Траектория посадки космического корабля

Обновлено: 07.07.2024

Одной из самых сложных проблем космонавтики является посадка космического корабля или контейнера с научной аппаратурой на Землю или планету назначения. Методика посадки на различные небесные тела существенно зависит от наличия атмосферы на планете назначения, от физических свойств поверхности и многих других причин. Чем плотнее атмосфера, тем проще погасить космическую скорость корабля и посадить его, ибо планетная атмосфера может быть использована в качестве своего рода воздушного тормоза.

Можно указать три способа посадки космических кораблей. Первый способ – жёсткая посадка, происходящая без гашения скорости корабля. Сохраняя в момент удара с планетой космическую скорость, корабль разрушается. Например, при сближении с Луной скорость корабля составляет 2,3 – 3,3 км/сек. Создание конструкции, которые выдерживали бы ударные напряжения, возникающие при этих скоростях, - задача технически неразрешимая. Такая же картина будет наблюдаться при жёсткой посадке на Меркурий, астероиды и другие небесные тела, лишённые атмосферы.

Другой способ посадки – грубая посадка с частичным замедлением скорости. В этом варианте при входе ракеты в сферу действия планеты корабль следует развернуть таким образом, чтобы сопла двигателей были направлены в сторону планеты назначения. Тогда тяга двигателей, будучи направлена в сторону, противоположную движению корабля, будет замедлять движение. Поворот корабля вокруг его оси можно выполнить с помощью двигателей небольшой мощности. Одно из возможных решений задачи состоит в установке по бокам корабля двух двигателей, смещённых относительно друг друга, причём силы тяги этих двигателей должны быть направлены противоположно. Тогда возникает пара сил (две равных по величине и противоположных по направлению силы), которая развернёт корабль в нужном направлении. Затем включаются ракетные двигатели, уменьшающие скорость до некоторого предела. В момент посадки ракета может обладать скоростью несколько сотен метров в секунду, чтобы она могла выдержать удар об поверхность.

Наконец третий метод посадки, наиболее важный при доставке на планеты высокоточного научного оборудования и при высадке членов экспедиции, - это мягкая посадка корабля, подобная посадке самолёта на аэродром. Наиболее трудной является мягкая посадка с приземлением в заранее указанном месте.

Если планета назначения не обладает атмосферой, то мягкая посадка может производиться только при помощи тормозных реактивных двигателей, гасящих скорость корабля до нескольких десятков метров в секунду. При этом работа двигателей должна заканчиваться на высоте примерно 10-30 метров от поверхности планеты во избежании пылевого вихря и пожара, обусловленного неполным выгоранием топлива. Удар о планету можно смягчить также при помощи амортизационной системы.

Полёт космического корабля вблизи планеты назначения, вообще говоря, будет происходить по гиперболической орбите. Поэтому возможно либо сразу произвести посадку на поверхность планеты, гася гиперболическую скорость, либо предварительно вывести корабль на спутниковую орбиту, выбрать место для посадки и затем осуществлять спуск.

Опасности межпланетного перелёта.

Опасность номер один – потоки частиц высоких энергий, проникающих через массовые преграды. Кроме жестких солнечных излучений в межпланетном полёте следует остерегаться воздействия космических людей и потоков частиц высоких энергий вблизи планет.

В отдалённых областях космического пространства рождаются несущиеся с большими скоростями заряженные частицы, потоки которых именуются космическими лучами. Врываясь в верхнюю атмосферу Земли, они продолжают потоки вторично заряженных частиц. Последние накапливаются в околоземном космическом пространстве. Солнечная активность также является причиной накопления частиц высоких энергий вблизи Земли. Запуски первых спутников Земли и космических ракет дали возможность группе американских учёных под руководством Дж. Ван-Аллена и советским учёным, открыть и изучить потоки частиц высоких энергий в ближнем космосе. В результате этих исследований установлено существование поясов заряженных частиц вблизи Земли. Что это за пояса? Известно, что наша планета представляет собой гигантский магнит, а любое магнитное поле влияет на движение электрически заряженных частиц. Поэтому частицы, летящие из мировых глубин, - корпускулы, извергаемые Солнцем, подлетая к Земле, задерживаются её магнитным полем и распределяются по определённым областям ближнего космоса. Из этих частиц формируется три пояса, охватывающие Землю.

