экипажа при призем-
лении. На всех известных пилотируемых СА кресла пилотов располагались
примерно на уровне центра масс С А, поэтому центровка С А мало зависела
от числа космонавтов.
Пространство в СА выше уровня кресел — рабочая зона экипажа на
наиболее ответственных этапах полета, которая должна удовлетворять
всем требованиям, предъявляемым к кабинам. Дополнительный комп-
лекс требований связан с обеспечением при необходимости быстрого по-
кидания СА после приземления, поэтому компоновка должна обеспечить
свободу перемещения членов экипажа, а также доступность средств уп-
равления и других устройств для экстренного покидания СА.
Конструкция корпуса СА должна удовлетворять требованиям,
предъявляемым к несущим конструкциям КА, а для пилотируемых ап-
паратов и требованиям к герметичным обитаемым отсекам. Конструкции
монтажных и механических узлов и устройств должны обладать:
высокой надежностью всех конструктивно-технологических решений,
а отсюда появляется необходимость в их тщательной отработке, исключа-
ющей возможность возникновения отказов; в обоснованных случаях
здесь чаще, чем в других агрегатах, применяется дублирование;
невосприимчивостью к высокому уровню динамических, в частности,
ударных нагрузок;
максимальными удобствами в работе и быстродействием.
21.2. СИСТЕМЫ ПОСАДКИ
Понятие посадка объединяет различные варианты завершения полета
КА, при которых сохраняется заданная функциональная целостность его
агрегатов и полезной нагрузки.
При расчетах посадки принимают во внимание перегрузки, действую-
щие на конструкцию, оборудование и экипаж, поступательные и угловые
скорости и ускорения, положение СА после посадки. Управление посадкой
и послепосадочными функциями аппарата обеспечивает комплекс аппара-
туры и оборудования, объединяемый в систему приземления (если посад-
ка на Землю), которая включает:
чувствительные элементы и датчики, фиксирующие изменение физи-
ческих характеристик полета, необходимых для выдачи команд на включе-
ние и выключение агрегатов и систем, связанных с посадкой;
приборы управления, которые на основании информации, получаемой
от чувствительных элементов, выдают команды на включение и выклю-
чение исполнительных органов системы пдсадки и других систем, связан-
ных с посадкой;
исполнительные органы, предназначенные для изменения физических
характеристик полета и движения на поверхности планеты в ходе посадки.
В качестве чувствительных элементов и датчиков системы посадки
используются измерители высоты, скорости движения, ускорения, угло-
вых скоростей и ускорений.
Приборы управления — усилители, преобразователи, интеграторы,
коммутаторы, программно-временные устройства и др. - принципиально
не отличаются от аналогичных приборов, работающих в других системах.
Они могут функционально объединяться в единую СУ на базе применения
современной электронной вычислительной техники. В этом случае сигна-
лы от чувствительных элементов поступают в единую ЭВМ КК, и она уже
выдает команды на срабатывание исполнительных органов системы по-
садки.
Исполнительные органы — наиболее существенная для конструкции
КА составляющая системы посадки. На различных аппаратах они могут
решать свои чисто специфические задачи. Так, помимо основной, общей
для всех задачи — погашения до допустимых пределов скорости снижения -
на них могут возлагаться обеспечение: снижения горизонтальной скорости,
зависания и маневра у поверхности планеты с целью выбора места посад-
ки; введения в действие средств повышения плавучести перед посадкой
на воду; введения средств снижения перегрузок, действующих на наибо-
лее чувствительные к ним части конструкции и полезной нагрузки.
Для посадки на планеты с атмосферой бескрылых аппаратов реальное
применение на сегодня имеют только две посадочные системы: парашют-
ная и реактивная. Широко распространено и применение комбинирован-
ных парашютно-реактивных систем (’’Восход”, ’’Союз”).
Сложную техническую задачу представляют надежный ввод парашют-
ной системы в поток и раскрытие парашютов.
Наиболее широко для этой цели применяются пиротехнические уст-
ройства, которые помимо вскрытия поверхности корпуса сообщают инер-
ционному элементу конструкции скорость, достаточную для извлечения из
контейнера и вынесения на безопасное расстояние от аппарата вытяжного
парашюта. В многокупольных парашютных системах схема ввода должна
также исключать возможность взаимодействия между куполами в процес-
се раскрытия. Пример системы с одновременным раскрытием трех купо-
лов основного каскада показан на рис. 21.8. Основные парашюты здесь
разводятся в разные стороны с помощью трех ’’пуль”, выстреливаемых из
’’мортир”. Сами парашюты представляют собой весьма сложные уст-
ройства из тканей и жгутов, в которые могут также включаться механи-
ческие и пиромеханические узлы, обеспечивающие в процессе спуска изме-
нение газодинамических характеристик или формы парашюта. Одной
из основных характеристик парашюта является его проницаемость. Подби-
рая при отработке и регулируя ее в полете, можно изменять величину соп-
ротивления парашюта, т.е. интенсивность торможения СА.
Увеличение проницаемости парашюта на больших скоростях полета
необходимо для снижения нагрузок на узлы подвески аппарата к пара-
шютной системе. Большое значение имеет форма парашюта. Существуют
десятки вариантов конструкций парашютов, обладающих существенно
282
1
2
3
Рис. 21.8. Схема работы парашютной системы С А КК
’’Аполлон”:
1 — вытяжной парашют; 2 — место крепления вытяж-
ного парашюта к главному парашюту; 3 — главный па-
рашют вытянут; 4 — выброс тормозного парашюта;
5 - выброс вытяжных парашютов; 6 - главные парашю-
ты полностью раскрыты
различными характеристиками и предназначенных для различных режи-
мов полета. Для регулирования нагрузки на узлы подвески в парашютных
системах КА наряду с регулированием проницаемости путем вскрытия
’’окон” на поверхности парашютов нередко применяется ’’рифовка”,
т.е. перетягивание парашюта шнуром, который после торможения аппара-
та до приемлемых скоростей перерезается, позволяя парашюту уже пол-
ностью раскрыться. Парашют, таким образом, вводится в действие ступен-
чато.
В состав систем посадки входят также устройства для амортизации.
На СА КК ’’Союз” имеется индивидуальная амортизация кресел пилотов
в направлении полета. Но при посадке возможны значительные перегрузки
в поперечных направлениях, поэтому возникает необходимость амортиза-
ции и в этих направлениях (рис. 21.9).
Особые требования предъявляются к системам посадки на Землю,
рассчитанным на приводнение. Основная задача в этом случае
состоит в обеспечении надежной плавучее^ и остойчивости* аппарата
на воде при расчетных вариантах характеристик метеоусловий. Важным
требованием для пилотируемых КА является исключение попадания воды в
них через люки и вентиляционные отверстия. Наличие определенного коли-
чества воды в аппарате (в случае ее попадания) не должно приводить к недо-
пустимому изменению остойчивости и плавучести — нерасчетному крену,
* Остойчивость - способность судна на плаву занимать определенное расчетное
положение, сопротивляться воздействию внешних сил, выводящих его из этого
положения, и возвращаться к расчетному положению после прекращение действия
внешних сил.
283
опрокидыванию, затоплению. На многих КА имеются технические средст-
ва для удаления воды. Высокие требования к системам посадки предъяв-
ляются в связи с операциями, связанными с покиданием аппарата экипа-
жем, так как в этих случаях существенно меняются центровка и остойчи-
вость аппарата. Для СА КК ’’Союз”, рассчитанного на посадку на грунт и
воду,’проводилась тщательная отработка покидания и эвакуации на плаву.
Отработка этих операций входит и в программу подготовки космонавтов.
Одним из главных требований, предъявляемых к устройствам систем
посадки, особенно для пилотируемых КК, является надежность, которая
на практике обеспечивается применением хорошо освоенных конструк-
тивных и технологических решений. Эффективным и широко применяе-
мым средством повышения надежности является резервирование. Для
узлов и агрегатов системы посадки это может быть применение допол-
нительных пиротехнических устройств отделения, позволяющих обес-
печить, например, отделение крышки парашютного контейнера при не-
срабатывании одного из двух основных пиротехнических узлов, введение
в состав многокупольной парашютной системы избыточного количества
парашютов. По сути, резервированием является и введение амортизации
284
кресел пилотов в состав системы приземления СА КК ’’Союз”, так как
при благоприятных условиях приземления перегрузки невелики и амор-
тизация кресел практически не участвует в работе.
В системах посадки широко применяется и частный случай резер-
вирования — дублирование, т.е. введение в состав узла двух элементов,
в то время как для решения задачи необходим только один. Однако
разрабатывая конструкцию узла или систему в целом, конструктор
всегда должен учитывать, что резервирование, в том числе дублирование,
приводит к неизбежному увеличению массы конструкции и ее стоимости.
ГЛАВА 22. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
22.1. КОМПОНОВКА ДУ С ЖРД НА РБ РКН И КА
Компоновка ДУ определяется компоновкой РКН или КА, количест-
вом двигателей, их типом, способом создания управляющих моментов и
способом передачи тяг двигателей на корпус РКН или КА. Рассмотрим схе-
мы компоновок, представленные на рис. 22.1:
а) в центре расположен один основной четырехкамерный двигатель,
который неподвижно крепится к корпусу РБ через раму. В плоскостях
стабилизации находятся четыре рулевых двигателя. Подача компонентов
топлива в основной и рулевые двигатели осуществляется одним ТНА.
Каждый рулевой двигатель качается в одной плоскости. Применение
четырехкамерного основного двигателя позволяет увеличить плотность
компоновки ДУ. Схема реализована на РКН ’’Союз” (РБ 2);
б) четыре основных двигателя расположены в плоскостях стабилиза-
ции. Каждый двигатель качается в одной плоскости. Компоновка ДУ плот-
ная. Тяга двигателей может передаваться на корпус, например, через раму
или конический отсек. Рулевых двигателей нет, а управляющие моменты
создаются за счет отклонения основных двигателй. Выход из строя одного
двигателя ведет к потере управляемости;
в) четыре основных двигателя находятся в плоскостях, расположен-
ных под углом 45° к плоскостям стабилизации. Двигатели имеют карда-
новый подвес. Их тяга передается непосредственно на усиленный узел
корпуса РБ. При отказе одного и даже двух двигателей управляемость
сохраняется;
г) в отличие от схемы в здесь один центральный двигатель, примене-
ние которого хотя и делает компоновку менее плотной, но зато позволяет
ступенчато менять тягу РБ, уменьшать перегрузку перед концом работы
ДУ РБ, выключая центральный двигатель раньше, чем периферийные.
Схема имеет резервы по управлению и тяге, так как с определенного мо-
мента можно закончить полет с одним отключенным двигателем. Реали-
зована в РКН ”Сатурн-5” (РБ 1 и 2). Если периферийные Двигатели пере-
285
Рис. 22.1. Принципиальные схемы ДУ РБ РКН и КА:
1 - неподвижный основной двигатель; 2 - рулевой двигатель (или сопло) с осью
поворота (стрелками показано направление качания сопла); 3 - основной двигатель
с осью поворота; 4 - основной двигатель с кардановым подвесом; 5 - неподвижный
основной двигатель регулируемой тяги (”+’* - форсирование, - дросселирова-
ние) ; 6 - рулевой двигатель с кардановым подвесом; 7 - двигатели ориентации,
используемые для управления по крену; I, II, III, IV - плоскости стабилизации
286
дают тягу непосредственно на корпус, то для крепления центрального дви-
гателя необходим рамный элемент, например крестовина (см. рис. 5.10);
д) в отличие от схемы в имеет четыре двигателя в центре, которые
неподвижно закреплены, а периферийные двигатели снабжены кардано-
вым подвесом. При одинаковой тяге с ДУ схемы в позволяет укомплекто-
вать РБ единичными двигателями меньшей размерности. Необходима рама
или ферма для крепления центральных двигателей;
е) восемь основных двигателей расположены по кольцу. Их тяга не-
посредственно передается на корпус РБ. Возможна организация управления
в двух плоскостях стабилизации путем рассогласования тяг; в этом слу-
чае двигатели крепятся к корпусу РБ неподвижно. Для управления
по крену необходимо использовать специальные двигатели или сопла.
Управляемость сохраняется при отключении любой пары противополож-
ных двигателей;
ж) три двигателя в кардановом подвесе. Управляемость сохраняется
при отключении любого из них. Необходим рамный элемент для передачи
тяг двигателей на корпус РБ;
з) один основной двигатель неподвижно закреплен. Четыре управляю-
щих двигателя имеют собственный ТНА и каждый из них качается в одной
плоскости. Возможен раздельный запуск основного и управляющих дви-
гателей, что можно использовать для организации разделения и запуска
основного двигателя;
и) основной двигатель неподвижно закреплен. Два управляющих дви-
гателя имеют кардановый подвес. Управление сохраняется при отказе
одного управляющего двигателя;
к) основной двигатель имеет кардановый подвес. Для управления
по крену используются двигатели СО. Схема реализована в РКН ”Сатурн-5”
(РБ 3 космический);
л) основной двигатель имеет кардановый подвес. Два качающихся в
одной плоскости сопла или рулевых двигателя обеспечивают управляе-
мость по крену;
м) два основных двигателя имеют кардановый подвес. При отказе
одного из них управляемость сохраняется.
22.2. ЯДЕРНЫЕ И ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Химические ракетные двигатели имеют удельную тягу всего около
500 с, что связано с ограниченной теплотворной способностью топлив
(температура в камере сгорания не более 4900 К), поэтому целесообраз-
нее применение двигателей с нехимическими источниками тепловой энер-
гии. К таким двигателям относятся ЯРД, в которых нагрев рабочего тела
осуществляется в реакторе в результате ядерной реакции, а также электро-
термические (дуговые) двигатели, в которых для нагрева рабочего тела
используется электрическая дуга. С помощью ЯРД возможно достижение
удельных тяг порядка 1000 ... 2000 с.
По типу ядерной реакции различают двигатели с реакцией деления и
с реакцией синтеза (термоядерная реакция). В зависимости от фазового
287
состояния делящегося вещества реакторы с реакцией деления бывают:
твердофазные, жидкофазные, газофазные. В качестве делящегося вещест-
ва в них используют уран 235 или плутоний 239.
Простейшая схема ДУ с твердофазным ядерным реактором (рис. 22.2)
состоит из ядерного реактора 5, сопла 6, бака с рабочим телом 3, насоса 1,
клапана 2 и турбины 4. Рабочее тело из бака подается насосом в ядерный
реактор, в котором размещается делящееся вещество. Протекая через
реактор, рабочее тело испаряется и нагревается до высокой температуры
энергией, выделяемой при делении ядер делящегося вешТества. Газообраз-
ные продукты испарения рабочего тела, истекая из сопла, создают тягу.
Мощность, необходимая для работы насоса, передается к нему через
вал турбины. В свою очередь, для работы турбины на нее подается некото-
рое количество газообразных продуктов испарения рабочего тела, отби-
раемых из сопла.
К двигателям с нехимическими источниками тепловой энергии отно-
сятся также ЭРД, которые используют для разгона рабочего тела электро-
статическое или электромагнитное поле, где электрическая энергия преоб-
разуется в кинетическую энергию реактивной струи. Для взаимодействия
с этими полями рабочее тело ЭРД должно нести электрический заряд или
быть электропроводным. Электрическую энергию, используемую для ус-
корения рабочего тела, вырабатывает ядерный, солнечный или химичес-
Рис. 22.2. Схема ДУ с ЯРД
Рис. 22.3. Простейшая схема ДУ с ЭРД:
1 — баллон со сжатым газом; 2, 4 — клапаны; 3 - бак с рабочим телом; 5 - уст-
ройство для создания электрически заряженных частиц; 6 - устройство для разгона
электрически заряжённых частиц (движитель); 7 - ядерная энергетическая установка
288
Рис. 22.4. Принципиальная схема ЭСД
кий первичный источник. Прос-
тейшая схема ДУ с ЭРД и ядер-
ным источником первичной энер-
гии дана на рис. 22.3.
В электромагнитных или маг-
нитногидродинамических (МГД)
реактивных двигателях ускоре-
ние рабочего тела осуществля-
ется в результате взаимодейст-
вия тока в электропроводном
рабочем теле с магнитным полем. Эффект ускорения максимальный, если
угол между векторами магнитной индукции и тока равен 90° и они пер-
пендикулярны продольной оси движителя. Рабочее тело электромагнитно-
го двигателя—плазма, имеющая температуру порядка нескольких тысяч
градусов, поступает в двигатель из плазмотрона, где происходит термичес-
кая ионизация газа или паров металла. Эти двигатели иногда называют
плазменными [2].
Принцип работы электростатических двигателей (ЭСД) основан на
воздействии на одноименно заряженные частицы рабочего тела электро-
статического поля, через которое кулоновская сила, ускоряющая частицы,
т.е. сила тяги, передается на конструктивные элементы. Отсюда следует,
что для работы ЭСД необходимо иметь заряженные частицы одного знака.
В ЭСД (рис. 22.4) нейтральное рабочее тело 1 поступает в специальное уст-
ройство 2, где оно разделяется на положительно и отрицательно заряжен-
ные частицы [2]. Этими частицами могут быть коллоидные частицы или
жидкие капли, либо ионы и электроны. Иногда ЭСД называют соответст-
венно коллоидным или ионным двигателем. С помощью ускоряющих
электродов 4, на которые подается отрицательный потенциал, ионы ’’вытя-
гиваются” из источника ионов — ионизатора, разгоняются до заданной
скорости и покидают корпус двигателя. Перед поступлением в плоскость
ускоряющих электродов 4 поток ионов фокусируется определенным об-
разом расположенными фокусирующими электродами 3, на которые
подается небольшой положительный заряд. Чтобы в результате истече-
ния ионов в системе не накапливался отрицательный заряд (при этом
ионы после разгона возвращались бы обратно), вблизи выходного сечения
установлен нейтрализатор 5, куда подаются электроны, отделенные ранее
от ионов в ионизаторе. Электроны вводятся в ионный поток и, соединяясь
с ионами, образуют нейтральные атомы. В результате поток рабочего тела,
покидающий двигатель, является электрически нейтральным.
