Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
В настоящее время разработкой пилотируемой марсианской программы занимается РКК «Энергия». Схема полета корабля для посадки человека на Марс выглядит следующим образом. На околоземную орбиту доставляются элементы корабля, которые собираются на орбите в единый комплекс. Затем этот комплекс с помощью двигательных установок выходит на межпланетную траекторию и в течение нескольких месяцев происходит полет к Марсу. Около Марса комплекс тормозится и выходит на околомарсианскую орбиту. От основной части комплекса отделяется специальный посадочный корабль, в котором экипаж экспедиции или его часть спускается на поверхность Марса. После выполнения работы экипаж на взлетном модуле, который находился в составе посадочного корабля, возвращается на комплекс и экспедиция берет курс к Земле. Марсианский экспедиционный комплекс (МЭК) — многоразовый, после экспедиции возвращается на околоземную орбиту базирования для последующих полетов.
Но при организации такой экспедиции особое внимание необходимо уделить проблемам, возникающим при разработке спускаемого аппарата возвращения (САВ).
В зависимости от начальной скорости полета с Земли продолжительность полёта к Марсу изменяется от 260 до 150 суток. Естественно, возникает желание сократить время экспедиции. При этом при возвращении с Марса скорость САВ может варьироваться от 12,9 км/с и выше [1]. При рассмотрении ширины коридора входа для больших сверхзвуковых скоростей становится очевидным, что скорость подлёта САВ следует ограничить до 15 км/с. В противном случае коридор входа становится настолько узким, что любые погрешности в информации об угле входа, высоте и скорости, полученной бортовыми средствами, могут привести к серьезным затруднениям при удержании САВ внутри коридора входа даже в том случае, когда с помощью предварительной коррекции было обеспечено попадание САВ в заданный коридор [2].
Существует еще один способ возвращения после марсианской экспедиции: с гравитационным маневром около Венеры. Такой вариант возвращения предусматривает скорое отправление назад после пребывания на поверхности Марса: после 1–3 месяцев. Таким образом, общую продолжительность всей миссии возможно уменьшить с 1000 дней до 560 (40 дней будут проведены на орбите или поверхности Марса), скорость входа в атмосферу Земли при этом составит 13 км/с.
Помимо оптимизации режимов перелёта важно рассмотреть и потенциальные аварийные и нерасчетные ситуации.
Для подтормаживания САВ или гравитационного маневра необходимо ввести в состав экспедиции дополнительный блок с двигательной установкой и учесть необходимый запас топлива. В случае отказа двигательной установки необходимо рассмотреть вариант прямого входа САВ в атмосферу Земли со скоростью 15 км/с.
На облик САВ влияет множество факторов, в том числе и скорость входа аппарата в атмосферу Земли. При возвращении пилотируемой экспедиции важно минимизировать тепловые нагрузки на САВ, а также перегрузки на экипаж.
В свое время исследовались различные аэродинамические формы спускаемых аппаратов (СА). Основываясь на имеющийся опыт, для данной экспедиции необходимо рассмотреть СА «Скользящего спуска» и СА класса «Несущий корпус».
При больших сверхзвуковых скоростях входа на СА действуют совместно конвективные и радиационные тепловые потоки.
В инженерной практике широкое распространение получили следующие зависимости для расчета тепловых потоков: в условиях ламинарного режима обтекания используется формула, предложенная Кемпом и Ридделлом [3]; в условиях турбулентного обтекания используется формула, предложенная Сибулкином [4]; плотность радиационного теплового потока определяется по формуле, предложенной Андреевским [5].
Как видно из указанных зависимостей, при увеличении радиуса закругления носовой части конвективные тепловые потоки уменьшаются, а радиационные наоборот увеличиваются. При рассмотрении СА класса «Скользящего спуска» при входе со второй космической скоростью и выше наблюдается превосходство радиационного теплового потока над конвективным от 5 до 10 раз [6]. Таким образом, предлагается остановиться на выборе СА класса «Несущий корпус». При этом возможно предположить, что существует оптимальный радиус закругления носовой части СА, при котором величина суммарного теплового потока в максимально нагруженной точке по времени будет минимальна.