Наиболее опасный внутренний пояс простирается до полярных широт. Околополярные области свободны от частиц высоких энергий. Ближняя к Земле граница внутреннего пояса в разных районах Земли проходит на различных высотах. Границы также зависят от фазы солнечной активности. Высота нижней границы в восточном полушарии может составлять около 1500 км, а в западном – около 500 км. Такое расположение обусловлено несовпадением магнитных поясов Земли с её географическими полюсами. Внешний радиационный пояс простирается на расстоянии 70-150 тыс. км.

Действие космических лучей и радиационных поясов такое же, как и действие радиоактивных веществ. Нахождение в радиационном поясе без всякой защиты в течение одних-двух суток влечёт за собой получение смертельной дозы радиации. Человек будет поражён лучевой болезнью в самой тяжёлой форме.

Поставить эффективную защиту на космическом корабле пока не возможно, техника пока бессильна сделать это. Следовательно, пока существует лишь один выход – безопасные космические дороги.

В годы спокойного Солнца в ближнем космосе летать возможно на высотах, не превышающих 600 км. Выше полёты противопоказаны: там расположены кольцевые потоки заряженных частиц. Полёт к другим планетам нужно осуществлять через "каналы", расположенные вблизи оси вращения Земли. Выход с Земли в межпланетное пространство возможен только в арктических и антарктических областях.

Перейдём к опасности номер два – встрече с метеоритными частицами.

Как мы видели ранее, метеорная материя широко распространена в межпланетном пространстве. Достаточно сказать, что за счёт выпадающих на Землю метеоритов и метеорной пыли масса Земли ежесуточно возрастает на 0,5*10 6 кг. Эти метеорные тела движется со скоростями, значение которых колеблется в пределах от 11 км/сек до 80 км/сек. Удар метеорита по обшивке корабля может привести к непоправимым последствиям.

Чтобы определить необходимую для защиты толщину стенок корабля, выясним "пробивную" силу метеоритов. Лист дюралюминия толщиной 1 мм пробивается любым метеоритом диаметром 0,2 мм и более. Стальная обшивка толщиной 3 мм пробивается метеоритом диаметром более 1 мм, а сталь толщиной 12 мм может быть пробита метеоритом диаметром 0,5 см.

Определённую опасность могут представлять и метеориты-пылинки, так называемые микрометеориты. Они малы, но каков будет эффект непрерывных ударов их о стенки корабля? Не могут ли они постепенно разрушить обшивку? Ведь даже пробоина микроскопических размеров вызовет катастрофу: нарушится герметизация кабины, температура упадёт до крайне низких значений, и космический путешественник погибнет. проведённые расчёты показали, что обшивка корабля из дюралюминия толщиной 1,5 мм или из нержавеющей стали толщиной 0,6 мм обеспечивает безопасность от ударов микрометеоритов примерно в течение года.

Но сказанным не исчерпываются все опасности космического полёта. Существует ещё опасность номер три – испепеляющая жара при полётах в атмосфере. При посадке на такие планеты, как Земля, Венера, Юпитер, которые обладают плотными атмосферами, корабль будет омываться раскалёнными газами. Температура обшивки корабля будет подниматься до таких значений, при которых разрушаются наиболее тугоплавкие материалы. Могут наблюдаться такие явления, как плавление и испарение оболочки корабля и унос оплавленных материалов набегающим потоком воздуха. Корабль может "испариться", подобно метеориту.