22.3. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ РАЗМЕЩЕНИЯ
ДВИГАТЕЛЕЙ СО НА КА
Наиболее экономный с точки зрения количества и простой в работе
вариант размещения двигателей СО представлен на рис. 22.5, а, где сис-
тема координат XYZ связана с конструктивными базами КА, а ее начало
289
Рис. 77.5 RanuauTvi пдеждеи
расположено близко к центру масс. В этом варианте всего шесть реактив-
ных двигателей, однако он имеет тот недостаток, что в процессе движения
КА относительно центра масс могут появиться силы, действующие на
центр масс и способные возмущать траекторию [ 39]. Если заданная ориен-
тация поддерживается только за счет работы реактивных двигателей,
а на аппарат действует достаточно большой по величине возмущающий мо-
мент, то рассматриваемая схема размещения двигателей приведет к тому,
что на центр масс КА будут периодически действовать силы одного нап-
равления. Если возмущающий момент является случайной величиной, то
эти силы могут оказаться нежелательными, в частности, когда требуется
высокая точность прогноза траектории. Схема имеет еще один недостаток.
Если центр масс КА не совпадает с началом системы координат XYZ, что
может иметь место вследствие ошибок сборки и разброса масс приборов
и агрегатов, то при включении одного из двигателей возникают моменты
не только вокруг нужной оси, но и вокруг других осей, а это приведет
к удлинению переходных процессов и увеличению расходов рабочего тела.
Вариант, представленный на рис. 22.5, б9 не имеет отмеченных не-
достатков, так как управляющие моменты создаются парами сил и несов-
падение центра масс с началом системы координат не вызывает ненужных
моментов, которые могут появиться только при перекосах осей чувстви-
тельности датчиков относительно осей XYZ. В этом варианте уже 12 реак-
тивных двигателей. Возможны и промежуточные варианты размещения,
когда относительно одних осей управляющие моменты создаются парами,
а вокруг других осей единичными силами. Количество и размещение реак-
тивных двигателей, необходимых для управления ориентацией аппарата,
зависят от требований к точности прогнозирования траектории и дейст-
вующих возмущающих моментов.
Если конструкция КА исключает возможность появления больших
возмущающих моментов, то независимо от требуемой точности прогноза
траектории может оказаться приемлемым вариант размещения двигате-
лей, представленный на рис. 22. 5,а, так как при малых возмущающих мо-
ментах движение вокруг центра масс будет симметричным относительно
заданного направления, и возмущающее влияние управляющих сил на
траекторию может оказаться малым, поскольку на центр масс КА будут
периодически действовать силы противоположных направлений.
ГЛАВА 23. СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА
23.1. ВЫТЕСНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Под системой подачи топлива понимают совокупность систем, узлов,
агрегатов и элементов автоматики, обеспечивающих подачу горючего и
окислителя из топливных баков в камеру сгорания ЖРД. Наиболее проста
из существующих типов вытеснительная подача, в которой в каждый из
топливных баков подается сжатый газ и над зеркалом жидкости устанав-
ливается давление величиной, достаточной для преодоления противодавле-
ния со стороны камеры и гидравлических потерь в питающем тракте
[10]. При очевидной простоте вытеснительная подача обладает существен-
ным недостатком: в тракт высокого давления полностью включаются и
топливные баки, стенки которых по условию прочности должны быть дос-
таточно толстыми, а это приводит к увеличению их массы. На борту КА
или PH должен находиться и запас рабочего тела — в меняющего газа,
что также увеличивает массу КА (один кубометр воздуха при давлении
3923 кПа имеет массу около 50 кг) [ 10].
Вытеснительная подача имеет и определенные границы применения,
связанные с объемом вытесняемого топлива, параметрами PH или КА и,
конечно, с эксплуатационными требованиями. При необходимости увели-
чения времени работы двигателя масса баков резко возрастает, а это при-
водит к значительному снижению массовой отдачи РКН.
Наиболее просто обеспечить подачу топлива можно при помощи сжа-
того газа из баллонов высокого давления через редуктор. Это так назы-
ваемая баллонная система подачи, простота регулирования которой предо-
пределяет ее надежность. Кроме того, здесь можно без особого труда пре-
рывать и возобновлять процесс подачи, что необходимо для систем много-
кратного запуска. Баллонная система подачи оказывается наиболее прием-
лемой для КА и космических РБ тогда, когда выбираются относительно
низкие давления в камерах сгорания (порядка 500 ... 1500 кПа). Она наш-
ла свое применение также и во вспомогательных ДУ КА, в частности, в
двигателях СО, где расход очень невелик, а число рабочих запусков изме-
ряется тысячами. Баллонная подача применяется и в различных служеб-
ных устройствах современных ЖРД — это подача вспомогательных компо-
нентов и создание достартового давления наддува в топливных баках при
насосной подаче.
При вытеснительной системе давление в баках PH и КА больше давле-
ния в камере сгорания ЖРД. Компоненты топлива вытесняются из баков
с помощью газообразного рабочего тела. В качестве рабочего тела для
вытеснения компонентов топлива используют [ 9] газ высокого давления,
находящийся на борту PH (КА) в специальных газовых баллонах (аккуму-
ляторах давления); газообразные продукты (газы), получаемые в резуль-
тате: химического разложения или сгорания жидкого топлива в газогене-
раторах; медленного горения твердого топлива (пороха) в специальных
291
2
Рис. 23.1. Принципиальная схема реактивной СУ на двухкомпонентном жидком топ-
ливе:
1 -• заправочный клапан; 2 - баллон со сжатым воздухом; 3 - датчик давления;
4 - пусковой клапан наддува; 5 - регулятор давления; 6, 26 - обратные клапаны;
7, 17, 19 - проверочные клапаны; 8 - бак горючего; 9, 24 - вытеснительные меш-
ки; 10, 23, 27 - предохранительные клапаны; И, 22 - заправочно-сливные клапа-
ны; 12, 21 - топливные клапаны; 13, 20 - топливные фильтры; 14, 13 - электро-
клапаны; 15, 28 - коллекторы; 16 - управляющий клапан двигателя; 25 - бак
окислителя
газогенераторах; осуществления в топливных баках регулируемой хими-
ческой реакции.
Регулирование тяги двигателя при вытеснительной системе подачи
топлива производится либо по давлению в камере сгорания ЖРД, либо по
давлению в топливных баках. На рис. 23.1 приведена простейшая принци-
пиальная схема реактивной СУ на двухкомпонентном жидком топливе с
Газобаллонной системой наддува. Горючее и окислитель хранятся в баках
8 и 25. Предварительное включение системы в работу осуществляется пу-
тем подачи электрической команды на клеммы пускового клапана 4, ко-
292
торый в период хранения герметично перекрывает доступ газа в систему.
Регулятор давления 5 обеспечивает постоянное давление в баках 8 и 25.
После подачи электрической команды на топливные клапаны 12 и 21
ТОПЛИВО ИЗ баков 8 И 25 ПОД действием давления гача наддува поступает
в коллекторы 15 и 28, а оттуда к управляющим клапанам двигателей
16. Включение двигателей в работу осуществляется при подаче электри-
ческой команды от СУ на клеммы питания электромагнитных приводов
клапанов; при этом клапаны открываются и топливо поступает в камеры
двигателей через форсуночные отверстия в головке камеры.
К ДУ КА предъявляются требования многоразовости включения всех
двигателей или их части как в условиях невесомости, так и в условиях от-
рицательных и боковых перегрузок. Эти условия накладывают , дополни-
тельно ряд специальных требований к топливной системе в части органи-
зации вытеснения и забора топлива из баков КА:
обеспечивать управление положением топлива и разделение жидкой
и газообразной сред в баках;
обеспечивать постоянный контакт всего компонента или его части с
заборным устройством бака при любых направлениях перегрузок;
Рис. 23.2. Вытеснительные устройства с промежуточной перегородкой:
а - устройство с эластичной перегородкой; 1 - заборное устройство; 2 - металли-
ческая диафрагма; 3 - редуктор; 4 - аккумуляторы давления; 5 - сжимающаяся
эластичная полость; 6 - расширяющаяся эластичная полость; 7 - топливный бак;
8 - перфорированная труба; 9 - разделительный мешок; 10 - эластичный раздели-
тельный мешок; б - поршневое вытеснительное устройство: 1 - труба направляю-
щая; 2 - поршень с зазором; 3 - поршень с уплотнением; 4 - сферический пор-
шень; 5 — торовый бак; 6 - сферический поршень; в — сильфонные вытеснительные
устройства: 1 - сферический топливный бак; 2 - сильфон сферического бака; 3 -
наддув бака; 4 - сильфон цилиндрического бака; 5 - цилиндрический топливный
бак; 6 - эластичный телескопический мешок; 7 - топливный бак
293
предотвращать попадание газа в заборное устройство при запуске и
во время работы ДУ.
Для удовлетворения этих требований в топливных системах КА с
вытеснительной подачей топлива применяются устройства с промежуточ-
ной перегородкой (рис. 23.2), в качестве которой используются эластич-
ные мешки или диафрагмы, поршни или сильфоны [ 47]. Эластичные
диафрагмы изготовляются из металла с концентрическими гофрами или
из полимерной пленки, армированной металлической фольгой, а эластич-
ные мешки из пленки, стойкой в жидком и газообразном компонентах
топлива. Под давлением газа наддува, подаваемого внутрь мешка, послед-
ний расправляется и вытесняет жидкое топливо, находящееся между меш-
ком и баком, в расходную магистраль. Топливо может располагаться и
внутри эластичного мешка.
23.2. НАСОСНАЯ СИСТЕМА ПОДАЧИ
КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
В насосных системах подачи высокое давление создается непосредст-
венно перед камерой сгорания, в результате чего тракт высокого давления
сокращается до предела. Одной из разновидностей насосных систем явля-
ется турбонасосная, в которой топливо в камеру сгорания подается ТНА,
а требуемое давление компонентов топлива на входе в насосы двигателя
обеспечивается системой наддува топливных баков. Насосная подача ос-
вобождает баки от больших внутренних давлений, снижает их массу и
одновременно открывает возможности для существенного увеличения
давления в камере сгорания.
Для сравнения на рис. 23.3 приведены области рационального приме-
нения турбонасосной и вытеснительной систем в зависимости от тяги и
продолжительности работы двигателя. Из рисунка видно, что вытеснитель-
ные системы применяются при малом времени работы двигателя, а турбо-
насосные при большом.
Для насосных систем подачи наиболее подходящими считаются центро-
бежные лопаточные насосы, которые способны обеспечить большой се-
кундный расход, имеют относительно
малую массу и предельно простую
кинематику, что способствует и
повышению надежности [9].
Создаваемое насосом избы-
точное давление выражается за-
висимостью:
Рис. 23.3. Области рационального при-
менения турбонасосной « вытеснитель-
ной систем подачи в зависимости от
тяги и продолжительности работы
двигателя:
А - вытеснительная подача; В - тур-
бонасосная подача; С вытеснительная
и турбонасосная подача
р = kpR2n2 = ^ipu2, (23.1)
где p - плотность жидкости; R - радиус крыльчатки турбонасоса; и -
окружная скорость на ободе колеса; к, кг — коэффициенты пропорцио-
нальности; п - частота вращения.
Из формулы (23.1) видно, что для уменьшения габаритных размеров
насоса необходимо при заданном давлении подачи увеличивать частоту
вращения, которая в современных двигателях достигает 30-3 5 тыс. об/мин.
Такие числа оборотов могут быть созданы в бортовых условиях только
при помощи газовой турбины.
Из сказанного вытекает и конструктивное решение. Турбину и два
центробежных насоса устанавливают на общем валу и монтируют в еди-
ном корпусе: два фланцевых входа для топливных компонентов, два для
выхода тех же компонентов под высоким давлением, фланцевый вход го-
рячего газа, поступающего на лопатки турбины, и, наконец, один фланец
для подключения трубопровода отходящих газов. В итоге получается ком-
пактная машина, удовлетворяющая условиям агрегатной сборки двига-
теля и называемая ТНА.
Но ТНА — это не система подачи, а только ее основная часть. Необхо-
димы еще источник энергии для работы турбины и многие вспомогатель-
ные средства.
Для нормальной работы системы подачи важен нижний порог давле-
ний, под которыми поступают к насосам компоненты. Если местное дав-
ление на входах в насосы окажется ниже упругости паров при соответст-
вующей температуре, жидкость закипает. Это кипение, как и пониженное
давление, носит местный характер. Образовавшиеся пузырьки пара, по-
падая вместе с жидкостью в область высокого давления, тут же конден-
сируются. Явление холодного закипания и последующей конденсации па-
ров называется кавитацией. Кавитация страшна главным образом динами-
ческим эффектом, связанным с очень большой скоростью конденсации
паров и замыканием образовавшихся полостей в жидкости. Лопаточные
машины, как правило, кавитационного режима не выдерживают, и для
нормальной работы системы подачи необходимо, чтобы давление на входе
в насосы рвх было не ниже давления насыщенного пара компонента
(Рвх ^Ps + &Ps) ’где APs ~ минимально необходимое превышение дав-
ления на входе в насос над ps).
Рвх= gohpnx! + Рб - Дрглt (23.2)
где h — высота столба компонента от зеркала жидкости в баке до входа
в насос; р — плотность компонента; пх1 — осевая перегрузка РКН; рб -
давление в баке; Дрг п - гидравлические потери. Формула (23.2) поз-
воляет определить минимально необходимое рб.
Рабочим телом для газовой турбины служит газ повышенного давле-
ния и умеренной температуры, который вырабатывается либо в жилкост-
ном газогенераторе, либо в тракте охлаждения камеры. В зависимости от
дальнейшего использования рабочего тела турбины ДУ разделяют на рабо-
тающие без дожигания (рис. 23.4) и с дожиганием продуктов газогенера-
ции (рис. 23.5).
295
Рис. 23.4. Схема ЖРД с TH А без дожигания продуктов газогенерации:
1 — газовый аккумулятор давления; 2,8,16 — электропневмоклапаны; 3 - пневмо-
клапаны; 4 - бак окислителя; 5 - насосы окислителя и горючего; 6 - турбина; 7 -
главный клапан окислителя; 9 - аккумулятор низкого давления; 10 - жиклер;
11 - камера сгорания; 12 - главный клапан горючего; 13 - пиростартер; 14 - жид-
костный газогенератор; 15 - клапан; 17 - бак горючего; 18 - мембраны; 19 - га-
зовый редуктор давления
Рис. 23.5. Схема ЖРД с дожиганием продуктов газогенерации:
1, 2 - газогенераторы наддува баков; 3 - мембраны; 4 - бак окислителя; 5 - жик-
лер; 6 - пиростартер; 7 - насос окислителя; 8 - клапаны; 9,11- главные клапаны
окислителя и горючего; 10, 13 - дроссельные шайбы; 12 - камера сгорания; 14 -
турбина; 15 - насос горючего; 16 - регулятор; 17 - газогенератор; 18 - бак горю-
чего
В двигателях, работающих по схеме без дожигания [67], продукты
газогенерации после их срабатывания в газовой турбине направляются на
выхлоп в атмосферу или в какое-либо устройство, расположенное вне
камеры сгорания и предназначенное для использования запаса энергии, зак-
люченного в газе (в рулевые сопла, в топливные баки для создания дав-
ления наддува и др.)
С ростом давления в камере сгорания растут и относительные потери
энергии от непроизводительного выброса газа с частью топлива (для
турбины с ГГ на основных компонентах) после турбины, поскольку
возрастают необходимое давление подачи, мощность ТНА и расход рабо-
чего тела для привода турбины.
296
В двигателях, работающих по схеме с дожиганием, продукты газо-
генерации после газовой турбины ТНА поступают в камеру сгорания, где
происходит их догорание при оптимальном соотношении горючих и окис-
лительных элементов. При этом все гидравлические и механические поте-
ри на турбине и насосах ТНА в конечном счете превращаются в тепловую
энергию, передаваемую в камеру сгорания и полезно реализуемую в ней,
т.е. в этом случае отсутствуют характерные для ДУ без дожигания дотери
тяги из-за нерационального расходования компонентов на привод турби-
ны. На рис. 23.6 показана принципиальная схема турбонасосной системы
подачи топлива в двигатель II ступени РКН ’’Космос”
В состав системы подачи входят: баллоны для хранения газов; газо-
генераторы для преобразования химической энергии компонентов топ-
лива в энергию газов наддува; трубо-
проводы и топливные магистрали для
поДачи газов к бакам и топлива к газо-
генераторам наддува и насосам двига-
телей; жиклеры, дозирующие расходы
газов и компонентов; сигнализаторы
давления газа в баках и баллонах; дре-
нажно-предохранительные клапаны,
предназначенные для стравливания из-
лишнего газа из баков; электропневмо-
и пироклапаны, обеспечивающие пода-
чу или прекращение подачи газа или
топлива при воздействии на них элек-
трического сигнала.