На начальном этапе развития ракетно-космической техники основная экспериментальная отработка СА происходила при летно-конструкторских испытаниях (ЛКИ), составляющие системы (компоненты) отрабатывались только автономно. При этом для отработки и доводки СА требовалось не менее 50–100 пусков. По мере усложнения СА резко повысилась стоимость самого СА и проведения каждого его пуска, в связи с чем изменилась стратегия проектирования экспериментальной отработки СА, которая сейчас ориентируется на 2–3 пуска при ЛКИ.
Экспериментальная отработка, являясь естественным продолжением проектирования СА и завершает создание комплекса СА.
При отработке САВ предлагается рассмотреть следующие этапы: орбитальный СА для обслуживания ОКС; ТКК лунной экспедиции; Марсианский ТКК с САВ с большими сверхзвуковыми скоростями. Основной цикл отработки ТКК с САВ осуществляется по программе космических исследований на ОКС с проведением интенсивной макетной отработки корабля и СА. Силовая конструкция ТКК и СА по программе ОКС, а также приборное оборудование и основные служебные системы в процессе разработки и испытаний по программе обеспечения надёжности выполняются с учетом условий эксплуатации для ТКК и СА в составе лунной и марсианской экспедиции.
Требования к траекториям спуска вытекают из характера решаемой задачи. Так как в данном случае речь идет о спуске пилотируемого СА, то основным требованием является безопасность. О безопасности полета при спуске судят по совокупности таких характеристик, как максимальная перегрузка, длительность действия больших перегрузок, аэродинамический нагрев, максимальные отклонения точки приземления по дальности и в боковом направлении.
Следующее требование обусловлено ограниченным запасом топлива на борту СА и сводится к наиболее рациональному использованию имеющихся энергозапасов. Поэтому на стадии проектирования СА стремятся удовлетворить всем другим требованиям к траектории спуска при минимально возможных энергозатратах.
Управление СА предлагается осуществить посредством поворотов по углу крена при фиксированном угле атаки. При таком управлении перегрузки меньше, чем при баллистическом спуске, а также не меняется характер распределения теплового потока по поверхности СА, что позволяет добиться уменьшения потребного веса тепловой защиты СА.
Наружная поверхность СА защищена панелями теплозащитного покрытия (ТЗП). Так как температура нагрева поверхности СА в критической точке велика, в конструкции СА рекомендовано применение особого ТЗП абляционного типа. Толщины покрытий выбираются в соответствии с эпюрой тепловых потоков.
Так как на СА при спуске действуют неравномерно распределенные тепловые потоки, то и толщины слоёв теплозащитного покрытия должны быть разными на различных участках поверхности СА.
Таким образом, предлагается перейти к панельному типу ТЗП. Это позволило бы провести полный цикл испытаний отдельных панелей на стендах с самыми разнообразными программами тепловой обработки. Создание панельной конструкции внешнего теплозащитного покрытия позволит существенно улучшить технологию сборки СА, предусмотреть необходимый объём в подпанельном пространстве для размещения трубопроводов и элементов оборудования. А так как около 40 % боковой поверхности СА находится в зоне умеренного теплового воздействия, то использование панельного ТЗП позволит рассмотреть применение различных материалов для каждой зоны нагрева.
Также представляется интересным провести отработку панельного ТЗП на СА «Союз». В дальнейшем необходимо провести отработку панельной ТЗП на СА класса «Несуший корпус» для орбитальных и лунных экспедиций.
В качестве основного комплекса средств посадки необходимо использовать максимально надежный комплекс средств посадки (КСП) с учетом необходимости ограничения перегрузок на участке спуска в атмосфере и при посадке по причине закономерного ослабления организма человека в процессе длительного (порядка 1,5–3 лет) космического полета. Парашютно-реактивная система посадки (ПРСП), хорошо себя зарекомендовавшая в процессе полетов СА «Союз» как исключительно надежное средство посадки и оптимальное с точки зрения массовых характеристик, представлена в качестве обязательного запасного средства посадки (ЗСП).
В качестве основной системы посадки для возвращения после марсианской экспедиции предлагается использовать турбореактивную посадочную систему, позволяющую обеспечить необходимый предпосадочный манёвр, зависание перед посадкой и мягкое приземление. Такой вариант КСП, несмотря на некоторый массовый проигрыш, наиболее оптимальный, чем посадка с помощью ПРСП, так как учитывает возможность использовать ручное управление, управление посадкой специальными наземными службами, который должен быть рассмотрен при проектной разработке СА орбитального и лунного вариантов.