Существует ряд методов регулирования температуры корабля. Один из них правильный выбор траектории входа в атмосферу под малым углом к горизонту. При медленном "погружении" корабля в атмосферу потеря скорости происходит медленно, поэтому в меньшей степени происходит и разогрев корабля.

2.50: "Спуск СА с высот от 90-до 40 км обнаруживается и сопровождается радиолокационными станциями".

Запомните эти данные по радиолокации.

Мы вернёмся к ним, когда будем обсуждать, чем и как мог следить за "Аполлонами" СССР 50 лет назад и почему он этого так и не сделал.

Живое видео

Включите титры на русском языке.

Пилотируемая посадка космического аппарата

Введение

Сразу стоит оговориться, что организация пилотируемого полета довольно сильно отличается от беспилотных миссий, но в любом случае все работы по проведению динамических операций в космосе можно разделить на два этапа: проектный и оперативный, только в случае пилотируемых миссий эти этапы, как правило, занимают значительно больше времени. В этой статье рассматривается в основном оперативную часть, так как работы по баллистическому проектированию спуска ведутся непрерывно и включают в себя различные исследования по оптимизации всевозможных факторов, влияющих на безопасность и комфорт экипажа при посадке.

За 40 суток

Проводятся первые прикидочные расчеты спуска с целью определения районов посадки. Зачем это делается? В настоящее время штатный управляемый спуск российских кораблей может производиться только в 13 фиксированных районов посадки, расположенных в Республике Казахстан. Этот факт накладывает массу ограничений, связанных в первую очередь с необходимостью предварительного согласования с нашими иностранными партнерами всех динамических операций. Основные сложности возникают при посадке осенью и весной – это связано с сельскохозяйственными работами в районах посадки. Этот факт необходимо учитывать, ведь кроме обеспечения безопасности экипажа, необходимо также обеспечивать безопасность местного населения и поисково-спасательной службы (ПСС). Помимо штатных районов посадки, существуют еще области посадки при срыве на баллистический спуск, которые также должны быть пригодны для приземления.

За 10 суток

За 1 сутки

Окончательно уточняется траектория спуска с учетом последних измерений положения МКС, а также прогноза ветровой обстановки в основном и резервных районах посадки. Это необходимо делать из-за того что на высоте порядка 10км раскрывается парашютная система. К этому моменту времени система управления спуском уже сделала свою работу и никак скорректировать траекторию не может. По-сути, на аппарат действует только ветровой снос, который нельзя не учитывать. На рисунке ниже показан один из вариантов моделирования ветрового сноса. Как видно после ввода парашюта траектория сильно меняется. Ветровой снос иногда может составлять до 80% от допустимого радиуса круга рассеивания, поэтому точность метеопрогноза очень важна.

В сутки спуска:
В обеспечении спуска космического аппарата на землю кроме баллистической и поисково-спасательной службы участвует еще много подразделений таких как:

служба управления транспортными кораблями;
служба управления МКС;
служба, отвечающая за здоровье экипажа;
телеметрическая и командная службы и др.

Только после доклада о готовности всех служб, руководителями полета может быть принято решение о проведении спуска по намеченной программе.
После этого происходит закрытие переходного люка и расстыковка корабля от станции. За проведение расстыковки отвечает отдельная служба. Тут необходимо заранее рассчитать направление расстыковки, а также импульс, который необходимо приложить к аппарату, чтобы не допустить столкновение со станцией.

При расчете траектории спуска схема расстыковки также учитывается. После расстыковки корабля еще есть некоторое время до включения тормозного двигателя. В это время происходит проверка всего оборудования, проводятся траекторные измерения, и уточняется точка посадки. Это последний момент, когда еще что-то можно уточнить. Затем включается тормозной двигатель. Это один из самых важных этапов спуска, поэтому он контролируется постоянно. Такие меры необходимы для того, чтобы в случае нештатной ситуации понять по какому сценарию идти дальше. При штатной отработке импульса через некоторое время происходит разделение отсеков корабля (спускаемый аппарат отделяется от бытового и приборно-агрегатного отсеков, которые затем сгорают в атмосфере).