Перед началом работы двигателя
КА производят предварительный над-
дув топливных баков. Он необходим
для нормального запуска двигателя и
предотвращения недопустимого про-
вала давления на входах в насосы при
запуске двигателя. Для предваритель-
ного наддува применяют преимущест-
венно газобаллонные системы. В качест-
Рис. 23.6. Принципиальная схема подачи
топлива в двигатель II ступени РКН ’’Кос-
мос”:
1, 14 - настроечные шайбы; 2 - теплооб-
менник; 3 - сместитель; 4 - турбина; 5 -
пиростартер; 6, 7 — устройство ввода газа
в бак (распылитель); 8 - реле давления;
9 - дренажно-предохранительный клапан;
10 - бак окислителя; 11 - бак горючего;
15 - газогенератор ТНА; 16 - главный
клапан окислителя; 17 - камера сгорания;
18 - главный клапан горючего
297
ве рабочего тела для привода турбины используют газ, образуемый в ре-
зультате разложения однокомпонентного (унитарного) топлива; получае-
мый в результате сгорания основных или вспомогательных компонентов
топлива в жидкостных газогенераторах; отбираемый непосредственно из
камеры сгорания ЖРД; образуемый в результате испарения низкокипя-
щего или криогенного компонента топлива; получаемый в результате
сгорания твердого топлива; сжатый газ, находящийся на борту КА.
23.3. СИСТЕМА НАДДУВА
Система наддува топливных баков обеспечивает предстартовый наддув
баков до давлений, необходимых для нормального запуска двигателей,
а также основной наддув баков в полете от бортовых систем наддува.
Система наддува взаимосвязана со многими системами, улучшение ее
характеристик оказывает существенное влияние на повышение эффек-
тивности ДУ и увеличивает массовую отдачу РКН. Для наддува топливных
баков перед пуском и в полете обычно применяют газобаллонные, испари-
тельные или газогенераторные системы, использующие жидкие или твер-
дые компоненты топлива. В газобаллонных системах наддува (рис. 23.7)
рабочее тело представляет собой газ (обычно воздух, азот или гелий),
который хранится в баллонах под высоким давлением.
Системы наддува делят на холодные, горячие, системы с наддувом за
счет скоростного напора.
Рис. 23.7. Газобаллонные системы наддува:
а - система наддува без подогрева; б - система наддува с подогревом; 1 - разъем;
2 - баллон с газом; 3 - редуктор; 4 - соленоидный клапан; 5 - обратный клапан;
6 - предохранительный клапан; 7 - окислитель; 8 - горючее; 9 - выходе камеру
сгорания; 10 - теплообменник
298
Системы наддува, в которых используется газ, имеющий более высо-
кую температуру, чем температура жидких компонентов, называют
"горячими" Если для наддува баков используется полученный заранее
и аккумулированный в баллонах газ и этот газ на борту специально не
подогревается, такие системы наддува называют "холодными" или газо-
баллонными. Горячие системы наддува по способу получения рабочего тела
подразделяются на газогенераторные, системы с непосредственным вво-
дом жидкого компонента в топливный бак и испарительные.
Системы наддува, использующие летучие жидкости, работают сле-
дующим образом. В процессе перехода летучего вещества из жидкого сос-
тояния в газообразное в ограниченном объеме происходит повышение дав-
ления, которое может быть использовано для вытеснения топлива из ба-
ков. Такую систему целесообразно применять в ДУ малой тяги. Постоян-
ное давление наддува в системе поддерживается путем стабилизации тем-
пературы летучего вещества, в качестве источника тепловой энергии для
нагрева которого могут использоваться электрические батареи или тепло-
Рис. 23.8. Газогенераторная система наддува топливных баков:
1 - подача горючего в газогенератор; 2 - подача окислителя в газогенератор; 3,10-
газогенераторы наддува; 4, 9 - разделительные мембраны; 5 - бак горючего; 6,
8 - коллекторы наддува; 7 - бак окислителя
Рис. 23.9. Система наддува баков от газогенератора на твердом топливе:
1 - газогенератор; 2 - воспламенитель; 3 - фильтр; 4 - разрывная диафрагма;
5 — калиброванный жиклер; 6 - предохранительный клапан; 7 - обратный клапан;
8 - вытеснительный мешок; 9 - окислитель; 10 - горючее; И - выход к камере
сгорания
299
нагреватели, включаемые по командам сигнализаторов давления в топ-
ливном баке. Такие системы используются на управляющих ДУ. Для вы-
теснения топлива из баков применяются герметичные сильфоны, а в ка-
честве летучего вещества — аммиак, фреон и т.д.
Преимуществом газогенераторной системы наддува (рис. 23.8)
является возможность использования в качестве источника газа жидких
или твердых топлив, которые занимают мало места и удобны в хранении.
Наиболее компактными источниками рабочего газа являются твердые топ-
лива (рис. 23.9).
23.4. СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЗАПУСКА
В УСЛОВИЯХ НЕВЕСОМОСТИ
В состоянии невесомости усложняется запуск ЖРД, что вызвано труд-
ностями организации забора и подачи очищенных от газовых включений
жидких компонентов топлива из баков в ТНА. Поведение жидкости в ус-
ловиях невесомости отличается от поведения жидкости в гравитационном
поле у поверхности Земли из-за проявления межмолекулярных сил, таких
как адгезия (межмолекуляриое сцепление между частицами разнородных
фаз на поверхности раздела), когезия (межмолекулярное сцепление меж-
ду частицами одной и той же фазы) и поверхностное натяжение, присущее
всем жидкостям [ 64]. Эти силы чрезвычайно малы и при эксплуатации
ЖРД в околоземных условиях не учитываются. Однако в условиях неве-
сомости межмолекулярные силы могут быть преобладающими и опреде-
лять поведение жидкости, которое зависит от ее характеристик (плот-
ности, вязкости, температуры, растекаемости, связанной с величиной ад-
гезии и когезии и др.), конструкции и размеров баков, конструкционного
материала, степени заполнения топливом, состава газа наддува и величин
давления.
Кроме того, неравномерность нагрева внутренней поверхности бака
влияет на формирование парового пузыря. С повышением температуры
поверхностное натяжение жидкости уменьшается, паровой пузырь пере-
мещается к наиболее нагретой поверхности и прилипает. На борту КА пре-
дусматривается специальная система обеспечения запуска (СОЗ) ДУ в
условиях невесомости. Эта система должна собирать и удерживать жид-
кое топливо в том районе бака, где размещено заборное устройство, не
допускать попадания газовой среды в жидкость, удалять из жидкого ком-
понента газовые пузырьки, гасить колебания топлива и т.д.
По принципу действия СОЗ делят [ 64] на вытеснительные, капилляр-
ные, инерционные (рис. 23.10).
В вытеснительных системах газообразная и жидкая фазы в баке меха-
нически изолируются друг от друга с помощью металлических мембран
или эластичных мешков и диафрагм. Капиллярные системы обеспечивают
ориентирование жидкости в заданном районе бака и подачу ее к ТНА за
счет поверхностного натяжения. В инерционных СОЗ используются вспо-
могательные двигатели, включающиеся предварительно перед запуском
ЖРД и создающие небольшие ускорения для подготовки жидких компо-
300
Рис. 23.10. Схемы СОЗ ЖРД:
а - вытеснительная; б - капиллярная; в - инерционная; 1 - электропневмокла-
пан; 2 - редуктор; 3 - баллон для газа; 4 - диафрагма; 5 - клапан; 6 - ТНА;
7 - разделительный экран; 8 - удерживающая сетка; 9 - фильтрующая сетка;
10 - демпфирующая перегородка; 11 - вспомогательные двигатели
нентов топлива к подаче в ДУ (прилив жидкости к заборным устройствам
и сепарация пузырьков газа из жидкой фазы).
При проектировании инерционной системы выбирается величина вспо-
могательного ускорения асоз и продолжительность его действия Г, обеспе-
чивающие подготовку жидкого топлива к подаче в ТНА при минимальных
массовых затратах на СОЗ. В качестве начального принимается самое не-
благоприятное для запуска ЖРД положение жидкости, когда она располо-
жена в противоположном от заборного устройства районе бака. Под дейст-
вием ускорения ясоз жидкость перемещается к заборному устройству, из
топлива сепарируются газовые включения и успокаиваются колебания
новой свободной поверхности жидкости. Определяются время перемеще-
ния жидкости, время успокоения колебаний, время сепарации газовых
пузырьков.
При проектировании капиллярных СОЗ выбираются геометрические
параметры и основные характеристики, обеспечивающие минимальную
массу внутрибаковых устройств. Капиллярные системы выполняются в
виде:
соосных цилиндров или конусов и поперечных перегородок, образую-
щих в районе заборного устройства сотовую конструкцию, соединенную с
любым районом бака капиллярными коллекторами;
разделительных экранов, разгораживающих бак на отсеки, которые
сообщаются между собой горловинами, перекрытыми сетчатыми элемен-
тами;
сетчатых экранов, удерживающих в районе заборного устройства
определенное количество топлива и др.
301
Во всех случаях выбирается такой объем капиллярного устройства,
расположенного в районе заборника, чтобы обеспечивалась работа ЖРД по
программе полета в течение минимального времени. В капиллярном уст-
ройстве постоянно находится топливо, необходимое для запуска и работы
двигателя во время переходных процессов при перетекании, дроблении
жидкости и сепарации газа при воздействии ускорения, создаваемого мар-
шевым ЖРД.
Размер ячейки сотового устройства выбирается таким, чтобы при
действии неблагоприятных возмущающих ускорений в нем удерживался
столб жидкости высотой h. Размер ячейки фильтрующей сетки, которая
устанавливается непосредственно перед заборным устройством и пре-
пятствует попаданию газовых включений в трубопроводы подачи топлива,
выбирается меньшим, чем вероятный диаметр газовых пузырьков, обра-
зовавшихся при действии ускорения.
Основные проблемы, возникающие при проектировании внутрибако-
вых устройств вытеснительных СОЗ, сводятся к выбору материалов для
изготовления мешков или диафрагм, к организации их складывания при
вытеснении топлива. Если используются неметаллические материалы,
определяется проницаемость мешка или диафрагмы. Особую опасность
вызывает проникновение газов наддува в полость с жидкостью.
При использовании в вытеснительных СОЗ металлических диафрагм
загазовывание топлива исключается. Главной становится проблема орга-
низации складывания диафрагмы. Чтобы вытеснить максимально возмож-
ное количество топлива из бака и гарантировать складывание диафрагмы
без переломов и залипаний, диафрагма изготавливается переменной
толщины или укрепляется кольцевыми шпангоутами.
Область применения того или иного типа СОЗ определяется свойства-
ми компонентов топлива, объемами баков, числом циклов подачи топлива
в двигатель, временем подготовки к запуску ЖРД, располагаемой энерге-
тикой и т.д. Критерием выбора типа системы обеспечения запуска ЖРД
для большинства случаев является ее масса. Однако иногда главными кри-
териями приходится считать надежность срабатывания и безопасность
эксплуатации системы.
23.5. СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ
СООТНОШЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Условия изготовления двигателя, особенности производства топлива,
температурные условия приводят к разбросу характеристик двигателя и,
как следствие, к отклонению тяги двигателя от номинала. Отклонение тя-
ги от номинала, а также разбросы массовых характеристик PH и КА при-
водит к тому, что скорость PH и КА на участке работы двигателя отлича-
ется от расчетной. Задача регулирования состоит в том, чтобы следить за
тягой на всем участке работы двигателя и менять ее таким образом, чтобы
скомпенсировать отклонение параметров движения от номинальных зна-
чений. Кроме этого, масса остатков компонентов топлива из-за неодновре-
менной их выработки должна быть минимальной. При отсутствии специ-
302
альной системы регулирования возможны случаи, при которых отклонение
Кт = 7Пок/^2г (где ^ок и тг — массовые секундные расходы окислителя
и горючего) от расчетных значений вызывает повышенный расход одного
из компонентов топлива. В результате этого один из компонентов израс-
ходуется до того, как РКН или КА достигнет заданной скорости, другой
компонент полностью не вырабатывается. Отклонение Кт от расчетных
значений вызывают отклонения тяги и удельной тяги, а также увеличе-
ние относительной конечной массы ступени из-за неиспользованных остат-
ков одного из компонентов. Назначение системы регулирования соотно-
шения компонентов - поддерживать во время работы ДУ отклонение Кт
в допустимых пределах и обеспечивать одновременную выработку из ба-
ков обоих компонентов.
Для обеспечения одновременной выработки компонентов топлива из
баков РБ вводят специальную систему одновременного опорожнения ба-
ков (СООБ). Наиболее распространено дросселирование одного из компо-
нентов перед входом в камеру сгорания регулятором СООБ (дросселем).
По принципам построения различают:
СООБ с расходомерами, например в виде крыльчаток, расположенных
в топливоподающих магистралях и выдающих сигналы, пропорциональ-
ные расходам компонентов в счетно-решающее устройство, вырабатываю-
щее команду для регулятора СООБ на двигателе;
СООБ с уровнемерами, расположенными в баках. Применяются раз-
нообразные датчики измерения уровней: индукционные, емкостные,
ультразвуковые. Датчики уровня выдают в счетно-решающее устройство
СООБ либо непрерывно изменяющийся сигнал, либо дискретные сигналы
о прохождении уровня жидкости через отметки, соответствующие извест-
ным уровням жидкости. В последнем случае СООБ вырабатывает сигнал
на регулятор ДУ на основании сопоставления фактического времени про-
хождения заданных уровней с расчетным.
Схема системы,’основанной на измерении секундных расходов, изоб-
ражена на рис. 23.11. В магистралях окислителя и горючего установлены
расходомеры 1 и 2. Расходомерами могут служить крыльчатки или трубки
Вентури, для которых расход прямо пропорционален перепаду давлении
на входе и в критическом сечении. Сигналы, пропорциональные секунд-
ным расходам окислителя и горючего, поступают с расходомеров 1 и 2 в
сравнивающий прибор 3. В нем действительное значение Кт сравнивается
с заданным и в случае рассогласования выдается ко-
манда на электропривод дросселя 4. Электропривод, . .
воздействуя на дроссель, уменьшает или увеличива- * J ' ? J
ет его проходное сечение и устраняет отклонение Кт
от расчетного значения. п Т L—1-—J I
В основе всякого метода регулирования ле- Т—4—0 ।
жит естественное стремление управлять большими | f
мощностями с помощью малых энергетических J |
m X4T-J
ж V'4
Рис. 23.11. Схема ЖРД с системой регулирования, обесиечи- / ! \ I*-
вающей постоянное значение коэффициента Кт
303
Рис. 23.12. Схема СООБ с использованием датчиков уровня:
1 - емкостный датчик уровня окислителя в баке; 2 - срав-
нивающий прибор; 3 - емкостный датчик уровня горючего в
баке; 4 - дроссель горючего с электроприводом
затрат. Этому принципу соответствует управление тя-
гой путем изменения частоты вращения турбины. Ес-
ли изменять секундный расход компонентов или со-
отношение секундных расходов, поступающих в
газогенератор, то в результате меняется расход газа,
поступающего для вращения турбины, следствием
чего является изменение расхода топлива, подавае-
мого в камеру сгорания и, следовательно, изменение
тяги двигателя.
Схема системы опорожнения баков с использова-
нием датчиков уровня показана на рис. 23.12. В рассма-
триваемом примере система СООБ работает совместно
с системой регулирования кажущейся скорости (РКС)
[ 13]. Кажущаяся скорость — это скорость РКН, определяемая путем инте-
грирования кажущегося ускорения. Кажущееся ускорение — суммарное
ускорение, сообщаемое РКН или КА всеми действующими на них силами,
за исключением сил гравитации. При рассогласовании фактических и рас-
четных уровней компонентов в баках вступает в работу система СООБ,
изменяется Кт, а следовательно, отчасти и тяга двигателя. Если при этом
фактическая кажущаяся скорость (постоянно измеряемая) отклоняется
от расчетного значения для данного момента времени, то вступает в рабо-
ту система РКС и соответственно изменяет тягу. При этом может изме-
няться расчетное значение Кт, что вызывает необходимость работы систе-
мы СООБ. Для РКС, например, дроссели могут устанавливаться на двух
магистралях и являться одновременно исполнительными органами РКС
иСООБ.
23.6. АГРЕГАТЫ И АРМАТУРА ПНЕВМОГИДРОСИСТЕМ
Из множества конструктивных элементов этих систем рассмотрим наи-
более типовые: разделительные клапаны; соединения трубопроводов;
редукторы давления; регуляторы давления; реле давления; дренажно-
предохранительные и обратные клапаны; компенсаторы угловых и ли-
нейных перемещений [ 9,45].
Разделительные клапаны бывают двух типов: нормально открытые и
нормально закрытые. Нормально открытым клапаном (рис. 23.13, а) на-
зывают клапан, который при отсутствии управляющего усилия на штоке
открыт усилием пружины. Под действием управляющего усилия клапан
закрывается. Нормально закрытый клапан (см. рис. 23.13,6) приотстутст-
вии управляющего усилия на штоке усилием пружины закрыт. Под дейст-
вием внешнего усилия на шток клапан открывается.
Принцип работы разделительного клапана с электромагнитным приво-
дом можно проследить на примере нормально закрытого клапана (см.
304
Рис. 23.13. Схемы разделительных клапанов:
а - нормально открытый клапан; б - нормально закрытый клапан; в - нормально
закрытый клапан с электроприводом; 1 - шток; 2 - пружина; 3 - тарель клапана;
4 - седло клапана; 5 - электропривод
рис. 23.13, в). В обесточенном состоянии клапан закрыт усилием пружи-
ны. При подаче напряжения на электромагнит якорь втягивается внутрь
и приподнимает тарель клапана над седлом.