Точность посадки космического корабля

Сверхточные посадки или "утраченные технологии" НАСА

Оригинал взят у в

В который уже раз повторяю, что прежде чем вольно рассуждать о глубочайшей древности, где 100500 воинов невозбранно совершали лихие марш-броски по произвольно взятой местности, полезно потренироваться "на кошках" ©"Операция Ы", например на событиях всего лишь полувековой давности - "полетах американцев на Луну".

Защитнички НАСА что-то густо пошли. И месяца не прошло с , как весьма раскрученный блогер Зеленыйкот, оказавшийся на деле рыжим, выступил на тему :

"Пригласили на GeekPicnic рассказать о космических мифах. Разумеется я взял самый ходовой и популярный: миф о лунном заговоре. За час подробно разобрали наиболее часто встречающиеся заблуждения и самые распространенные вопросы: почему не видно звезд, почему развевается флаг, где скрывается лунный грунт, как смогли потерять пленки с записью первой высадки, почему не делают ракетные двигатели F1 и другие вопросы."

Написал ему свой комментарий :

"Мелко, Хоботов!В топку опровержения "флаг дрыгается - нет звезд - фотки подделаны"!
Лучше объясните только одно: как американцы "при возвращении с Луны" со второй космической скорости совершали посадку с точностью +-5 км, недостижимой до сих пор даже с первой космической скорости, с околоземной орбиты?
Опять "утраченные технологии НАСА"? Б-г-г"Ответа пока не получил, да и сомневаюсь что будет что-то вменяемое, это же не хиханьки-хаханьки о флаге и космической форточке.

С конца 1960-х и до 21 века точность посадки "Союзов" при нормальном, штатном спуске была в пределах ± 50-60 км от расчетной точки как это и предусматривалось в 1960-х.

Естественно, бывали и нештатные ситуации, например в 1969 году приземление " " с Борисом Волыновым на борту произошло с недолетом до расчетной точки на 600 км.

До "Союзов", в эпоху "Востоков" и "Восходов" отклонения от расчетной точки бывали и покруче.

Апрель 1961 г Ю. Гагарин совершает 1 виток вокруг Земли. Из-за сбоя в системе торможения Гагарин приземлился не в запланированной области в районе космодрома Байконур, а на 1800 км западнее, в Саратовской области.

Но как говорят в рекламах, это еще не все.

Прямой спуск как у "Союзов" был бы из-за перегрузок несовместим с жизнью космонавтов "Аполлона" ведь они должны были бы погасить вторую космическую скорость, а более безопасный спуск по двухнырковой схеме дает разброс по точке посадки в сотни и даже тысячи километров:

То есть, если бы "Аполлоны" приводнялись с нереальной даже по сегодняшним меркам точностью по прямой однонырковой схеме, то космонавты должны были либо сгореть из-за отсутствия качественной абляционной защиты, либо умереть/получить тяжелые травмы от перегрузок.

Но многочисленная теле- кино- и фотосъемка неизменно фиксировала что будто бы спустившиеся со второй космической скорости астронавты в "Аполлонах" не просто живы, а очень даже веселенькие живчики.

И это при всем при том, что американцы в то же самое время не могли нормально запустить даже обезьянку даже на низкую околоземную орбиту см. .

"Компания основана в 2011 году. Лицензия Роскосмоса на осуществление космической деятельности получена в 2012 году. До 2014 года имела подразделения в Германии и США. В начале 2015 года производственная деятельность была практически свернута везде кроме России. Компания занимается созданием небольших космических аппаратов (спутников) и продажей комплектующих для них. Также Dauria Aerospace привлекла инвестиции 20 миллионов долларов от венчурного фонда I2bf в 2013 году. Два своих спутника компания продала американской в конце 2015 года, тем самым получив первый доход от своей деятельности."