Малое время срабатывания и относительно невысокие массовые и
габаритные характеристики могут быть получены в клапанах (пирокла-
панах), силовым приводом которых являются газообразные продукты
сгорания пиропатронов. Как правило, это клапаны одноразового действия.
Пироклапаны делятся на пироклапаны непосредственного действия и
пироклапаны с чековым (от слова чека) устройством.
На рис. 23.14, а приведена схема пироклапана непосредственного
действия, когда давление продуктов сгорания пиропатрона действует на
поршень и срезает мембрану. В результате тарель клапана перемещается
до заклинивания в седле, перекрывается выходная магистраль.
У пироклапана с чековым устройством (см. рис. 23.14, б) давлением
пороховых газов освобождается чека, в результате освобожденная тарель
клапана под действием пружины перемещается до заклинивания в седле.
Рис. 23.14. Схема разделительных пироклапанов (нормально открытых):
а - пироклапан непосредственного действия; б - пироклапан с чекой; 1 - пиропат-
рон; 2 - поршень; 3 -- срезаемая мембрана; 4 - тарель клапана; 5 - седло клапана;
6 - пружина; 7 - чека
Рис. 23.15. Ниппельное соединение трубопроводов:
а с сопряжением сферы и конуса; б - замковое, с уплотнительной прокладкой:
1 - штуцер; 2 накидная гайка; 3 наконечник; 4 прокладка
305
Соединения трубопроводов могут быть сварными, фланцевыми или
ниппельными. Как правило, свариваются отдельные секции пневмо- и
гидромагистралей, после чего они монтируются на РКН или КА с исполь-
зованием фланцевых или ниппельных соединений. Ниппельные соединения
целесообразно применять при малых диаметрах труб (до 25 мм).
На рис. 23, 15, а показано соединение с приваренными ниппелями.
Герметичность соединения при этом обеспечивается контактом шаровой
поверхности ниппеля с конической поверхностью штуцера. На рис. 23.15,6
приведено соединение с прокладкой. Герметичность достигается алюми-
ниевой прокладкой, зажатой между штуцерами, которые соединяются
накидной гайкой.
Фланцевые соединения трубопроводов (рис. 23.16) используются при
больших диаметрах (более 100 мм), особенно в тех случаях, когда в
трубопроводе необходимо поставить фильтр, мембрану, дроссельную шай-
бу, клапан. Они могут быть с цельными, свободными и цельносвободными
фланцами. Герметичность соединения достигается деформацией проклад-
ки, которая может быть алюминиевой, латунной или из другого пластич-
ного материала. Для исключения ослабления фланцевых соединений при
транспортировке или от вибраций в полете обязательно необходимо конт-
рить болтовые и шпилечные крепления.
Рис. 23.16. Фланцевые соединения трубопроводов:
о - с целыми фланцами; б - со свободными фланцами; в - шпилечное соединение
с одним свободным фланцем; г болтовое соединение с одним свободным флан-
цем; 1 контровочная проволока; 2, 3 - фланец; 4 - болт; 5 герметизирующая
прокладка; 6 кольцо; 7 шпилька
306
Редукторы давления предназначены для понижения и поддержания на
заданном уровне давления сжатого газа, поступающего из баллонов в
пневмосистему. Схемы редукторов с постоянной настройкой показаны на
рис. 23.17. Газ под высоким давлением рвх входит через канал 1, (см.
рис. 23.17, а), проходит под тарелью клапана 7, где происходит его дрос-
селирование (уменьшение давления), и выходит с пониженным дав-
лением Рвых- Пружина 2 и сила давления входящего газа на тарель кла-
пана 7 стремятся открыть его, а на мембране из-за давления газа рвых
возникает сила, стремящаяся закрыть клапан. Величину давления Рвых
устанавливают с помощью регулировочного винта 3, изменяя степень сжа-
тия пружины 2.
В рассмотренном редукторе высокое давление способствует откры-
тию клапана. Такие редукторы называются прямого действия; в редук-
торе обратного действия (см. рис. 23.17, б) высокое давление стремится
прижать клапан к седлу.
В системах топливоподачи в основном применяются редукторы обрат-
ного действия. Это связано с тем, что в случае поломки замыкающей пру-
жины 8 нет опасности резкого повышения давления на выходе из редук-
тора. В редукторе прямого действия для устранения этого недостатка от-
казываются от замыкающей пружины, соединяя клапан жестко со што-
ком.
Регуляторы давления служат для поддержания заданного давления в
газовой подушке топливного бака в определенных пределах.
На рис. 23.18 показана схема регулятора с регулируемым проходным
сечением, который может быть применен для грубого регулирования дав-
ления. Работа его заключается в следующем: как только из бака начинается
Рис. 23.17. Схемы редукторов:
а - прямого действия; б - обратного действия; 1 - входной канал; 2 - пружина;
3 - регулировочный винт; 4 - мембрана; 5 - выходная полость редуктора; 6 -
шток клапана; 7 - тарель клапана; 8 — замыкающая пружина
307
Рис. 23.18. Схема регулятора давления прямого действия:
1 - входной канал газа наддува в регулятор со стороны газогенератора или балло-
нов; 2 - выходной канал газа наддува из регулятора в бак; 3 - уплотнение; 4 -
пружина; 5 - входной канал газа наддува в регулятор со стороны газовой подушки;
6 - клапан
расход компонента, сразу уменьшается давление в газовой подушке бака
ргл. Сила давления на клапан 6 со стороны пружины уменьшается и под
действием силы входного давления газа наддува клапан открывается,
газ наддува поступает в бак. Он будет поступать до тех пор, пока давление
ргл не достигнет величины, при которой клапан 6 закрывается.
Схема двухпозиционного регулятора давления показана на рис. 23.19
(реле давления). Он состоит из приемника давления и быстродействую-
щего включателя. Чувствительным элементом, воспринимающим давле-
ние, служит мембрана 7. Под действием поступающего под мембрану дав-
ления (когда оно достигает верхнего предела) она прогибается вверх и
перемещает шток 6, который действует на пластину 3. Пластина 3 подни-
мается, контакты замыкают электрическую цепь. При снижении давления
до нижнего предела происходит размыкание контактов. Замыкание или
?ис. 23.19. Схема реле давления (двухпозиционного) :
1 - выходные контакты реле; 2 - корпус; 3 - гибкая пластина; 4 - неподвижный
контакт; 5 - подвижный контакт; 6 - шток; 7 - мембрана; 8 - штуцер; 9 - осно-
вание реле
Рис. 23.20. Схема дренажно-предохранительного клапана (ДПК) :
В - полость управляющего газа; 1 - штуцер; 2 - корпус клапана; 3 - пружина;
4 - решетка; 5 - регулировочный винт; 6 - опора пружины; 7 - тарель клапана;
8 - сильфон; 9 - корпус полости управляющего газа; 10 - уплотнительное кольцо
клапана; 11 - шток, связывающий днище сильфона и тарель клапана; 12 - патру-
бок, соединяющий ДПК с верхним днищем бака
308
размыкание электрической цепи вызывает срабатывание соответствую-
щих агрегатов автоматики, включающих подачу газа наддува, чем под-
держивается величина давления наддува в заданном диапазоне.
Дренажно-предохранительный клапан (ДПК), как следует из его наз-
вания, выполняет две функции: дренажирует бак во время заправки и
слива компонента и при возрастании давления в баке выше предельного
из условий прочности стравливает излишек газа наддува за борт. Схема
ДПК приведена на рис. 23.20. Чтобы открыть клапан во время заправки
или слива топлива, в полость В рабочего цилиндра подается управляющий
газ, под давлением которого сильфон-, 8 сжимается в продольном нап-
равлении, шток 11 воздействует на тарель клапана 7 и последняя отходит
от седла корпуса. В результате этого бак сообщается с атмосферой. По
окончании заправки топливного бака газ стравливается из полости В и
клапан под действием пружины 3 закрывается — сообщение с атмосферой
прекращается.
При выполнении предохранительных функций ДПК работает так:
в момент достижения газом наддува давления, при котором усилие на
тарель клапана 7 со стороны давления в баке превысит усилие пружины
3, тарель клапана 7 отходит от седла и происходит сброс избыточного
давления газа. Когда давление в баке снизится до расчетного, под дейст-
вием пружины 3 клапан закрывается. Настройка пружины на заданное
давление осуществляется регулировочным винтом 5.
Обратные клапаны (рис. 23.21) обеспечивают движение жидкости или
газа по трубопроводу только в одном направлении. Тарель клапана 4 дав-
лением пружины 6 прижата к седлу клапана 2. Под действием давления ра-
бочего тела тарель клапана 4 отходит от седла 2. Через образовавшийся
кольцевой зазор жидкость (газ) проходит в направлении, показанном
стрелками. Обратное движение жидкости или газа невозможно, так как
клапан под действием пружины и давления рабочего тела плотно закры-
вается.
Рис. 23.21. Обратный клапан:
1 - входной штуцер; 2 - седло; 3 - уплотнительное кольцо; 4 - тарель; 5 - корпус
клапана; 6 - пружина; 7 - направляющая втулка; 8 - крышка; 9 - прокладка;
10 - шток; 11 - выходной штуцер
Рис. 23.22. Сильфон со вставкой:
1 сильфон; 2 - гладкая вставка
309
Компенсаторы угловых и линейных перемещений необходимы для
того, чтобы избежать недопустимых нагрузок на конструкцию, возникаю-
щих при совместной деформации под нагрузкой нескольких конструк-
тивных элементов. Наиболее распространенными компенсаторами явля-
ются сильфоны различных конструкций (рис. 23.22). При установке силь-
фонов допускаются некоторые линейные и угловые перемещения труб
при колебании температуры, компенсируются некоторые неточности изго-
товления. Это особенно важно при стыковке отсеков, при присоединении
трубопроводов к патрубкам двигателей и при проведении труб внутри
бака.
ГЛАВА 24. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
24.1. ЗАДАЧИ СУ
Под системой управления КА понимают совокупность бортовых при-
боров, устройств и наземного оборудования, обеспечивающих решение
задач навигации, наведения, ориентации и стабилизации.
Основное назначение СУ КА — компенсация возмущений, действую-
щих на аппарат в полете или являющихся результатом неточности выведе-
ния, для обеспечения полета по заданной траектории и точного по месту
и времени вывода КА в назначенные точки пространства [ 56].
Исходя из функционального назначения на СУ возлагаются управле-
ние движением центра масс (задачи навигации и наведения) и управление
движением относительно центра масс (задачи ориентации и стабилизации).
Основной навигационной задачей СУ является измерение навигацион-
ных параметров и определение по ним текущих кинематических парамет-
ров движения (координат и скорости), характеризующих возмущенную
траекторию (орбиту) движения КА [52]. К дополнительным навигацион-
ным задачам СУ относятся: определение фактической орбиты КА; расчет
отклонений от заданной орбиты; определение текущих координат проек-
ции КА на поверхность Земли; прогноз кинематических параметров дви-
жения КА на заданный момент времени полета.
В задачу наведения входит определение потребных управляющих воз-
действий, обеспечивающих приведение КА в заданную точку пространства
с заданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих
кинематических параметров движения, определенных с помощью решения
навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта уп-
равления.
Задачи СУ в ориентации КА состоят в7 совмещении осей КА (или од-
ной оси) с осями (или ос^ю) некоторой системы координат, называемой
базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно, а
задачи СУ в стабилизации — в устранении неизбежно возникающих в поле-
те малых угловых отклонений осей КА от соответствующих осей базовой
системы отсчета.
310
24.2. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ СИЛ
И МОМЕНТОВ
На КА в полете действуют различные внешние и внутренние возму-
щающие моменты: гравитационный; аэродинамический; от давления сол-
нечных лучей; от реактивного двигателя, тяга которого не проходит через
центр масс; от взаимодействия внутренних магнитных полей КА с магнит-
ным полем Земли [ 52].
Величины внешних моментов определяются главным образом угло-
вым положением КА и не зависят от его угловой скорости. Причина воз-
никновения внутренних моментов заключается в действии закона сохра-
нения кинетического момента твердого тела в его вращательном движе-
нии вокруг центра масс. Динамическая реакция масс, вращающихся
внутри КА, а также масс, движущихся с ускорением, линия действия
которого не проходит через центр масс КА, приводит к возникновению
внутренних возмущающих моментов. Как правило, внутренние моменты
по величине преобладают над внешними. Например, маховик, разгоняю-
щийся внутри КА, создает момент, действующий на корпус в обратном
направлении [ 52]:
т d л м
где /м — момент инерции маховика; —~-------угловое ускорение махо-
вика.
Если маховик за время разгона достиг угловой скорости то под
действием появляющегося при этом момента корпус КА приобретает
угловую скорость
w = -у- Qm,
где / - момент инерции корпуса КА относительно оси, вдоль которой уста-
новлен маховик.
Если внутри КА линейно движется масса m с ускорением а, то это при-
водит к возмущению углового движения КА, которое определяется воз-
никающим при этом моментом
М = ami,
где / - расстояние от центра тяжести КА до линий действия ускорения.
При наличии на борту КА гироскопических устройств при повороте
двухстепенных гироскопов, связанных шестеренчатой передачей, на угол
а гироскопическое управляющее устройство сообщает корпусу КА угло-
вую скорость
2Няла
w =-------,
I ’
где Н — кинетический момент гироскопа.
311
Все перечисленные моменты в зависимости от выбранных принципов
построения системы ориентации и стабилизации могут играть роль как
управляющих, так и возмущающих моментов.
По способу получения управляющих моментов для ориентации все
системы можно разделить на активные, пассивные и комбинированные.
В пассивных системах ориентация осуществляется приложением момен-
тов, возникающих при взаимодействии КА с внешней средой (магнитным
полем, гравитационным полем и т.д.), без каких-либо затрат бортовой
энергии или расхода бортовых запасов рабочего тела. Существуют гравита-
ционные системы ориентации, а также системы, в которых используются
давление солнечного света, аэродинамические силы, возникающие при по-
лете в верхних разреженных слоях атмосферы, силы взаимодействия маг-
нитных масс КА с внешним магнитным полем. Главным достоинством
пассивных систем является практически неограниченный срок службы.
Однако все они имеют малую устойчивость по отношению к возмущаю-
щим моментам, поскольку силовые эффекты, создаваемые с помощью та-
ких систем, незначительны. В комбинированных системах содержатся
элементы активных и пассивных систем.
Наибольшее распространение получили активные системы, пассивные
и комбинированные используются значительно реже. В активной системе
информацию о положении КА относительно осей ориентации и о характере
его углового движения СО получает от чувствительных элементов (дат-
чиков), например, от электронно-оптических приборов, использующих
излучение Солнца, Луны, звезд. Такими приборами могут быть: инфра-
красная вертикаль, фотоследящие измерители направления на Солнце,
различные астрономические приборы и т.д. Под действием излучения этих
светил датчики вырабатывают электрические сигналы, изменяющиеся при
отклонении оси датчика от направления на опорный ориентир. Датчиками
могут служить также гироскопические приборы. Сигналы, поступающие с
датчиков, сопоставляются между собой и после соответствующего преоб-
разования поступают к исполнительным органам — устройствам, непос-
редственно вырабатывающим управляющие усилия и управляющие мо-
менты, прилагаемые к КА. Ими могут быть: токонесущие контуры,
электромагниты и постоянные магниты, создающие управляющие мо-
менты путем взаимодействия их собственного магнитного поля с внеш-
ним магнитным полем, в котором находится КА; реактивные устройства;
инерционные устройства (гиросиловые стабилизаторы и реактивные махо-
вики) и реактивные двигатели.
Инерционные устройства создают управляющие моменты за счет сил
реакции подвижных твердых и жидких масс, перемещаемых внутри КА.
Их преимущество состоит в том, что работа не связана с затратой рабо-
чего тела, которое надо запасать на борту КА. Однако способность их про-
тиводействовать внешним возмущающим моментам, приложенным к
КА, ограничена, поэтому в длительно функционирующих СО они комби-
нируются с другими типами исполнительных устройств. Реактивные махо-
вые массы выполняются обычно в виде маховиков (гироскопов) с регу-
лируемой скоростью вращения. Их целесообразно применять при боль-
ших импульсах и при управляющих моментах небольшой длительности.
312
К существенным недостаткам двигателей-маховиков относится явление
’’насыщения”, возникающее при создании длительного управляющего мо-
ментам одном направлении.
Получение управляющих моментов в плоскостях стабилизации КА с
помощью реактивных двигателей основано на использовании реакции от-
брасываемой из сопла с большой скоростью массы, запасенной на борту
обычно либо в виде сжатого газа, либо в виде жидкого топлива, вследст-
вие чего создаются управляющее усилие и момент управления. Главный
недостаток реактивных двигателей заключается в расходовании рабочего
тела. Существуют два способа создания управляющего момента для управ-
ления угловым движением КА с помощью реактивных двигателей. В пер-
вом способе* момент создается изменением направления тяги реактивной
струи газа, вытекающей из сопла, что достигается отклонением камеры
сгорания основного (маршевого) двигателя с помощью карданового
подвеса при работе гидравлических или электрических приводов. В дру-
гом способе управляющий момент создается специальной малогабарит-
ной ДУ.
24.3. КОНСТРУКЦИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Органы управления предназначены для создания управляющих сил и
моментов. В качестве органов управления используются: газовые (в струе
двигателя) и воздушные рули; поворотные секции сопла; поворотные
камеры ЖРД; поворотные сопла основных двигателей; рулевые (верньер-
ные) двигатели; устройства вдува (впрыска) газа (жидкости) в закрити-
ческую часть сопла основного двигателя.
Газовые рули представляют собой профилированные поворотные
пластины, устанавливаемые в газовом потоке ча выходе из сопла ракет-
ного двигателя. Управляющие моменты возникают при отклонении рулей
на некоторый угол от возникающих при этом газодинамических сил.
Поворотная секция сопла (дефлектор) — это кольцо, закрепленное
шарнирно в двух диаметрально противоположных точках. С помощью
приводов секция может поворачиваться таким образом, чтобы от возни-
кающих при повороте газодинамических сил создавался управляющий
момент.
При создании управляющих моментов путем отклонения основных
двигателей (гидравлическим или электрическим приводом) вектор силы
тяги не проходит через центр масс РКН и создает управляющий момент.
Поворотные сопла основных двигателей нашли применение в РДТТ.
Рулевые двигатели способны создавать относительно меньшие управ-
ляющие моменты, чем поворотные основные двигатели, их применят,
когда основные двигатели крепятся неподвижно.
Вдув газа (впрыск жидкости) в закритическую часть сопла основного
двигателя вызывает газодинамическую асимметрию потока газов в сопле.
Преимущество этого способа состоит в отсутствии подвижных элементов
конструкции, но массовые затраты здесь больше, чем при использовании
других способов.
313
Рис. 24.1. Система исполнительных орга-
нов на сжатом газе
В систему исполнительных орга-
нов КА входят топливные баки, тру-
бопроводы, редукционные клапаны,
электромагнитные (или пневмоэлек-
трические) клапаны и собственно
реактивные сопла.
На пассивных участках полета
КА для создания управляющих мо-
ментов в системах ориентации и стабилизации используются специальные
малогабаритные ДУ, которые делятся на двухкомпонентные реактивные
двигатели с тягой до 5000 Н (для некоторых КА тяга значительно боль-
ше) и однокомпонентные реактивные двигатели (газовые сопла) с тягой
до 500 Н.
В двухкомпонентных реактивных двигателях истекающий газ явля-
ется продуктом сгорания двухкомпонентного топлива (самовоспламеня-
ющегося) , которое по трубопроводам поступает либо из баков основного
двигателя, либо из специальных баков. Кроме этого, реактивные двигате-
ли могут получать газ и от газогенератора основного двигателя. На актив-
ных участках полета реактивные двигатели малой тяги, как правило,
работают непрерывно и управляющий момент создается либо качанием,
либо СУ сопел. На пассивных участках они работают в режиме включено -
выключено (в импульсном режиме).
Однокомпонентные реактивные двигатели используют сжатый до
высокого давления (25 • 103 ... 35 • 103 кПа) воздух либо другой газ или
парогаз, получаемый при разложении перекиси водорода. В таких систе-
мах сжатый газ поступает из баллона 1 (рис. 24.1) в редуктор 2, в кото-
ром его давление снижается до рабочего. Затем газ поступает в коллектор
и распределяется по электромагнитным клапанам 3, получающим управ-
ляющие сигналы с систем ориентации и стабилизации. После срабатывания
электромагнитного клапана газ направляется непосредственно в сопло.
Число сопл определяется количеством каналов управления и выбранной
степенью резервирования. Многосопельная ДУ называется системой
исполнительных органов КА. При использовании в качестве топлива пере-
киси водорода в системе исполнительных органов дополнительно пре-
дусматривается камера, в которую помещен катализатор (пермангонат
натрия) и где происходит разложение перекиси с образованием паро-
газа.
24.4. РЕАКТИВНЫЕ СУ КА
В реактивных СУ КА для создания реактивной тяги нашли примене-
ние ракетные микродвигатели, использующие энергию: сжатого газа, хи-
мическую, ядерную и солнечную. Источником энергии сжатого газа явля-
ется сам сжатый газ, находящийся в емкости (баке или баллоне). В ка-
честве источников химической энергии применяются химические ракет-
314
ные топлива — вещества, способные выделять тепло в результате хими-
ческих реакций. Источником ядерной энергии являются ядерные ракетные
топлива — вещества, способные выделять энергию в результате деления
ядер тяжелых элементов, синтеза ядер легких элементов или радиоактив-
ного распада. Источник солнечной энергии — Солнце.
В зависимости от типа источника энергии существуют реактивные сис-
темы с использованием в качестве рабочего тела:
сжатого газа;
продуктов разложения однокомпонентного жидкого топлива;
продуктов сгорания двухкомпонентного жидкого топлива;
продуктов сгорания или сублимации твердого топлива.
Реактивная СУ состоит из двигателей, а также системы питания для
подачи топлива — рабочего тела - к двигателям, которая, в свою очередь
состоит из емкостей для размещения топлива (рабочего тела) и, при не-
обходимости, газа для вытеснения топлива, а также агрегатов автоматики,
обеспечивающих подготовку системы к работе, ее функционирование,
отключение. Ракетные микродвигатели состоят из управляемого клапана
с приводом (обычно электромагнитным), открывающего или перекры-
вающего доступ топлива (рабочего тела) в камеру двигателя, где осущест-
вляется подготовка рабочего тела, и реактивного сопла, в котором запа-
сенная энергия рабочего тела преобразуется в кинетическую энергию реак-
тивной струи. Простейшими из всех ракетных микродвигателей являются
двигатели на сжатом газе, размещаемом в баллонах. С помощью агрегатов
автоматики газ подается к двигателям, в соплах которых при обычной
температуре в процессе расширения происходит превращение его потен-
циальной энергии в кинетическую энергию реактивной струи. Эти двигате-
ли просты и надежны, однако имеют невысокую экономичность (удельная
тяга составляет примерно 70 с) и применяются на небольших КА с малой
продолжительностью полета [9].
На рис. 24.2 приведена принципиальная схема реактивной системы для
стабилизации КА путем вращения. Сжатый газ, используемый здесь в ка-
честве рабочего тела, хранится на борту аппарата в специальном баллоне 1
и заправляется в систему через заправочнодренажный клапан 2, через ко-
торый в случае необходимости осуществляются дренаж газа из баллона,
а также операции, связанные с проверкой герметичности системы. Система
включается в работу путем подачи электрической команды на клеммы 4
пуско-отсечного клапана 5, который в период хранения герметично перек-
рывает доступ газа в систему. После срабатывания пуско-отсечного клапа-
на 5 газ через фильтр 6, устанавливаемый для предотвращения проникно-
вения в магистраль случайных посторонних частиц, поступает по трубо-
проводу 3 в коллектор 8 и подводится к управляющим соплам 7, направ-
ленным в разные стороны и обычно разнесенным на соответствующих пле-
чах для повышения эффективности управления.
При истечении газа из сопел создаются упрвляющие усилия, которые
образуют пару сил, действующих на КА и сообщающих ему вращательное
движение вокруг заданной оси. Контроль за давлением газа в баллоне
осуществляется с помощью датчика давления 9, с клемм 10 которого сни-
мается соответствующее электрическое напряжение.
315
Рис. 24.2. Принципиальная схема реактивной систе-
мы для стабилизации КА путем вращения
Рис. 24.3. Схема ракетного микродвигателя на сжа-
том газе
На рис. 24.3 приведена принципиальная схема ракетного микродвига-
теля на сжатом газе, который подводится к микродвигателю по трубопро-
воду 1. При отсутствии электрического напряжения на клеммах 7 клапан
3 с помощью пружин 2 прижат к седлу 4 и препятствует доступу газа в
камеру 5 и сопло 6.
В ракетных микродвигателях на жидком топливе, которые в настоя-
щее время являются основными двигателями, применяемыми в СУ КА,
в зависимости от типа реакции происходит либо сгорание (в случае двух-
компонентного топлива), либо разложение топлива (в случае унитарного
топлива), с выделением тепла и образованием продуктов реакции рабо-
чего тела, которое затем расширяется в сопле. Экономичность жидкост-
ных двигателей значительно выше экономичности двигателей на сжатом
газе. Удельная тяга у них достигает 300 с. Жидкостные двигатели приме-
няются почти на всех типах КА. Однако жидкостно-реактивные СУ значи-
тельно сложнее газореактивных.
Для получения малых управляющих усилий в реактивных СУ приме-
няют химические двигатели на двухкомпонентном газовом топливе.
Принцип их действия такой же, как у жидкостных двигателей. На рис. 24.4
приведена простейшая принципиальная схема реактивной СУ на одноком-
понентном жидком топливе, которое хранится в баке 1. Заправочно-слив-
ной клапан 3 служит здесь для заправки и слива топлива из системы, а
эластичный вытеснительный мешок 2 является разделителем между
топливом, размещенным в мешке, и газом наддува, находящимся в по-
лости между разделителем и стенками бака 1. Газ наддува заправляется
в бак 1 через клапан 4. Датчики 5 и 6 используются для телеметрического
контроля за давлением и температурой топлива в баке. Нагреватель 7
316
служит для поддержания температуры топлива в заданном диапазоне
перед подачей его к двигателям. Включение системы в работу произво-
дится путем подачи электрической команды на клеммы пускового кла-
пана 8, который в период хранения герметично перекрывает доступ топли-
ва в систему. После срабатывания пускового клапана 8 топливо через
фильтр 9 под действием газа наддува вытесняется из мешка 2 в коллектор
12, а оттуда подводится к управляющим электропневмоклапанам 13.
При подаче электрической команды от СУ электропневмоклапаны 13
открываются и топливо поступает в камеры двигателей 14, где размеща-
ется катализатор разложения 1 (рис. 24.5).
При контакте однокомпонентного топлива с катализатором происхо-
дит процесс генерации высокотемпературного газа вследствие разложения
топлива. Из камеры двигателя высокотемпературный газ поступает в
сопла двигателей 15 (см. рис. 24.4). Датчик давления 11 используется для
контроля давления топлива в коллекторе, а клапан 10 служит для провер-
ки герметичности управляющих клапанов 13 и коллектора 12.
Характерной особенностью твердотопливных двигателей является
размещение топлива в камере двигателя в виде зарядов определенной
формы. Воспламенение заряда осуществляется специальным воспламени-
Рис. 24.4. Схема реактивной СУ на жидком однокомпонентном топливе
317
Рис. 24.5. Схема ракетного микродвигателя на продуктах каталитического разложе-
ния однокомпонентного жидкого топлива:
1 — катализатор разложения топлива; 2 — камера; 3 - сопло; А — подвод топлива
Рис. 24.6. Схема американского ракетного двигателя на твердом топливе для систе-
мы стабилизации КА вращением:
1 - заряд твердого топлива; 2 - алюминиевая диафрагма; 3 - корзиночный воспла-
менитель; 4 - отверстие для подсоединения датчиков
телем, а горение происходит по поверхности заряда, не защищенной бло-
кирующим покрытием. Твердое топливо может быть либо гомогенным,
т.е. представлять собой твердый раствор компонентов, одним из которых
является нитроцеллюлоза, а другим — растворитель типа нитроглицерина и
других веществ, либо гетерогенным (смесевым), т.е. механической
смесью элементов окислителя и горючего. Микродвигатели на твердом
топливе проще, однако они менее экономичны (удельная тяга до 250 с),
чем жидкостные, и значительно труднее поддаются регулировке.
На рис. 24.6 приведена конструктивная схема ракетного двигателя на
твердом топливе для системы стабилизации КА вращением [ 9].
ГЛАВА 25. СИСТЕМЫ РАЗДЕЛЕНИЯ И СТЫКОВКИ
25.1. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ СИСТЕМ
В процессе полета РКН наступают моменты, когда некоторые элемен-
ты конструкции либо исчерпывают свой энергетический ресурс, либо ис-
чезает необходимость их применения для дальнейших участков полета.
Такие элементы называют отработавшими элементами конструкции и
сбрасывать их могут на всех этапах полета РКН — на участке выведения на
низкую орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ), при полете по
ОИСЗ, на траекториях полета к планетам Солнечной системы, на участках
посадки, пребывания и старта с планет назначения, при полете по траекто-
рии возвращения к Земле.
Совокупность конструктивных элементов, обеспечивающих сброс
отработавших элементов конструкции, называют системой разделения
[ 27]. Под надежной работой системы разделения понимают:
318
безотказное срабатывание всех элементов системы (блоков автома-
тики, пироболтов, пирозамков, толкателей и т д.);
ограниченность возмущений от процесса разделения на ту часть конст-
рукции, которая продолжает полет (требование СУ);
невозможность последующего соударения разделившихся элементов
конструкции;
обеспечение минимально необходимых давлений на входах в насосы
двигателей, работающих в процессе разделения (требование системы ДУ);
ограниченность нагрузок на элементы конструкции (требование проч-
ности) .
На различных участках полета отделение отработавших элементов
конструкции имеет свои особенности. На участке выведения на ОИСЗ,
как правило, отделяются значительные по габаритам и массам элементы
конструкции - отработавшие РБ, ГО, хвостовые и переходные отсеки.
Отделение осуществляется с помощью мощных по силовому воздействию
средств разделения в условиях перегрузок и заметном влиянии аэродина-
мических сил.
От КГЧ в условиях полета в космическом пространстве отделяются
космические РБ, переходные отсеки, оптические датчики, антенны, средст-
ва обеспечения запуска двигателя в невесомости и т.д.
Элементы конструкции отделяются в условиях невесомости за счет
незначительных по силовому воздействию средств отделения. Направление
увода отделяемого элемента должно исключать возможность столкнове-
ния с ним в дальнейшем.
При разделении РБ на участке выведения используются:
’’горячее” разделение (рис. 25.1), когда двигатель стартующей ступе-
ни (например, второй) запускается еще до подачи команды на разрыв
связей и выключение двигателя отработавшего РБ 1;
’’холодное” разделение или разделение торможением РБ 1 после
разрыва узлов связи (рис. 25.2). В этом случае основной двигатель РБ 2
запускается после достижения определенного расстояния между РБ.
При холодном разделении обычно применяют тормозные РДТТ,
устанавливаемые в верхней или нижней частях РБ 1. При нижнем располо-
жении тормозных РДТТ на РБ 1 уменьшается их тепловое воздействие на
РБ 2, но могут быть значительными возмущения от процесса разделения
вследствие действия на РБ 1 момента от разброса тяг тормозных РДТТ.
При верхнем расположении тормозных РДТТ на РБ 1 их вектор тяги нап-
равляют в цент масс РБ, моментные возмущения уменьшаются, но
увеличивается тепловое воздействие струй тормозных РДТТ на РБ 2.
Характерным признаком холодного способа разделения следует счи-
тать наличие дополнительных ракетных двигателей для разгона стартую-
щей ступени и торможения отработавшего РБ. Если на РБ 2 есть рулевые
двигатели с независимой системой подачи топлива, то они могут быть ис-
пользованы и как разгонные двигатели.
При горячем разделении увод стартующей II ступени и торможение
отработавшего РБ 1 производятся с использованием основной тяги двига-
теля РБ 2 (см. рис. 25.1). Газодинамическая сила, действующая на РБ 1,
используется для торможения этого РБ, поэтому на РБ 1 предусматри-
319
Рис. 25.1. Узел соединения двух РБ при горячем разделении:
1 - РБ 2; 2 - плоскость отделения хвостового отсека; 3 - хвостовой отсек РБ 2,
как правило, сбрасываемый после разделения; 4 - тепловая защита РБ 2; 5 - плос-
кость разрыва связей и разделения РБ; 6 - межблочная ферма; 7 - газоотражатель
с тепловой защитой; 8 - РБ 1
Рис. 25.2. Узел соединения двух РБ при холодном разделении:
1 - центр масс II ступени; 2 - РБ 2; 3 - плоскость отделения хвостового отсека РБ 2;
4 - разгонные двигатели на хвостовом отсеке РБ 2; 5 - плоскость разрыва связей
и разделения РБ; 6 - РБ 1; 7 - тормозные двигатели на РБ 1
вается создание газоотражателя с тепловой защитой; хвостовой отсек
РБ 2 также снабжается теплозащитой. Переходный отсек между РБ дол-
жен обеспечить свободный выход газовой струи двигателя РБ 2 до начала
разделения, что достигается выбором зазора Д = 0,5Dtf и выбором конст-
рукции межблочного отсека в виде фермы или отсека с газоотводными
люками, которые вскрываются при запуске двигателя РБ 2 под действием
внутреннего избыточного давления.
Преимущества системы холодного разделения РБ:
разделение происходит под действием относительно небольших сил,
следствием чего являются небольшие возмущения, действующие на стар-
тующую ступень и отработавший РБ; __
уменьшается относительное удлинение РКН I за счет малости зазора Д;
работа двигателя РБ 2 не зависит от возмущений процесса разделе-
ния;
возможность быстрого отделения II ступени при аварии на РБ 1 в зоне
малых скоростных напоров.
Недостатки системы холодного разделения РБ:
320
при знамительном скоростном напоре при разделении растут тяга
разгонных двигателей РБ 2 и их масса, что может привести к невыгодно-
сти применения самого способа разделения;
затягивается процесс разделения, что приводит к значительным поте-
рям скорости;
появляются дополнительные требования к системе запуска двигателя
РБ 2, происходящего в условиях малой осевой перегрузки, усложняется
отработка этого двигателя.