Рекомендуется посмотреть , окуда привожу только один фрагмент мнения о нем Юрия Елхова, кинорежиссера, кинооператора, кинопродюсера:

И снова тишина. Наконец, в 12.50 (мск) стало известно, что капсула приземлилась в 478 км от намеченной точки посадки! Отклонение на такое расстояние очень существенно, что само по себе наталкивало на мысли о сложной ситуации на борту корабля при спуске.

После этого прошло еще немного времени, и выяснилась единственная на тот момент подробность. Руководитель Роскосмоса Анатолий Перминов сказал, что посадка прошла по баллистической траектории. При этом кто-то из специалистов, присутствовавших в ЦУПе, шепнул, что еще одна такая посадка, и можно заработать инсульт.

В настоящее время космические исследования перешли от отдельных экспериментов к повседневному использованию космической техники. Системы космических аппаратов обеспечивают мировую связь, включая телевидение и Интернет; наблюдения Земли из космоса позволяют вести разведку полезных ископаемых, более надёжно предсказывать погоду и метеорологические катастрофы, следить за экологической обстановкой, и многое другое. Но путь в космос всё ещё труден и опасен. Даже совершенная, сложнейшая космическая техника пока, к сожалению, не может быть абсолютно надёжной. Случались и катастрофы, уносившие жизни героев. Так при спуске с орбиты едва не погиб Юрий Гагарин и трагически закончилось возвращение на Землю лётчика-космонавта СССР Владимира Комарова. Среди всех этапов полёта в космос спуск космического аппарата (КА) остаётся наиболее опасным.

Спуск КА с орбиты в конечном счете заключается в безударной посадке в заданном районе или в заданной точке поверхности Земли. Посадка, при которой относительная скорость сближения с Землей в момент ее достижения не превосходит допустимых пределов, называется мягкой. С методической точки зрения траекторию спуска с околокруговой орбиты можно разделить на четыре характерных участка (рис.1).

- участок торможения 1-2, осуществляемого, как правило, кратковременным включением тормозной двигательной установки (ТДУ). Назначение торможения - перевод КА с исходной орбиты ss₁, (рис.2) на такую эллиптическую траекторию s₁s_вх, перицентр которой (точка, наиболее близко расположенная к притягивающему центру) расположен ниже верхней границы плотных слоев атмосферы. Высота верхней границы плотных слоев земной атмосферы (границы входа) составляет 100-120 км.

- участок свободного полета КА 2-3 от момента выключения ТДУ до момента достижения (пересечения) верхней условной границы атмосферы ( заатмосферная часть s₁s_вх траектории снижения). Движение на этом участке в первом приближении может рассматриваться как движение в центральном поле силы притяжения.

- участок движения в атмосфере 3-4 ( атмосферная часть s_вхs_n траектории снижения). Это участок от момента прохождения верхней границы атмосферы до момента начала использования посадочных средств: парашютной системы, ТДУ мягкой посадки. На этом участие спускаемый на Землю аппарат испытывает воздействие больших аэродинамических сил, в несколько раз превышающих силу земного притяжения. Этот участок опасен как в смысле перегрузок, испытываемых КА, так и в смысле интенсивности аэродинамического нагрева корпуса КА.

-участок посадки 4-5 (от начала использования посадочных средств до момента приземления).

В зависимости от того, используется или нет на атмосферном участке полета аэродинамическое качество(С_y/C_x- где С_y и C_x аэродинамические коэффициенты ) различают баллистический спуск и управляемый[1].

Под баллистическим понимают спуск без использования аэродинамического качества, а под управляемым - с аэродинамическим качеством. Такое деление является условным и дается лишь с целью, чтобы подчеркнуть наиболее существенную сторону спуска (используется или нет аэродинамическое качество).

При баллистическом спуске участок 3-4 характеризуется аэродинамическим торможением до такой скорости, когда можно ввести в действие парашютную систему, при этом аэродинамическое сопротивление состоит из одной лишь силы лобового сопротивления, а подъемная и боковая силы полностью отсутствуют.

Аэродинамическое торможение уменьшает скорость спускаемого аппарата от первой космической до 150 - 250 м/с.

При этом сила лобового сопротивления делается равной проекции силы земного притяжения на направление движения и спуск становится равномерным. Дальнейшее торможение вплоть до мягкой посадки (скорость приземления несколько метров в секунду) может быть осуществлено с помощью тормозной системы: парашюта, ротора (винт такого типа, как у вертолета), небольшого ракетного двигателя.

Своеобразным методом торможения служит захват спускаемого аппарата самолетом с помощью сети (применялся в CШA в 1960-1962 гг. при спусках с орбиты контейнеров спутников серии "Дискаверер", а так же в 2004 году).

Участок траектории посадки 4-5, в свою очередь, целесообразно разбить на два самостоятельных элемента посадки: торможение с помощью парашютной системы и окончательное торможение с помощью ТДУ мягкой посадки непосредственно перед приземлением.

При осуществлении мягкой посадки на поверхность Луны, не имеющей атмосферы, торможение КА осуществляется реактивными двигателями. Такой тип спуска называется реактивным спуском. .

Наконец, принципиально возможен комбинированный спуск в атмосфере, т.е. такой спуск, при котором торможение осуществляется при совместном действии аэродинамических сил и реактивной силы.

В печати сообщалось о практической реализации следующих типов спусков:

аэродинамического баллистического (корабли "Восток" и "Восход" и др.);
аэродинамического планирующего (кабины кораблей "Союз" и ДР.)?
реактивного ("Луна-9 И , "Луна-17" и др.).

Краткая характеристика различных типов спуска позволяет сделать вывод о весьма существенном влиянии величины угла входа в плотные слои атмосферы ( и_вх на рис.2), на перегрузки и аэродинамический нагрев КА при движении на атмосферном участке траектории снижения (s_вхs_n).

В этом смысле можно говорить об управляющем импульсе скорости, понимая под этим приращение скорости, вызываемое действием импульса силы (·t). Специфика спуска проявляется на атмосферном участке полёта. Поэтому за исходное состояние движения примем момент пересечения КА верхней условной границы атмосферы. Для расчёта баллистического спуска достаточно задать на этот момент времени высоту Н_вх, скорость _вх и угол наклона вектора скорости к местному горизонту _вх (рис.2). Основным параметром, характеризующим интенсивность входа КА в атмосферу, является угол входа _вх. Он определяет вертикальную скорость входа

V_r=V_вхSin _вх.

или при малых углах _вх

V_r=V_вх· _вх.

Например, при V_вх=8000 м/с, _вх.= - 0,1 рад. Имеем V_r= 800 м/с. Чем больше угол входа, тем интенсивнее КА погружается в атмосферу. Погружение в атмосферу сопровождается возрастанием силы лобового сопротивления

Q = C_х сV 2 S/2, а, следовательно, и перегрузки

n_x =Q/mg₀= C_х·(h)·V 2 ·S/(2m·g₀), где

(h)- плотность воздуха в зависимости от высоты

Когда перегрузка n_х , возрастая, достигает значения n_х = | Sin | с этого момента начинается торможение (уменьшение скорости).

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ТРАЕКТОРИЯМ СПУСКА.

Требования к траекториям спуска вытекают из характера решаемой задачи. Если речь идет о спуске обитаемого (пилотируемого) КА, то при этом основным требованием является безопасность. В свою очередь, о безопасности полета при спуске судят по совокупности таких характеристик, как максимальная перегрузка, длительность действия больших (выше определенного уровня) перегрузок, аэродинамический нагрев, максимальные отклонения точки приземления по дальности и в боковом направлении.