Преимущества системы горячего разделения РБ:
быстрота разделения и уменьшения потерь скорости;
запуск двигателя РБ 2 происходит в условиях большой осевой пере-
грузки, что аналогично условиям запуска этого двигателя на Земле;
отсутствие дополнительных ракетных двигателей для разделения;
система применима при больших скоростных напорах;
Недостатки системы горячего разделения РБ:
разделение происходит под действием относительно больших сил,
приводящих к значительным возмущениям на стартующую ступень;
увеличивается I за счет зазора Д (см. рис. 25.1);
большие массовые затраты на дооборудование РБ 1 газоотражателем
с теплозащитой;
значительный разброс газодинамической силы, действующей на РБ 1,
что приводит к нестабильности процесса разделения;
увеличенный достартовый расход топлива РБ 2 от момента запуска
двигателя до разделения РБ;
для отделения II ступени при аварийной ситуации на РБ 1 требуется
время на запуск двигателя РБ 2.
Из анализа преимуществ и недостатков холодного и горячего спосо-
бов разделения видно, что выбор любого из них для вновь разрабатывае-
мой РКН может быть сделан только после подробного их сравнения.
Следует заметить, что возмущения, действующие на стартующую сту-
пень от процесса разделения, в значительной степени зависят от быстроты
и разброса процессов нарастания и спада тяг двигателей РБ. В этом смысле
система разделения предъявляет к характеристикам запуска и останова
двигателей требования, которые ограничивают скорости изменения и раз-
брос тяг двигателей в этих процессах.
Циклограмма процесса разделения — таблично-графическое изобра-
жение временной последовательности прохождения команд запуска и
останова двигателей и разрыва связей, которое дает наглядное представ-
ление о процессе разделения.
На рис. 25.3 показаны циклограмма грячего разделения РБ и измене-
ние осевой перегрузки центра масс I ступени пх\ до отделения РБ 1,
перегрузки центра масс II ступени пхц после разделения и изменение
сжимающей силы в сечении разрыва связей 7VC. При выключении двигате-
ля РБ 1 процесс спада пх\ идет быстрее, чем уменьшение силыА^. из-за
упруго-инерционных свойств конструкции. При Nc » 0 наступает физи-
ческое разделение РБ. На циклограмме холодного разделения РБ
(рис. 25.4) время Д5 - Д4 выбирается из условия расхождения РБ на та-
321
Рйс. 25.3. Циклограмма горячего разделения РБ:
Д1 - запуск двигателя РБ 2; Д2 - разрыв межблочных связей; Д3 - выключение
двигателей РБ 1; Д4 - начало физического разделения РБ
Рис. 25.4. Циклограмма холодного разделения РБ:
Ai - запуск разгонного двигателя РБ 2; Д3 - выключение двигателей РБ 1 и разрыв
связей; Д3 - запуск тормозного двигателя РБ 1; Д4 - начало физического разделе-
ния РБ; Д5 - запуск маршевого двигателя РБ 2
кое расстояние, при котором струя запускаемого двигателя РБ 2 не может
вызвать взрыв остатков топлива РБ 1.
В РКН с параллельным соединением РБ (схема ’’пакет”) отделение
боковых РБ от центрального может производиться следующими спо-
собами:
разворот в верхнем узле связи;
разворот в нижнем узле связи;
параллельное отделение.
Примером реализации способа с разворотом в верхнем узле связи мо-
жет служить отделение боковых РБ в РКН ’’Союз” (рис. 25.5). Разде-
ление начинается с перевода двигателей боковых РБ на режим пониженной
тяги (88 % от номинальной) и выключения рулевых двигателей боковых
РБ. Разрываются нижние силовые связи. Тяга двигателей боковых РБ
направлена таким образом, что она создает момент относительно верхних
опорных узлов; нижняя часть пакета раскрывается (см. рис. 25.5, а).
Двигатель центрального РБ, работающий в момент разделения, уводит
центральную часть вперед после выключения двигателей боковых РБ;
боковые РБ отстают. Для полного отвода боковых РБ используются газы
наддува верхних кислородных баков. Как только сферические головные
наконечники боковых РБ выйдут из силовых гнезд 1, открываются сопло-
вые крышки в верхней части боковых РБ. Под действием небольшой
реактивной силы (см. рис. 25.5, б) уводятся от центра теперь верхние
части боковых РБ. Отделяемый боковой РБ разворачивается и начинается
его свободное движение (см. рис. 25.5, в), при котором соударение отде-
лившихся частей невозможно. Примером реализации способа параллель-
ного отделения РБ может служить отделение двух твердотопливных уско-
322
ригелей (ТТУ) в РКН ”Титан-ШС” [70]. ТТУ уводятся специальными
пороховыми двигателями, расположенными в верхней и нижней частях
ТТУ.
Для защиты КА от механического и теплового воздействия набегаю*
щего потока на участке выведения используют ГО, которые сбрасываются
после прохождения плотных слоев атмосферы [53]. Процесс сброса ГО
происходит следующим образом: после подачи команды на отделение осу-
ществляется разрыв связей по прбдольно-поперечным стыкам. Две створ-
ки ГО начинают вращаться под действием сил тяги пороховых двигате-
лей разворота створок, сил пружинных толкателей и других относительно
осей разворота, расположенных около нижнего стыковочного шпангоута.
По достижении определенного угла сброса отделяются узлы разворота,
створки отходят от РКН и начинают свободное движение.
Существуют системы сброса ГО без осей разворота створок, в этом
случае после разрыва связей по продольно-поперечным стыкам створкам
323
сообщается относительная скорость в поперечном направлении. ГО выгод-
нее сбросить как можно раньше, сразу же после прохождения плотных
слоев атмосферы, но при сбросе в условиях действия осевых и боковых
перегрузок, а также некоторого скоростного напора малоинерционные
створки способны быстро развернуться и ударить по КА. Наиболее надеж-
но сбросить обтекатель в условиях невесомости, хотя при этом будет
проигрыш в массе КГЧ.
Применяются следующие способы отделения КА:
расталкиванием, когда в стыке с КА находятся взведенные пружин-
ные толкатели; после разрыва связей они срабатывают и расталкивают
КАиРБ;
торможением, когда после разрыва связей на последнем ракетном
блоке срабатывают тормозные двигатели (тормозные РДТТ, могут исполь-
зоваться средства для ориентации и осевых перемещений последнего
РБ);
комбинированный, с использованием расталкивания и торможения.
Встречаются аварийные ситуации, приводящие к необходимости сроч-
ного отделения определенных элементов конструкции и срабатывания до-
полнительных, специально введенных для этого, систем отделения.
Например, в РКН ’’Союз” для спасения космонавтов в случае ава-
рии на стартовом сооружении или на участке выведения в плотных слоях
атмосферы служит ДУ САС, которая устанавливается в головной части
РКН. В случае возникновения аварийной ситуации система управления
полетом подает команды на запуск основного двигателя САС. Верхняя
часть ГО с СА отделяется и управляющими двигателями уводится с траек-
тории полета аварийной РКН. Для обеспечения устойчивого полета отде-
лившейся части служат четыре решетчатых стабилизатора, которые при
нормальном полете прижаты к корпусу ГО; при аварийном отделении
они разворачиваются около осей разворота на 90° и фиксируются в этом
положении. Решетчатое стабилизаторы расположены около аварийного
стыка ГО. После отвода на безопасное расстояние разрываются свя-
зи крепления СА и верхняя часть ГО уводится от него разделитель-
ным РДТТ САС; дальнейший полет и приземление С А обеспечиваются
его штатными системами. При нормальном полете после прохождения
плотных слоев атмосферы ДУ САС уводится от ГО разделительным
РДТТ [6].
По конструктивно-кинематическому принципу большинство систем
разделения можно отнести к двум основным группам:
системы с плоским стыком, одновременным разрывом всех средств
крепления с последующим включением в работу всех средств отделения,
например системы отделения отработавших РБ, отсеков КК, крышек
парашютных контейнеров и т.д. Движение отделяемого элемента конст-
рукции в общем случае можно разбить на три участка: движение по нап-
равляющим конструктивным элементам, свободное движение под дейст-
вием сил отделения, свободное относительное движение;
системы, имеющие дополнительную связь в виде оси вращения, напри-
мер, система сброса ГО, раскрытия солнечных батарей СБ, раскрытия ан-
тенн и т.д. В общем случае в процессе отделения таких элементов можно
324
Рис. 25.6. Схема полета РКН ’’Союз”:
1 - старт; 2 - отделение боковых РБ; 3 - сброс ДУ САС и створок ГО; 4 - раскры-
тие панелей СБ; 5 - ориентация; 6 - полет КК по орбите; 7 - ориентация КК перед
включением тормозной ДУ; 8 - включение тормозной ДУ; 9 - отделение 00 и ПАО
от СА; 10 - участок управляемого спуска; 11 - отстрел крышки парашютного кон-
тейнера и раскрытие тормозного парашюта; 12 — отстрел тормозного и раскрытие
основного парашюта; 13 - отделение лобового ТЗЭ от СА; 14 - срабатывание ДМП
на расстоянии 1 м от Земли
выделить два участка: движение относительно оси вращения и свободное
относительное движение. При открытии антенн или СБ участок свобод-
ного движения отсутствует.
В качестве примера работы различных систем разделения на рис. 25.6
дана схема полета РКН ’’Союз”.
325
25.2. КОНСТРУИРОВАНИЕ СИСТЕМ РАЗДЕЛЕНИЯ
Системы разделения должны [ 27, 29]:
обеспечивать надежное отделение и минимальные возмущения, дей-
ствующие на разделяемые элементы от процесса отделения;
обеспечивать надежное крепление, быть компактными и иметь мини-
мальную массу;
быть безопасными и простыми в эксплуатации.
Под надежным понимается такое разделение, при котором исключа-
ется соударение разделяемых элементов после их физического разделения.
Требование минимальных возмущений, как правило, является определя-
ющим при выборе принципиальной схемы системы разделения. Детали
средств крепления должны быть рассчитаны на случаи: транспортировки,
старта, активного участка траектории выведения.
Процесс конструирования завершается разработкой чертежей деталей
и узлов. Конструирование систем разделения, как правило, сопровожда-
ется экспериментальными работами.
Важным требованием является технологичность конструкции. Многие
конструктивные элементы систем разделения унифицированы и в каждом
конкретном случае конструктору нужно из всего многообразия выбрать
именно те элементы, которые лучше всего отвечают вышеперечисленным
требованиям.
В зависимости от конструктивных особенностей и назначения элемен-
ты систем разделения делятся на группы: средства крепления, средства от-
деления и сопутствующие элементы. Для срабатывания средств крепления
и некоторых средств отделения необходима подача электрической
команды, которая реализуется, как правило, через пиросредства. В пиро-
технических устройствах систем разделения применяются разнообразные
взрывчатые вещества. Основными их преимуществами применительно к
КА являются малые габаритные размеры и масса, высокая надежность,
низкий расход энергии инициирующего импульса тока, способность выра-
батывать большое количество энергии за более короткое время по сравне-
нию с любым из механических устройств. Преимуществом пиротехничес-
ких средств является также возможность обеспечения заданного периода
задержки их срабатывания. Для приведения в действие большинства пиро-
технических устройств используются инициаторы с взрывающимся
проволочным мостиком и с проволочным элементом накаливания.
К средствам крепления относятся пирозамки, пирочеки, пироболты,
пирогайки, пироустройства на основе удлиненного кумулятивного заряда
(УЗК) или малоимпульсивного детонирующего шнура (МДШ).
Пирозамки являются одним из наиболее распространенных элементов
крепления. Существует целый ряд их модификаций в зависимости от
воспринимаемой нагрузки, конструктивных особенностей, наличия дубли-
рования и т.д, Например, при малых осевых нагрузках (порядка несколь-
ких десятков кН), приходящихся на узел связи, используются шариковые
пирозамки (рис. 25.7). При осевых нагрузках, превышающих 100 кН,
контактное напряжение для шарикового замка является предельным и
вместо шариков используются различные вкладыши. Вкладышевые пиро-
326
б
Рис. 25.7. Шариковый пирозамок:
А — стык; 1 - пиропатрон; 2 — казенник; 3 - корпус; 4 — поршень; 5 — предохра-
нительная чека; 6 - гайка; 7 - шток; 8, 9 - соединяемые детали; 1Q - шарик*
11- гильза г ’
Рис. 25.8. Пирозамок с резьбовыми вкладышами:
А - стык; 1 - болт; 2 - гильза; 3 - резьбовые вкладыши; 4 - выжимной конус;
5 - поршень; 6 — корпус пирозамка; 7 — пиропатрон
замки (рис. 25.8) практически не имеют ограничений по допустимым наг-
рузкам и могут быть использованы для крепления крупногабаритных эле-
ментов конструкции. Достоинством пирозамков является отсутствие ос-
колков, простота и надежность срабатывания при относительно малой
массе. Выделяющиеся при срабатывании пиропатронов газы удерживаются
внутри корпуса пирозамка (обтюрируются) и не загрязняют близлежащие
элементы конструкции.
Пироболты применяются для соединения РБ, КГЧ и КА, хвостовых
отсеков и тд. Принцип их работы очень прост. При подрыве зарядаразру-
шается корпус болта, ослабленный глубоким надрезом, расположенным
у дна полости с пирозарядом. Расположение надреза около дна камеры
уменьшает вероятность дробления болта на осколки. Одна из возможных
конструкций пироболта показана на рис. 25.9. К достоинствам пиробол-
тов относят простоту их конструкции, отсутствие подвижных элементов,
небольшие габаритные размеры и массу; к недостаткам — разлет с боль-
шой скоростью осколков и возникновение ударных перегрузок, Разлет
осколков может привести к повреждению близлежащих элементов конст-
рукции, поэтому пироболты применяются вместе с болтоуловителями,
которые монтируются около головок болтов.
Вместо пироболтов иногда применяют пирогайки (рис. 25.10), обтю-
рированные и необтюрированные.
Все описанные выше средства крепления предназначаются для соеди-
нения расчлененных стыков. Применение пироустройств на основе УКЗ
или МДШ позволяет выполнять сбрасываемые отсеки без специального
промежуточного стыка, так как УКЗ работает по принципу перерезания
элемента конструкции кумулятивной струей. Гибкие УКЗ - самые рас-
327
Рис. 25.9. Пироболт:
1 — фланец; 2 — пиропатрон; 3 — корпус
Рис. 25.10. Пирогайка:
1 - удерживающее кольцо; 2 - конический клин; 3 - пиропатрон; 4 - корпус-
5 - сегмент муфты ’
пространенные устройства для разрезания обшивки. УКЗ заключен в метал-
лический корпус и спрофилирован для получения кумулятивного эф-
фекта.
На рис. 25.11, а показана система разделения с одиночным УЗК, а
на рис. 25,11, б — с двойным; второй УКЗ введен для дублирования. Раз-
мер отверстия в прожигаемой преграде зависит от физических свойств ее
материала и от расстояния между преградой и кумулятивным зарядом.
В случае непосредственного контакта заряда с преградой значительная
часть располагаемой кинетической энергии струи рассеивается и появляется
большая зона разрушения материала на поверхности преграды. При дето-
нации заряда, находящегося на определенном расстоянии от преграды,
наблюдается значительное увеличение глубины внедрения струи и почти не
возникает разрушения поверхности преграды. Для каждого заряда су-
ществует оптимальное расстояние, за пределами которого дробление и
рассеивание струи приводит к уменьшению глубины внедрения. Несмотря
на очевидные преимущества, пироустройства на основе УКЗ имеют ряд
недостатков, которые заключаются в необходимости установки экрана
для улавливания осколков, образующихся при срабатывании УКЗ и пере-
резании им преграды. Кроме того, как и при срабатывании пироболтов,
образуются значительные ударные нагрузки. Для их уменьшения
было сконструировано разрушаемое соединение, использующее магниево-
ториевый сплав. В этом соединении применяется круглый МДШ, заряд
Рис. 25.11. Удлиненный кумулятивный заряд:
а - одиночный; б - двойной (дублированный); 1 - накладка; 2 - корпус пироуст-
ройства; 3 - заряд; 4 - обшивка; 5 - прожигаемая преграда
328
взрывчатого вещества, который заключен в свинцовую оболочку 3
(рис. 25.12, а) и имеет массу в одном метре шнура, значительно меньшую,
чем в УКЗ. Шнур покрыт слоем полиэтилена 2 для защиты от влаги. Уст-
ройство соединения таково, что продукты сгорания и частицы свинца вы-
брасываются наружу, а внутрь попадает сравнительно небольшое количе-
ство осколков.
Более совершенное устройство, чем описанное выше, было создано
фирмой ’’Локхид” под названием ’’Super Zip” (см. рис. 25.12, в). Оно име-
ет два детонирующих шнура 6, заключенных в полимерную матрицу 7,
вставленную в сплюснутую трубку 8 из нержавеющей стали. Любой из
этих шнуров выделяет достаточно энергии, чтобы сделать стальную трубку
круглой в сечении и разрушить пластины с пазами по обеим сторонам.
Второй шнур — дублирующий. Устройство ’’Super Zip” сохраняет свою
работоспособность при температуре до 450 К, исключает разлет осколков
и газов и позволяет существенно (до 100 ед.) уменьшить величины удар-
ных перегрузок. Благодаря модульной конструкции устройства и неболь-
шой массе, оно широко применяется в различных системах разделения.
Другой характерной группой элементов систем разделения являются
средства отделения, сообщающие разделяемым телам относительную ско-
рость. В зависимости от назначения и особенностей действия они подразде-
ляются на: пневмотолкатели, пружинные толкатели, пиротолкатели,
замки-пиротолкатели, пироболты-толкатели, РДТТ, ЖРД, газовые сопла,
аэродинамические тормозные устройства.
Наиболее мощным по силовому воздействию на разделяемые элемен-
ты конструкции и минимальным по массе средством отделения является
пиротолкатель. На рис. 25.13 показан пиротолкатель с двумя пиропатро-
нами. Количество пиропатронов определяется не только потребностями
Рис. 25.12. Детонирующий шнур:
а - одиночный шнур до срабатывания; б - одиночный шнур после срабатывания;
в - двойной шнур до срабатывания; г - двойной шнур после срабатывания; 1 -
корпус; 2 - полиэтиленовое покрытие; 3 - свинцовая оболочка; 4-заряд взрыв-
чатого вещества; 5 - магниево-ториевая пластина; 6 - детонирующий шнур; 7 -
полимерная матрица; 8 - трубка
329
Рис. 25.13 Пиротолкатель с двумя пиропатронами:
1 — отделяемый элемент; 2 — предохранительная чека;
3 — поршень со штоком; 4 — корпус; 5 — пиропатроны;
6 - крепление пиротолкателя
Рис. 25.14. Пружинный толкатель:
1 - шток; 2 - корпус; 3 - пружина
дублирования, но и необходимостью создания определенной величины
давления пороховых газов. Пиротолкатели используются в тех случаях,
когда нужно разместить мощное средство отделения в небольшом объеме
или в случае ограничении по массам, выделяемым на систему.
Пиротолкатели на основе пиропатронов рассчитаны на создание уси-
лий 1,1 — 56,0 кН. В некоторых из них поршень и шток выбрасываются
вместе с отделяемым элементом конструкции. Разработаны специальные
типы пиротолкателей, в которых обеспечиваются удержание поршня в
крайнем рабочем положении и обтюрация продуктов сгорания. Недостат-
ки пиротолкателей — значительные по величине ударные нагрузки и боль-
шой разброс толкающих сил относительно номинального значения в про-
цессе срабатывания. Разброс сил обуславливается нестабильностью ха-
рактеристик пиропатронов и технологическими погрешностями при
изготовлении.
Замки-пиротолкатели и пироболты-толкатели служат как средством
крепления, так и средством разделения. После срабатывания пирозамки
или пироболты работают как обычные пиротолкатели. Они обладают
330
меньшей массой в сравнении с суммарной массой аналогичных элементов,
изготовленных в раздельном исполнении. Однако они дают большую
разновременность срабатывания, так как совмещают два процесса, что
может привести к значительным возмущениям разделяемых тел по угло-
вой скорости. Кроме того, такие устройства достаточно сложны, менее
надежны и требуют тщательной экспериментальной отработки.
Самым распространенным устройством для сообщения разделяемым
телам относительной скорости являются пружинные толкатели. Они имеют
три основные модификации в зависимости от типа используемых пружин
(пружины сжатия, растяжения и кручения). Наиболее предпочтительным
является использование пружин сжатия, так как они обладают практичес-
ки стопроцентной надежностью. Это объясняется тем, что в случае разру-
шения пружина просаживается на виток и не теряет своей работоспособ-
ности. При этом лишь несколько уменьшается производимая толкателем
работа. Одно из возможных конструктивных решений пружинного толка-
теля с пружиной сжатия показано на рис; 25.14.
В процессе срабатывания пружинных толкателей происходит ’’мягкое”,
безударное нагружение элементов КА. Требования к точности их изготов-
ления и чистоте поверхности сопрягаемых подвижных деталей значитель-
но ниже, чем у пиро- и пневмотолкателей. Кроме того, они имеют неболь-
шой разброс по развиваемой работе (не более ± 10 % от номинальной вели-.
чины); причем и эта величина может быть значительно уменьшена за счет
селективного подбора пружин. Достоинства пружинных толкателей:
их характеристики можно проверять на воспроизводимость в предполет-
ной отработке; дешевы в производстве, просты в проектировании; уста-
новка их на РКН производится таким образом, что после срабатывания
они остаются на отработавшем элементе конструкции. Основной недоста-
ток пружинных толкателей — большая масса на единицу развиваемой ра-
боты и, следовательно, большие в сравнении, например, с пиротолкателя-
ми габаритные размеры.
Для отделения значительных по массе и габаритным размерам эле-
ментов конструкции применяются РДТТ. Особые требования, предъявляе-
мые к их работе в составе систем разделения, - достаточно большой
Ъмпульс с незначительным отклонением от номинального значения в со-
четании с минимальным временем работы — привели к созданию специаль-
ных РДТТ, служащих исключительно для сброса отработавших элементов
конструкции. Создан и экспериментально отработан целый ряд двигателей
с различным развиваемым импульсом и временем работы.
Наряду со средствами крепления и средствами отделения в боль-
шинстве систем разделения содержатся так называемые сопутствующие
элементы, которые также могут в значительной мере влиять на процессы
разделения. К таким элементам относятся направляющие шпильки,
электро- и гидропневморазъемы, транзитные кабельные стволы и т.д.
Направляющие шпильки являются принадлежностью практически
всех разделяемых стыков. Установка их преследует две основные цели:
обеспечение сборки изделия и восприятие перерезывающих сил в полете.
Для осуществления транзитной связи между частями РКН на разделяе-
мых стыках располагаются различные разъемы. В процессе разделения они
331
размыкаются в результате действия силы, развиваемой средствами отделе-
ния или при помощи собственной системы расстыковки. Если электро-
связь между частями РКН осуществляется без установки разъемов на раз-
деляемом стыке, то для разрезания транзитной сети используются пиро-
технические ножи, которые могут служить также для резки труб и сталь-
ных тросов. Следует отметить, что разделению элементов конструкции
должен предшествовать полный разрыв всех коммуникаций.
25.3. СТЫКОВОЧНЫЕ АГРЕГАТЫ.
УСТРОЙСТВА ДЛЯ СОЕДИНЕНИЯ КА
И ИХ ЭЛЕМЕНТОВ В КОСМОСЕ
Стыковка КА — сложная и ответственная техническая операция. Без
нее нельзя построить в космосе крупные сооружения, доставить экипажи
и грузы на ОС, дозаправить их топливом. Без стыковки чрезвычайно слож-
ной становится проблема оказания помощи КК, терпящим бедствие. Сты-
ковка — необходимый элемент полетов человека в космическом прост-
ранстве [ 20, 21, 60, 66].
До программы ’’Союз” - ’’Аполлон” (1975 г.) стыковка КК ’’Союз”
осуществлялась с помощью устройства штырь—конус. Такой же принцип
был заложен и в стыковочном агрегате (СТА) КК ’’Аполлон”. Для осущест-
вления стыковки двух КК по программе ’’Союз” — ’’Аполлон” был создан
андрогинно-периферийный агрегат стыковки (АПАС).
При применении СТА типа штырь—конус стыкуемые КК делятся на
активный корабль (на нем установлен стыковочный штырь) и пассивный
(имеет приемный конус). Стыковка предусматривает следующие фазы
(рис. 25.15): поглощение энергии соударения объектов, их первичную
сцепку, поглощение энергии взаимных колебаний, выравнивание, жесткое
и герметичное соединение [21].
♦При ударе штанги активного КК о приемный конус штанга смещается
назад и отклоняется в шаровом шарнире 7 (рис. 25.16, б). Энергия соуда-
Рис. 25.15. Фазы стыковки:
1 касание; 2 захват (первичная сценка), 3 - стягивание и выравнивание; 4 -
жесткое и герметичное соединение КА периферийными замками
332
5
6
Рис. 25.16. Конструктивные элементы стыковочного механизма типа щтырь - конус:
а - схема узла первичной механической связи КА; б - схема амортизации штанги;
1 - головка штанги; 2 - упор гнезда; 3 - защелка; 4 - привод упоров; 5 - гнездо;
6 - пазы защелок; 7 - шаровой шарнир; 8 - боковой амортизатор; 9 - централь-
ный амортизатор
рения и взаимных колебаний стыкуемых объектов поглощается системой
упруго-вязких устройств, состоящих из пружинных амортизаторов 8 и
электромеханических демпферов. Чтобы при соударении объекты не
разошлись и у активного КК было поступательное движение, в момент
касания штангой приемного конуса включаются двигатели малой тяги ак-
тивного КК. В результате головка штанги 1 (см. рис. 25.16, а) попадает в
приемное гнездо 5, профиль которого выполнен так, что защелки 3 голов-
ки сначала утапливаются, а затем расходятся, попадая в предназначенные
для них пазы 6. Благодаря этому происходит первичная сцепка КК. Тяга
двигателей, осуществляющих поджатие, 196 Н.
Описанная выше операция первичной сцепки возможна только в том
случае, если до касания параметры относительного движения стыкуемых
КА находились в строго определенных пределах. Например, при стыковке
КК ’’Союз” и ’’Аполлон” перед касанием угловые скорости ’’Аполлона”
составляли 0,05; 0,05; 0,05 граду с/с по тангажу, рысканию и крену
соответственно. При контакте были следующие начальные параметры:
скорость сближения 0,15 ... 0,18 м/с; угловое рассогласование продоль-
ных осей 0,7°; рассогласование по крену 2°; боковое смещение от 0,07 до
0,10 м. Начальные условия стыковки для проектирования одного из
стыковочных устройств (СТУ) приведены в табл. 25.1 [60]. Если КК
подойдет к станции, например, с нерасчетными углами рыскания или
тангажа, в этом случае головка штанги коснется приемного конуса не
боковыми датчиками, а центральными. Сразу же включаются двигатели
малой тяги на развод объектов,после чего причаливание придется повто-
рить.
После осуществления первоначальной сцепки КА включается электро-
привод штанги и раскрываются рычаги выравнивания. Втягиваясь, штанга
силой в 9,8 кН стягивает объекты. Защелки головки, двигаясь назад,
333
334
Начальные условия стыковки для проектирования СТУ [ 60]
Таблица 25.1
Проект СТУ Vf, м/с ±Дг(Ду,Дг), м ±vy,z> м/с ±Дф(Д0 ), градус (0), гра- ду с/с градус/с ±Д^?, градус
ЭПАС 0,1 ... 0,3 0,3 0,1 5 0,7 активный (0,1 пассив- ный) 5 0,7 активный (0,1 пассив- ный)
Примечание, о, х, у, z - система координат для отсчета параметров начальных условий (связана с активным КК); о, ,
ylt z, - связана с пассивным КК; V*, Vy, Vz*- относительные скорости центров масс; Дг(Ду, Az) - боковые смещения; Д0 (ДДО -
углы между осью х и проекцией оси на плоскость ху (xz); оси х и - продольные оси КК; у - относительный угол крена.
ЭПАС - экспериментальный полет ’’Аполлон” - ”Союз”.
скользят по сужающимся пазам, уменьшая рассогласование объектов по
крену. А рычаги выравнивания, упираясь в конус, устраняют рассогласо-
вание по рысканию и тангажу. По мере дальнейшего втягивания штанги
происходит стыковка электро- и гидроразъемов КА, их электрические и
гидравлические системы объединяются.
После срабатывания контактных датчиков, которые сигнализируют
о соприкосновении стыковочных шпангоутов КА, закрываются пери-
ферийные замки. Их восемь. В каждом замке два крюка: пассивный 1
(рис. 25.17) и активный 2. Пассивный крюк имеет неподвижное крепле-
ние и подпружинен тарельчатыми пружинами. Активный крюк может со-
вершать сложное движение в плоскости. Именно активные крюки актив-
ного КА, поворачиваясь и втягиваясь, зацепляются за пассивные крюки
пассивного КА; при этом резиновое уплотнение стыка сжимается усилием
более 98 кН [ 21]. После этой операции автоматически убираются защелки
головки штанги, которая, втягиваясь до конца, обеспечивает условия для
открытия переходных люков.
Но прежде чем начать переход из КК в станцию, надо убедиться в
герметичности стыка. Схема проверки герметичности стыка показана на
рис. 25.18. Для этого открывается электропневмоклапан 7 и наддувается
воздухом из КК малая полость 1, образованная двумя резиновыми уплот-
нителями стыка. При закрытом клапане 7 и открытом клапане 6 опреде-
ляется темп падения давления измерительным прибором 5. Так же прове-
ряется герметичность большой полости 2 стыка, проверка занимает обыч-
но около 1,5 ч. После нее вручную или автоматически с помощью электро-
привода отводятся приемный конус, расположенный на крыше люка стан-
ции, и механизм штанги, установленный на крышке люка КК (рис. 25.19).
Через образовавшийся тоннель экипаж переходит из КК в станцию. В та-
ком положении СТА и их механизмы находятся до расстыковки
объектов.
Рис. 25.17. Узел зацепления замков стыковочных шпангоутов
Рис. 25.18. Схема проверки герметичности стыка:
1 — малая полость; 2 — большая полость; 3, 4, 6, 7 — электропневмоклапаны; 5 —
измеритель давления
335
1
2
J
Рис. 25.19. СТА типа штырь - конус после стыковки:
1 —г привод крышки люка; 2 — электроразъем; 3 — периферийный замок; 4 —
гидроразъем; 5 — стыковочный шпангоут
Перед спуском КК с орбиты космонавты надевают скафандры, закры-
вают все люки и, заняв места в СА, приступают к проверке герметичности
переходных люков. Из большой полости 2 (см. рис. 25.18) стыка в кос-
мос стравливается давление. Если прибор 5 показывет давление, значит,
люки закрыты неплотно. В этом случае космонавты открывают их, осмат-
ривают резиновые уплотнители и при необходимости протирают влаж-
ными салфетками для удаления посторонних частиц. Если люки герме-
тичны, экипаж выдает с пульта команду на расстыковку. По этой команде
открываются крюки периферийных замков 3 (см. рис. 25.19), пружинные
толкатели, сжатые при стыковке, расталкивают объекты. Одновременно
включаются двигатели малой тяги КК и отводят его от станции.
В системе стыковки предусмотрено функциональное резервирование
операций. Например, если пружинные толкатели не срабатывают или их
энергии окажется недостаточно для разведения КА при слипании резино-
вых уплотнителей, их функцию берет на себя штанга — она выдвигается и
расталкивает объекты.
Штатная расстыковка занимает около 5 мин. В аварийной ситуации
предусмотрена экстренная расстыковка. При срочном покидании станции
экипаж, не надевая скафандров, забирает их с собой в С А, закрывает пере-
336
ходные люки и выдает команду ’’Резервная расстыковка”. По этой
команде с помощью пиротехнических средств открываются все замки КК
и ооъекгы разводятся. Система выполняет такую расстыковку в тече-
ние 5 с.
Технология стыковки и расстыковки совершенствуется с каждым
полетом. Конструкторы постоянно работают над повышением надежности
систем и механизмов, добиваясь их безотказности. Эта работа, например,
нашла воплощение в новой конструкции АПАС КА.
СТА типа штырь — конус в принципе имеют два основных технических
недостатка: во-первых, из пары агрегатов один из них может быть только
активным, другой — только пассивным; во-вторых, центральная часть
агрегата занята стыковочным механизмом и конусом и после открытия
крышек люков часть сечения переходного тоннеля остается занята ими.
В основу разработки АПАС были положены следующие основные тре-
бования:
агрегаты должны быть андрогинными, т.е. обеспечивать возможность
стыковки одного КК с любым другим независимо от того, активный он
или пассивный. При этом каждый из них должен иметь возможность вы-
полнять функции активного КК, что особенно важно, например, при про-
ведении спасательных операций;
Рис. 25.20. Схема расположения конструктивных элементов на стыковочном шпан-
гоуте:
1 - герметизирующее уплотнение (два резиновых кольца); 2 - датчик герметизации
стыка; 3 - электроразъем; 4 - замок стыковочного шпангоута (8 шт.); 5 - пру-
жинный толкатель (2 шт.); 6 - датчик закрытия стыка; 7 - гидроразъем (штуцер);
8 - направляющий штырь; 9 - гидроразъем (воронка); 10 - гнездо направляющего
штыря ч
337
агрегаты должны быть периферийными — все направляющие и сило-
вые элементы каждого стыковочного агрегата должны быть расположены
по периферии центрального люка, чтобы обеспечить свободное сообщение
между жилыми отсеками КК после их стыковки.
АПАС, удовлетворяющий этим требованиям, установлен на КК ’’Союз”.
Он состоит (см. рис. 1.4) из стыковочного шпангоута с комплектом
электр- и гидроразъемов, двух пружинных толкателей, датчиков, замков,
элементов герметизации стыка, стыковочного механизма. Конструкция
стыковочного шпангоута АПАС (рис. 25.20) подобна конструкции штырь —
конус [ 20]. Стыковочный механизм АПАС состоит из кольца с тремя
направляющими выступами, установленного на шести подвижных штан-
гах. Штанги могут перемещаться независимо, обеспечивая амортизацию
при соударении КК и их сцепку, и синхронно — при стягивании КК до соп-
рикосновения стыковочных шпангоутов. Перед стыковкой кольцо актив-
ного КК выдвигается в переднее положение. Кольцо пассивного КК уста-
навливается в заднее втянутое положение. Первичная сцепка осуществля-
ется при соприкосновении колец обоих КК с помощью трех защелок,
расположенных на кольце активного КК, соединяющихся с тремя захва-
тами на шпангоуте пассивного КК. Движение штанг осуществляется от
одного электропривода, а независимость их движения при амортизации
достигается за счет системы кинематической связи через дифференциалы,
подобные автомобильным дифференциапям.
Геометрические характеристики одного из СТА (типа АПАС) таковы:
Диаметр соединения с корпусом, КА см.......................135
Длина в транспортном положении, см..........................60
Диаметр расположения периферийных замков, см...............120
Наружный диаметр в транспортном положении, см..............160
Рис. 25.21. Схема работы защелок для первичной сцепки КА АПАС:
а - скольжение защелки кольца по защелке корпуса; б - зацепление защелок;
в - защелка кольца открыта; г — защелка корпуса открыта
На рис. 25.21 показаны ^)азы работы защелок АПАС при стыковке
и расстыковке.
338
Список литературы
1. Александров В.А. ”Салют-7”. - Авиация и космонавтика, 1982, №9, с. 44-45.
2. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей /
Под ред. В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 1980. 533 с.
3. Ану реев И.И. Ракеты многократного использования. М.: Воениздат, 1975.
216 с.
4. Аппазов Р.Ф., Лавров С.С., Мишин В.П. Баллистика управляемых ракет даль-
него действия. М.: Наука, 1966. 307 с.
5. Баженов В.И., Ос>ш М.И. Посадка космических аппаратов на планеты. М.:
Машиностроение, 1978. 160 с.
6. Безопасность космических полетов. / Г.Т. Береговой, А.А. Тищенко, Г.П. Ши-
банов и др. М.: Машиностроение, 1977. 264 с.
7. Белью Л., Стулингер Э. Орбитальная станция ’’Скайлэб”. США, 1973; Сокр.
пер. с англ. Под ред. Г.Л. Гродзовского. М.: Машиностроение, 1977. 232 с.
8. Белый В.А., Пинчук Л.С. Введение в материаловедение герметизирующих сие-
.ем. Минск: Наука и техника, 1980. 304 с.
9. Беляев Н.М. Расчет пневмогидравлических систем ракет. М.: Машинострое-
ше, 1983. 219 с.
10. Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управ-
1ения космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974. 200 с.
11. Варваров Н.А. Популярная космонавтика. М.: Машиностроение, 1981. 128 с.
12. Волков Л.И., Шишкевич А.М. Надежность летательных аппаратов. М.: Выс-
шая школа, 1975. 293 с.
13. Володин В.А. Конструкция и проектирование ракетных двигателей. М.:
Машиностроение, 1971. 366 с.
14. Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолетостроении. 2-е изд.
М.: Машиностроение, 1980. 367 с.
15. Гладкий В.Ф. Динамика конструкции летательного аппарата. М.: Наука,
1969. 496 с.
16. Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. 2-е изд.
М.: Машиностроение, 1981. 208 с.
17. Голованов Я.К. Архитектура невесомости. М.: Машиностроение, 1978. 80 с.
18. Туровский Н.Н., Космолинский Ф.Н., Мельников Л.Н. Проектирование ус-
ловий жизни и работы космонавтов. М.: Машиностроение, 1980. 168 с.
19. Джонс Дж. К. Инженерное и художественное конструирование. М.: Мир,
1976. 376 с.
20. Елисеев А.С. Техника космических полетов. М.: Машиностроение, 1983.
307 с.
21. Журавлев Ю.П. На восьми замках. - Авиация и космонавтика, 1979, № 9,
с. 38-39.
22. Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. 2-е изд.
Киев: Вища школа, 1978.488 с.
23. Инженерный справочник по космической технике. 2-е изд. / Под ред.
А.В. Солодова. М.: Воениздат, 1977. 430 с.
24. Камалов В.С. Производство космических аппаратов. М.: Машиностроение,
1982.280 с.
25. Кариозов Л.И., Киселев А.М. Азбука изобретательства. М.: Воениздат. 1978.
176 с.
339
26. Коваль А.Д., Тюрин Ю.А. Космос - Земле. М.: Знание, 1979. 112 с.
27. Колесников К.С., Козлов В.И., Кокушкин В.В. Динамика разделения ступе-
ней летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1977. 224 с.
28. Конструкционные материалы. В 3-х т./Гл. ред. А.Т. Туманов. М.: Сов. энцик-
лопедия, 1963-65. т. 1.416 с. т. 2. 408 с. т.З. 528 с.
29. Конструкция управляемых баллистических ракет. / В.В. Березиков, М.А. Бу-
ров, В.К. Зиберов и др. Под ред. А.М. Синюкова и Н.И. Морозова. М.: Воениздат,
1969. 444 с.
30. Космические аппараты. / В.Н. Бобков, В.В. Васильев, Э.К. Демченко и др.
Под ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с.
31. Космодром. / А.П. Вольский, В.М. Карин, В.Н. Николаев и др. Под ред.
А.П. Вольского. М.: Воениздат. 1977. 309 с.
32. Космонавтика: Энциклопедия./Под ред. В. П. Глушко. М.: Советская энцик-
лопедия. 1985. 528 с.
33. Краффт А. Эрике. Будущее космической индустрии: Пер. с англ. М.: Ма-
шиностроение, 1979. 200 с.
34. Крысин В.Н. Слоистые клееные конструкции в самолетостроении. М.: Ма-
шиностроение, 1980. 232 с.
35. Кузнецов А.А. Надежность конструкции баллистических ракет. М.: Машино-
строение, 1978. 256 с.
36. Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложе-
нии. М.: Наука, 1980. 512 с.
37. Лизин В.Т., Пяткин В.А. Проектирование тонкостенных конструкций. М.:
Машиностроение, 1976. 408 с.
38. Луарсабов К.А., Пронь Л.В., Сердюк А.В. Летные испытания жидкостных ра-
кетных двигателей. М.: Машиностроение, 1977. 200 с.
39. Максимов Г.Ю. Теоретические основы разработки космических аппаратов.
М.: Наука, 1980. 320 с.
40. Малышев Г.В., Блейх Х.С., Зернов В.И. Проектирование автоматических
космических аппаратов. Вероятностные методы анализа. М.: Машиностроение, 1982.
152 с.
41. Мишин В.П., Осин М.И. Введение в машинное проектирование летательных
аппаратов. М.: Машиностроение, 1978. 128 с.
42. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы/
В.П. Мишин, В.К. Безвербый, Б.М. Панкратов и др. М.: Машиностроение, 1985. 360 с.
43. Основы строительной механики ракет. / Л.И. Балабух, К.С. Колесников,
В.С. Зарубин и др. М.: Высшая школа, 1969. 496 с.
44. Паничкин И.А., Ляхов А.Б. Основы газовой динамики и их приложение к
расчету сверхзвуковых аэродинамических труб / Под ред. И.Т. Швеца. Киев, изд.
Киевского университета, 1965. 152 с.
45. Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет. М.: Ма-
шиностроение, 1974. 344 с.
46. Пилотируемые космические корабли: Пер. с англ. Под ред. Д.Х. Бронтмана.
М.: Машиностроение, 1968.476 с.
47. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными
ракетными двигателями. / В.Н. Челомей, Д.А. Полухин, Н.Н. Миркин и др. Под ред.
В.Н. Челомея. М.: Машиностроение, 1978. 240 с.
48. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. М.: Сов. энциклопе-
дия, 1976. 608 с.
49. Проектирование и испытания баллистических ракет / Под. ред. В.И. Варфо-
ломеева и М.И. Копытова. М.: Воениздат, 1970. 386 с.
50. Проектирование самолетов. 3-е изд. / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев
и др. Под ред. С.М. Егера. М.: Машиностроение, 1983. 616 с.
51. Прочность, устойчивость, колебания. Справочник. В 3-х т./ Под ред. И.А. Бир-
гера и Я.Г. Панов ко. М.: Машиностроение, 1968. т. I. 831 с., т. II. 463 с.,т. III. 567 с.
52. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов и
кораблей. М.: Машиностроение, 1977.472 с.
53. Ракеты-носители. / В.А. Александров, В.В. Владимиров, Р.Д. Дмитриев и
др. Под ред. проф. С.О. Осипова. - М.: Воениздат, 1981. 315 с.
340
54. Семенов Ю.П., Горшков Л.А. Станция ”Салют-6”: дом, лаборатория, машина.-
Наука и жизнь, 1981, №4, с. 44-53.
55. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. М.: Наука, 1982.
352 с.
56. Смирнов Г.Д. Управление космическими аппаратами. М.: Наука, 1978. 192 с.
57. Советские пилотируемые космические корабли и орбитальные станции /
Под ред; Г.С. Нариманова. М.: Машиностроение, 1976. 144 с.
58. ’’Союз” и "Аполлон” / Под ред. К.Д. Бушуева. М:, Политиздат, 1976. 271 с.
59. Страницы советской космонавтики. / В.П. Денисов, В.И. Алимов, А.А. Жу-
рен ко и др. Под ред. Г.С. Нариманова. М.: Машиностроение, 1975. 346 с.
60. Сыромятников В.С. Стыковочные устройства космических аппаратов. М.:
Машиностроение, 1984. 216 с.
61. Тарасов Е.В. Космонавтика. М.: Машиностроение, 1977. 216 с.
62. Творческое наследие академика Сергея Павловича Королева / Под ред.
М.В. Келдыша. М.: Наука, 1980. 592 с.
63. Труды девятых Чтений К.Э. Циолковского. Секция ’’Проблемы ракетной и
космической техники”. ИИЕТ АН СССР. М.: 1975, с. 122-131.
64. Труды четвертых Чтений Ф.А. Цандера. Секция ’’Проблемы и конструкция
двигателей и летательных аппаратов.” ИИЕТ АН СССР. М.: 1978, с. 98-102.
65. Труды четырнадцатых Чтений К.Э. Циолковского. Секция ’’Проблемы ра-
кетной и космической техники”. ИИЕТ АН СССР. М.: 1980, с. 50-57.
66. Успехи Советского Союза в исследовании космического пространства. М.:
Наука, 1968. 752 с.
67. Фахрутдинов И.Х. Ракетные двигатели твердого топлива. М.: Машинострое-
ние, 1981. 223 с.
68. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. 2-е изд. М.: Наука, 1981.
496 с. .
69. Шеверов Д.Н. Проектирование беспилотных летательных аппаратов. М.:
Машиностроение, 1978. 264 с.
70. Mielke Н. Lexikon Raumfahrt. Transpress VEB Verlag fur Verkehrswesen. Berlin.
1972, 387 s.
71. Stache P. Raumfahrt - Tragerraketen. Transpress VEB Verlag fur Verkehrswesen.
Berlin. 1975,150 s.
Оглавление
Предисловие........................................................... 3
Введение............................................................ 4
Основные сокращения................................................... 8
Часть первая. Основы космонавтики................................. 9
Глава 1. Задачи, решаемые КА...................................... 9
1.1. КА на службе науки и народного хозяйства.................... 9
1.2. Исследование Луны беспилотными КА.......................... 1
1.3. Исследование планет Солнечной системы автоматическими стан*
днями........................................................... 12
1.4. Исследование и освоение космического пространства пилотируе-
мыми КА......................................................... 13
Глава 2. Ракетно-космический комплекс........................... 22
2.1. Ракета-носитель............................................ 22
2.2. Космический аппарат........................................ 22
2.3. Космодром.................................................. 25
2.4. Основы теории реактивного движения......................... 26
Глава 3. Основы механики космического полета..................... 32
3.1. Движение КА в центральном поле тяготения................... 32
3.2. Орбитальное движение КА.................................... 36
3.3. Межпланетные траектории.................................... 47
3.4. Маневрирование КА.......................................... 53
3.5. Спуск и посадка КА на планеты с атмосферой................. 58
3.6. Спуск и посадка КА на планеты без атмосферы................ 63
Часть вторая. Проектирование ракетно-космических комплексов..... 65
Глава 4. Этапы создания РКК...................................... 65
4.1. Тактико-техническое задание и техническое предложение..... 65
4.2. Эскизный и технический проекты............................ 66
4.3. Разработка рабочей документации на опытные образцы, проведение
испытаний....................................................... 55
Глава 5. Выбор конструктивно-компоновочной схемы РКН, топлива,
тигй ДУ.......................................................... 67
5.1. Классификация конструктивно-компоновочных схем РКН......... 67
5.2. Выбор топлива и типа ДУ.................................... 7®
5.3. Выбор и обоснование ККС.................................... 77
Глава 6. Особенности проектирования автоматических КА............ 87
6.1. Состав и ККС КА............................................ 87
6.2. Особенности проектирования................................. 91
Глава 7. Выбор проектных параметров РКН.......................... 9g
7.1. Определение основных проектных параметров РКН^............. 9g
7.2. Массовые уравнения, выбор числа ступеней и стартовых перегрузок
ступеней...................................................... 99
7.3. Определение оптимального соотношения масс между ступенями . . . Ю9
7.4. Гарантийные запасы топлива.................................115
7.5. Поверочный баллистический расчет...........................118
7.6. Определение основных параметров космического РБ............123
342
Глава 8. Особенности проектирования пилотируемых КК . ’ . .". . .125
8.1. Особенности пилотируемых КК................................ 125
8.2. Проектная разработка и обоснование ККС КК.................. 126
8.3. Проектная разработка С А................................... 131
8.4 Средства аварийного спасения............................... 137
8.5. Радиационная и метеорная опасность......................... 141
Глава 9. Определение параметров ДУ............................... 145
9.1. Типы и классификация двигателей. Основные характеристики и
требования к ДУ...................................................... 145
9.2. Выбор давления в камере сгорания и на срезе сопла.......... 147
Часть третья. Расчет РКН и КА на прочность....................... 153
Глава 10. Нагрузки, действующие на РКН и КА....................... ^3
10.1. Системы координат и силы, действующие на КА в полете...... 153
10.2 Массовые нагрузки и перегрузки............................ 158
10.3 Внутренние силовые факторы................................ 160
10.4. Построение эпюр продольных нагрузок....................... 160
10.5 Построение эпюр поперечных нагрузок....................... 162
10.6. Случаи нагружения конструкции РКН и КА.................... 164
10.7. Динамические нагрузки..................................... 168
10.8. Расчетные случаи нагружения............................... 169
Глава 11. Конструкционные материалы.............................4172
11.1. Выбор материалов.......................................... 172
11.2. Металлические термопрочные материалы...................... 174
11.3. Композиционные материалы.................................. 176
Глава 12. Расчет на прочность отсеков корпуса КА................. 177
12.1. Конструктивно-силовые схемы отсеков корпуса КА............ 177
12.2. Расчет на прочность стрингерного отсека.................. 179
12.3. Расчет на прочность отсеков ферменной конструкции......... 183
Г л а в а. 1 3. Расчет на прочность топливных баков.............. 18$
13.1. Конструктивно-силовые схемы топливных баков............... 185
13.2. Расчет гладких баков...................................... 186
13.3. Расчет баков панельной конструкции........................ 188
13.4. Расчет днищ баков......................................... 190
Г лава 14. Расчет на прочность стыков и отдельных силовых элементов .
конструкции . .*.......’.........................................
14.1. Расчет стыковых соединений отсеков...................... 193
14.2. Расчет шпангоутов........................................ 196
Глава 15. Расчет жесткостных характеристик конструкций ....... 200
15.1. Требования к жесткости конструкции.........................200
15.2. Расчет распределенных жесткостных характеристик отсеков кор-
пуса РКН и КА.................................................. 201
15.3. Расчет жесткостных характеристик конических и ферменных от-
секов........................................................... 202
15.4. Расчет жесткостных характеристик межблочных связей. Местная
жесткость....................................................... 205
Часть четвертая. Конструирование отсеков, агрегатов и узлов.....
Глава 16. Общие вопросы конструкторской разработки............... 210
16.1 Особенности конструкторской задачи........................ 211
16.2. Основы методологии конструирования........................ 212
16.3. Понятие о техническом уровне конструкции.................. 217
Глава 17. Конструирование корпуса КА............................. 219
17.1. Отсек корпуса............................................. 220
17.2. Стержневые конструкции.................................... 231
17.3 Особенности конструирования при применении КМ............. 235
Глава 18. Герметичные конструкции................................ 240
18.1. Обеспечение герметичности оболочек и неразъемных соединений 243
18.2. Разъемные герметичные соединения...........................245
343
Глава 19. Размещение и монтаж оборудования и коммуникаций в от-
секах. ........................................................249
19.1. компоновка и монтаж оборудования........................250
19.2. Монтаж коммуникаций.....................................253
Глава 20. Особенности конструирования обитаемых отсеков........255
20.1. Общие вопросы компоновки и конструирования обитаемых от-
секов.........................................................255
20.2. Особенности конструирования кабин.......................269
Глава 21. Особенности конструирования С А...................... 271
21.1. Основы выбора ККС С А.................................. 271
21.2. Системы посадки........................................ 281
Глава 22. Двигательные установки............................... 285
22.1. Компоновка ДУ с ЖРД на РБ РКН и КА......................285
22.2. Ядерные и электрические ракетные двигатели..............287
22.3. Принципиальные схемы размещения двигателей СО на КА.....289
Глава 23. Системы подачи топлива...............................291
23.1. Вытеснительная система подачи компонентов топлива.......291
23.2. Насосная система подачи компонентов топлива.............
23.3. Система наддува.........................................
23.4. Система обеспечения запуска в условиях невесомости .....
23.5. Система регулирования соотношения компонентов топлива...
23.6. Агрегаты и арматура пневмогидросистем...................
Глава 24. Системы управления....................................
24.1. Задачи СУ...............................................
24.2. Способы создания управляющих сил и моментов.............
24.3. Конструкция органов управления..........................
24.4. Реактивные СУ КА........................................
Глава 25. Системы разделения и стыковки.........................
25.1. Основные типы систем....................................
25.2. Конструирование систем разделения.......................
25.3. Стыковочные агрегаты. Устройства для соединения КА и их эле-
ментов в космосе..............................................
Список литературы...................................................
294
298
300
302
304
310
310
311
313
314
3
3
326
332
339
344