Вторая группа требований обусловлена ограниченным запасом топлива на борту КА и сводится к наиболее рациональному использованию имеющихся энергозапасов. Если спускаемый аппарат находится в стадии проектирования, то стремятся удовлетворить всем другим требованиям к траектории спуска при минимально возможных энергозатратах.

Если КА уже создан с определенным запасом рабочего тела для ТДУ на борту, то доминирует требование о минимизации промаха.

Итак, перегрузка, аэродинамический нагрев, промах и энергозатраты - вот перечень важнейших характеристик, которые регламентируются условиями безопасности и экономичности в виде определенных требований.

Необходимо подчеркнуть, что требования минимума перегрузки, нагрева (минимума веса теплозащиты), энергозатрат и, наконец, рассеивания несовместимы (противоречивы). Например, чем круче баллистический спуск (больше угол входа в атмосферу), тем меньше время движения в атмосфере, меньше возмущения траектории спуска и, как следствие этого, выше точность посадки. Однако увеличение углов входа в атмосферу, с одной стороны, сопряжено с увеличением затрат топлива, необходимых для совершения маневра, а с другой стороны, это приводит к возрастанию максимальной перегрузки. Точно так же противоречивы требования минимума энергозатрат и минимального промаха. Поэтому, естественно, возникает вопрос о том, как подойти к обоснованию этих требований.

На рис.3 приведены зависимости максимальной перегрузки n_х _max и некоторого коэффициента, характеризующего интегральный тепловой поток Q_y от угла входа в атмосферу для баллистического спуска. На этом рисунке коридор входа представлен допустимым диапазоном углов входа в атмосферу. Левая граница определена из условия безопасного входа (захвата КА атмосферой), а правая - из условия того, чтобы перегрузка при спуске не превосходила n_х _доп. Если наложить ограничение на интегральный тепловой поток, то этот коридор может стать еще меньше. При Q_y = 1,5 левая граница коридора показана пунктирной линией.

О коридоре входа имеет смысл говорить не только для баллистического спуска, но и для спуска с использованием аэродинамического качества.

Маневрирование в атмосфере за счет использования аэродинамического качества позволяет существенно снизить уровень максимальной перегрузки. Изменение максимального уровня перегрузки происходит за счет регулирования с помощью подъемной силы интенсивности погружения КА в атмосферу. Тем самым обеспечивается длительное торможение в более разреженных слоях атмосферы при меньших перегрузках. Примерная зависимость n_х _max от К=С_у/С_х при углах входа от 0 до -2° с низких круговых орбит показана на рис.4.

Относительно суммарного теплового потока надо заметить, что в связи с возрастанием продолжительности полета при "срезании" пика перегрузки тепловой поток увеличивается.

Наличие у КА маневренных возможностей, обусловленных максимальной величиной аэродинамического качества, создает объективные предпосылки для оптимизации траектории спуска в атмосфере. Если произвести оптимизацию траекторий спуска при различных ограничениях, то возможно найти максимальный коридор входа.

При оптимизации управления спуском возникают дополнительные ограничения. В частности, аэродинамическое качество не должно превышать К_max. Кроме того, могут быть наложены ограничения на угол крена и на угол атаки.

Таким образом, совокупность требований, предъявляемых к спуску КА, можно систематизировать в следующем виде:

1. Общие требования к качеству спуска:

- минимум энергозатрат ;

- минимум интегрального теплового потока;

- минимальное рассеивание по дальности и по боку;

2. Ограничения, налагаемые на траекторию спуска и параметры управления:

- по запасу рабочего тела на борту КА;

- по возможной ориентации вектора тяги ТДУ, например, двигатель должен быть ориентирован на Солнце;

- по допустимой перегрузке;

- по допустимому аэродинамическому качеству;

- по углам атаки и крена;

- по допустимому тепловому потоку;

- по безопасности входа.

1. Инженерный справочник по космической технике. Военное издательство МО СССР, 1977.

Читайте также: