Из чего сделана капсула космического корабля. Как садится космический корабль, спускаясь с орбиты и насколько точно он может приземляться
В настоящее время транспортный корабль стал основной модификацией корабля «Союз» и в автономных полетах почти не используется. Как транспортный корабль он должен обеспечивать выведение экипажа на орбиту, сближение и стыковку с орбитальной станцией, переход экипажа на ее борт, полет корабля в составе орбитального комплекса достаточно продолжительное время, отделение от станции, спуск экипажа на Землю с приемлемым для космонавтов уровнем перегрузок при возвращении в атмосферу, приземление спускаемого аппарата с приемлемым уровнем перегрузок, воздействующих на космонавтов во время приземления, а также спасение экипажа в случае аварии ракеты-носителя на участке выведения корабля на орбиту.
Решение этих задач осуществляется совместной работой бортовых систем корабля и его конструктивными особенностями. В конструкции корабля «Союз» можно выделить три основные части: спускаемый аппарат, приборно-агрегатный и орбитальный отсеки . Спускаемый аппарат размещен между приборно-агрегатным и орбитальным отсеками (см. последнюю страницу обложки). По своей форме спускаемый аппарат напоминает автомобильную фару (рис. 6). Эта форма выбрана не случайно, она обеспечивает возникновение аэродинамической подъемной силы (помимо силы лобового сопротивления) при движении аппарата в земной атмосфере, что снижает разброс точек приземления относительно заданной, а также уменьшает уровень перегрузок при спуске в атмосфере.
Рис. 6. Форма спускаемого аппарата корабля «Союз»
У кораблей «Восток», у которых спускаемый аппарат был сферической формы и, естественно, обладал только силой лобового сопротивления, рассеивание точек приземления достигало 250–300 км. Если на спускаемый аппарат действует аэродинамическая подъемная сила, то, управляя ее вертикальной составляющей, можно управлять и траекторией движения аппарата в земной атмосфере и, следовательно, дальностью этого движения (регулируя траекторию «круче» - «положе»). Последнее позволяет даже при небольших значениях аэродинамического качества спускаемого аппарата корабля «Союз» (0,2–0,3) снизить разброс точек приземления до нескольких десятков километров (а в принципе и до нескольких километров).
Если при спуске аппарата не используется подъемная сила, то такой тип спуска называется баллистическим . Максимальные перегрузки при баллистическом спуске зависят от крутизны траектории спуска, но даже при наиболее пологих траекториях эти перегрузки достигают (как это и было в случае спускаемых аппаратов кораблей «Восток» и «Восход») таких значений, что сила, действующая в это время на космонавта, в 8 - 10 раз больше его веса. Это, конечно, крайне нежелательное явление, особенно при возвращении экипажа на Землю после длительного полета в условиях невесомости, когда даже обычная земная тяжесть воспринимается организмом космонавта как весьма тяжелая и неприятная нагрузка.
Небольшое аэродинамическое качество спускаемых аппаратов кораблей «Союз» снижает максимальные перегрузки при движении аппарата в атмосфере до значений, соответствующих силе воздействия на космонавтов, превышающей лишь в 3–4 раза их вес. Этот аппарат, представляющий собой осесимметричное тело, движется при спуске в атмосфере своей затупленной частью вперед. Причем если бы центр массы аппарата располагался на оси симметрии, то никакой подъемной силы не возникло бы. Поэтому элементы конструкции и расположение оборудования выбраны такими, чтобы центр масс был смещен относительно оси симметрии спускаемого аппарата.
Чтобы управлять дальностью движения, надо менять вертикальную составляющую подъемной силы. Это можно делать, либо меняя угол атаки, как это делается в самолетах (в нашем случае надо было бы менять положение центра масс, что представляется довольно затруднительным), либо меняя величину проекции подъемной силы на вертикальную плоскость за счет управления креном аппарата. Этот способ и используется на корабле «Союз».
Корпус спускаемого аппарата защищен снаружи теплозащитным покрытием, предохраняющим его конструкцию, оборудование и экипаж от воздействия потока раскаленного газа, окружающего аппарат при его спуске. Напомним, что температура газа перед лобовым щитом достигает 10 000°. На боковой поверхности аппарата имеются три иллюминатора. На одном из них (среднем), который при орбитальной ориентации (когда продольная ось корабля лежит в горизонтальной плоскости) «смотрит» вниз на Землю, установлен визир-ориентатор, используемый экипажем для визуальной ориентации по Земле при ручном управлении и для ориентации при сближении.
Внутри спускаемого аппарата размещаются кресла экипажа, парашютные системы, двигатели мягкой посадки, система управляющих реактивных двигателей, используемых для ориентации аппарата при спуске, оборудование и аппаратура скафандров, систем жизнеобеспечения, управления, ориентации, радиосвязи, пеленгации, автоматики приземления, груз, возвращаемый со станции на Землю. В верхней сужающейся части спускаемого аппарата имеется люк, через который экипаж может переходить в орбитальный отсек, пристыкованный к верхнему торцовому шпангоуту спускаемого аппарата.
В орбитальном отсеке размещается оборудование систем жизнедеятельности, часть радиоаппаратуры, автоматика стыковки, аппаратура сближения. Здесь же в основном находится груз, доставляемый одновременно с экипажем на орбитальную станцию (часть груза размещается в спускаемом аппарате). В верхней части отсека (противоположной месту стыковки со спускаемым аппаратом) имеется активный стыковочный агрегат. На внешней поверхности отсека установлены часть антенн системы сближения. Общий объем орбитального отсека и спускаемого аппарата составляет около 10 м 3 .
Приборно-агрегатный отсек включает в себя переходную раму, приборную и агрегатную секции. На переходной раме, соединяющей приборную секцию со спускаемым аппаратом, устанавливаются часть двигателей причаливания и ориентации, баки с топливом, баллоны наддува, арматура, малый наружный радиатор СТР и антенна командной радиолинии. В приборной секции находится основное приборное оборудование, обеспечивающее работу на орбитальном участке полета, но ненужное на участке спуска: перед спуском отсеки корабля разделяются, причем орбитальный и приборно-агрегатный отсеки сгорают в атмосфере, двигаясь по траектории спуска. В агрегатной секции устанавливаются сближающе-корректирующая двигательная установка корабля (с двумя двигателями), двигатели причаливания и ориентации, большой наружный радиатор СТР, часть источников тока системы электропитания корабля. На внешних поверхностях секции имеются датчики системы ориентации и антенны.
Перед установкой корабля на ракету-носитель он закрывается головным обтекателем. На вершине головного обтекателя устанавливается двигатель системы аварийного спасения (САС). Головной обтекатель выполняет две задачи: защищает корабль от воздействия потока газа при движении ракеты в плотных слоях атмосферы и уводит спускаемый аппарат с экипажем (за счет работы двигателя САС) в случае аварии ракеты-носителя в плотных слоях атмосферы. При нормальном ходе выведения на орбиту, после выхода ракеты из плотных слоев атмосферы, двигатель САС и головной обтекатель сбрасываются. После выведения на орбиту, когда двигатель последней ступени выключается, происходит отделение корабля от последней ступени.
Все процессы ориентации, управления двигателями, радиосредствами, работой систем жизнеобеспечения, терморегулирования, энергопитания, спуска и другими системами автоматизированы. Так что полет корабля может осуществляться без участия экипажа в управлении. Однако на корабле установлены и средства ручного управления, позволяющие экипажу при необходимости брать на себя управление процессами ориентации, коррекции, сближения и т. п.
Система ориентации и управления движением (СОУД) «Союза» обеспечивает ориентацию корабля в автоматическом и ручном режимах, выдачу корректирующих импульсов, управление процессами сближения и причаливания. В ее состав входят чувствительные элементы (инфракрасный построитель местной вертикали, ионные датчики для ориентации по вектору скорости, гироскопические датчики углов и угловых скоростей), радиосистема сближения, обеспечивающая измерение параметров относительного движения при сближении, визуальные приборы ориентации (оптические и телевизионные), счетно-решающие и коммутационные приборы, органы ручного управления и индикации. Причем СОУД решает свои задачи, работая совместно с системами реактивных управляющих двигателей причаливания и ориентации и со сближающе-корректирующей двигательной установкой.
Самым сложным режимом работы СОУД является процесс сближения. Перед выведением транспортного корабля «Союз» станция находится, как правило, на рабочей орбите с высотой около 350 км. Транспортный корабль выводится на орбиту тогда, когда плоскость орбиты станции проходит через точку старта и станция только что прошла над районами старта. Корабль выводится на промежуточную орбиту с минимальной высотой порядка 190–200 км и максимальной высотой порядка 250–270 км. Направление полета ракеты-носителя транспортного корабля (т. е. плоскость его траектории) выбирается таким образом, чтобы корабль после выведения летел в той же плоскости, что и станция. Момент старта выбирается таким образом, чтобы после выведения корабля он оказался примерно в 10 000 км позади станции.
Поскольку высота орбиты корабля меньше высоты орбиты станции, то период его обращения вокруг Земли меньше, чем период обращения станции, т. е. «Союз» движется относительно Земли быстрее, а следовательно, постепенно догоняет станцию вдоль орбиты. Чтобы уравнять высоты корабля и станции и сблизить их к заранее выбранному моменту, проводится несколько коррекций (до четырех) орбиты транспортного корабля. Когда расстояние между кораблем и станцией становится меньше 25 км, по командам, заданным автоматикой, на корабле и на станции включается радиоаппаратура сближения. Затем начинается обмен радиосигналами, определяется направление, в котором находится искомый объект, и начинается взаимная ориентация корабля и станции так, чтобы стыковочный узел станции, намечаемый для стыковки, «смотрел» на корабль, а стыковочный узел корабля - на станцию.
После этого радиоаппаратура сближения передает в счетно-решающее устройство электрические сигналы, пропорциональные углам направления на станцию (линии визирования) в системе координат корабля, угловой скорости линии визирования, дальности до станции и скорости ее изменения. По полученным параметрам относительного движения счетно-решающее устройство определяет, в каких направлениях (на разгон, торможение или в боковом направлении) нужно выдать импульс тяги маршевого двигателя корабля для сближения, затем выдает команды и обеспечивает прямую ориентацию и развороты корабля, включает и выключает двигатель. Все это осуществляется таким образом, чтобы скорости относительного движения, перпендикулярные линии визирования, «гасились», а радиальная скорость обеспечивала постепенное сближение корабля со станцией.
По мере приближения к станции скорость корабля уменьшается. Этот процесс - автоматическое сближение - продолжается до расстояния 200–300 м, между кораблем и станцией, на котором осуществляется переход в режим причаливания. В этом режиме корабль уже постоянно направлен своим стыковочным агрегатом в сторону станции, а управление движением его центра масс обусловливается работой координатных реактивных двигателей. Они обеспечивают выдачу требуемых импульсов как вдоль продольной оси корабля (на разгон и торможение), так и в двух других перпендикулярных направлениях (условно «вверх» - «вниз» и «вправо» - «влево»). Последний процесс может продолжаться в автоматическом режиме вплоть до причаливания.
В принципе экипаж может взять управление причаливанием в свои руки (управляя ориентацией корабля и включениями координатных двигателей) и закончить причаливание при ручном управлении. Для обеспечения возможности ручного управления причаливания и для контроля процесса, идущего автоматически, экипажам корабля и станции выдается информация о параметрах сближения, работе двигателей, о расходе топлива. Одновременно с помощью телевизионных камер (на станции и на корабле) и оптического визира-ориентатора экипаж наблюдает станцию (или соответственно корабль), ее движение и ориентацию.
СОУД позволяет управлять кораблем «Союз» до механического контакта стыковочных узлов, обеспечивая параметры относительного движения, необходимые для срабатывания стыковочного агрегата.
Сближающе-корректирующая двигательная установка (СКДУ) по командам автоматики СОУД или с пульта управления выдает импульсы тяги, необходимые для сближения, коррекций орбиты или для перевода корабля с орбиты на траекторию спуска. В состав установки входят два двигателя с тягой более 400 кгс каждый, пневмогидроавтоматика, баки с топливом и баллоны наддува (для обеспечения вытеснения топлива из баков и подачи его к двигателям). Чтобы газ наддува не смешивался с топливом в условиях невесомости, внутри баков имеются эластичные разделители газа и жидкости (так называемые мешки) из органической пленки.
Система исполнительных органов ориентации (СИО) обеспечивает создание управляющих моментов для ориентации корабля, для его стабилизации при работе сближающе-корректирующей двигательной установки, для разворотов в процессе сближения и для координатных перемещений во время сближения. В состав СИО входят 14 двигателей причаливания и ориентации тягой около 10 кгс каждый, 8 двигателей ориентации тягой примерно 1 кгс каждый, баки с топливом, баллоны наддува, пневмогидроавтоматика.
Система управления спуском (СУС) соответственно управляет движением спускаемого аппарата корабля «Союз» при его спуске с орбиты на Землю. В состав СУС входят гироскопические датчики углов и угловых скоростей, датчики перегрузок, счетно-решающие устройства. СУС обеспечивает стабилизацию аппарата и за счет управления ориентацией по крену регулирует вертикальную составляющую подъемной силы, что позволяет регулировать дальность спуска.
Система исполнительных органов спуска работает по командам СУС, обеспечивая создание управляющих моментов, необходимых для разворотов и стабилизации спускаемого аппарата. Элементы системы в основном расположены вне герметичного объема спускаемого аппарата, но под тепловой защитой. В систему входят 6 управляющих двигателей с тягой до 15 кгс каждый, баки с топливом, баллон наддува и автоматика.
Система приземления спускаемого аппарата работает на заключительном участке спуска корабля. При входе аппарата в атмосферу он имеет скорость около 7,8 км/с. За счет торможения в атмосфере Земли его скорость постепенно уменьшается (до дозвуковой) и к высоте порядка 12 км составляет величину порядка 240 м/с. Именно благодаря работе этой системы осуществляется гашение скорости спускаемого аппарата до величины, обеспечивающей его безопасное приземление.
Данная задача решается совместной работой парашютных систем, двигателей мягкой посадки, автоматики и амортизаторов кресел, в которых находится экипаж при приземлении. Автоматика обеспечивает на заданной высоте выдачу команд на введение основной парашютной системы (а также запасной парашютной системы в случае, если основная не сработала), на подготовительные операции перед приземлением, на включение двигателей мягкой посадки непосредственно перед поверхностью Земли.
Парашютные системы устанавливаются в двух отдельных герметичных контейнерах, закрытых крышками.
Система электропитания (СЭП) состоит из автоматики и химических аккумуляторных батарей. Электропитание бортовых систем корабля «Союз» после его пристыковки к станции осуществляется от системы электропитания станции. Одновременно осуществляется и подзаряд аккумуляторов от СЭП станции. Подключение системы электропитания корабля к станции осуществляется через электроразъемы питания, установленные на обоих стыковочных агрегатах и соединяющихся при стягивании стыковочных шпангоутов.
Система терморегулирования корабля (СТР) поддерживает необходимые для экипажа температуру и влажность воздуха в спускаемом аппарате и в орбитальном отсеке, а также тепловой режим приборов в приборном отсеке, осуществляет термостатирование негерметичного агрегатного отсека, топливных магистралей системы исполнительных органов. В состав СТР «Союза» входят соответствующая автоматика, холодильно-сушильные агрегаты, газожидкостные теплообменники, два жидкостных контура (контур жилых отсеков и контур наружного радиатора) с насосами, обеспечивающими циркуляцию жидкости, кранами-регуляторами, компенсаторами. Оба контура связаны через жидкостно-жидкостный теплообменник.
Тепло, выделяющееся в отсеках, с помощью теплообменников передается жидкости, циркулирующей в контуре отсеков. Эта жидкость прокачивается затем по трубкам, приваренным к корпусу агрегатного отсека, обеспечивая его термостатирование. Тепло от жидкости передается (через жидкостно-жидкостный теплообменник) жидкому хладоагенту контура наружного радиатора, с помощью этого контура выносится на радиатор, с которого и излучается в окружающее пространство. Автоматика и регуляторы позволяют регулировать температуру жидкости в контуре отсеков, а следовательно, и температуру стенок радиатора холодильно-сушильного агрегата (и соответственно уровень влажности) и температуру воздуха в отсеках.
Кроме двух основных контуров СТР, имеется вспомогательный, который после стыковки со станцией обеспечивает передачу тепла от станции контуру жилых отсеков. Все поверхности корабля, не занятые антеннами, двигателями и чувствительными элементами, а также поверхность корпуса под радиаторами СТР закрыты пакетами экранновакуумной изоляции.
Системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) экипажа на корабле в принципе несут те же функции, что и аналогичные средства на станции. Разница заключается главным образом в том, что запасы, размещаемые в корабле, рассчитаны лишь на несколько суток. Кроме того, в состав корабельных средств СОЖ входят еще скафандры с бортовой системой газоснабжения и автоматикой, теплозащитные костюмы, а также средства, которые могут потребоваться в случае аварийной посадки в ненаселенной местности.
После пристыковки корабля к станции его СОЖ, обеспечивающие регенерацию воздуха в жилых отсеках, выключаются. В корабль из станции через открытый люк прокладывается воздуховод, через который в жилые отсеки подается воздух из станции. Это обеспечивает нужный состав атмосферы корабля, степень влажности и устранение вредных газовых примесей из отсеков корабля.
Перед отстыковкой корабля от станции воздуховод убирается, закрываются люки в обоих стыковочных узлах, на корабле включаются его регенераторы, поглотители и холодильно-сушильные агрегаты.
Радиосредства корабля «Союз» позволяют осуществить радиотелефонную связь экипажа с Землей в ультракоротковолновом и коротковолновом диапазонах, передачу на Землю телевизионного изображения от внутренних и внешних телевизионных камер, телеметрическую информацию, контроль орбиты, прием на борту команд управления. Телефонная связь с центром управления полетом, передача команд и цифровой информации на борт корабля и прием информации с его борта осуществляются с помощью наземных и плавучих (на морских судах) пунктов измерения и управления, когда космический корабль находится в зоне их видимости. Связь с кораблем поддерживается практически на всех витках его орбиты: во время каждого оборота корабля вокруг Земли, как правило, есть возможность в течение времени от нескольких минут до десятков минут поддерживать связь с кораблем.
В случае необходимости непрерывного телеметрического контроля (например, во время осуществления маневров) включаются бортовые телеметрические запоминающие устройства. Они накапливают информацию, которая затем «сбрасывается» над наземными пунктами.
Система управления бортовым комплексом (СУБК) корабля служит для управления работой бортовых систем и координации их работы как в режимах автоматического управления (от программно-временных устройств, и по командам, передаваемым через радиолинию с Земли), так и в режимах ручного управления (со стороны экипажа). В состав СУБК «Союза» входят логические устройства, коммутаторы, силовая электроавтоматика (для подключения электропитания приборов и систем), пульт управления и командно-сигнальные устройства.
Практически во время полета корабля осуществляется комбинированное управление. Причем способ управления меняется в зависимости от требуемой гибкости операций в данный момент, располагаемого времени и т. д. Поэтому часть команд управления поступает непосредственно с Земли (через командную радиолинию), часть от программно-временных устройств, а часть выдается экипажем через командно-сигнальные устройства или с пульта (по просьбе с Земли).
Экипаж обычно проводит в корабле около одних суток. После выведения на орбиту и проверки герметичности жилых отсеков космонавты выходят в орбитальный отсек и снимают скафандры. На первых оборотах корабля вокруг Земли (их чаще называют витками) проводится проверка бортового оборудования, основных динамических режимов работы корабля (ориентация, развороты, тесты аппаратуры сближения, выдвижение штанги стыковочного механизма), осуществляются первые две коррекции орбиты корабля. На следующий день осуществляются еще одна-две коррекции орбиты, сближение и стыковка корабля со станцией.
После стыковки и проверки герметичности соединения стыковочных шпангоутов корабля и станции экипаж открывает переходные люки обоих стыковочных узлов, переходит на станцию и начинает там работать. При этом осуществляется подзарядка буферных батарей корабля, шины электропитания бортовых систем корабля отключаются от собственной системы электропитания и подключаются к станционной системе. Периодически проводятся контроль состояния корабля с Земли по телеметрии и экипажем с пульта управления. Кроме того, корабль все время поддерживается в состоянии готовности к отделению от станции и спуску на случай необходимости.
При осуществлении длительной экспедиции на станцию в ходе ее полета проводится подмена корабля основной экспедиции кораблем очередной экспедиции посещения. После завершения работ на станции за несколько дней до спуска экипаж осуществляет консервацию станции, переносит в спускаемый аппарат оборудование, которое должно быть доставлено на Землю. За несколько витков до спуска космонавты переходят в корабль, закрывают люки, проверяют их герметичность, и затем корабль отделяется от станции. Спуск обычно осуществляется в Среднем Казахстане.
Примечания:
Аэродинамическим качеством в авиации и космонавтике называют отношение аэродинамической подъемной силы к аэродинамической силе лобового сопротивления.
При визуальной ориентации по Земле экипаж видит с помощью этого прибора горизонт и «бег» местности под собой, что позволяет ему построить трехосную ориентацию. При сближении данный прибор работает как перископ подводной лодки, позволяя экипажу, находящемуся в спускаемом аппарате, смотреть, по направлению продольной оси корабля.
Всем доброго времени суток, насыщенным у нас выдался прошлый месяц. Сначала старт корабля «Союз ТМА-11М», потом спуск «Союза ТМА-09М», и на десерт, старт корабля «Прогресс М-21М» по 4-х суточной схеме стыковки со сближением с МКС на 2-ые сутки полета на очень небольшое расстояние. Так как основная моя работа это обеспечение спусков космических аппаратов, в этой статье я расскажу об особенностях организации завершения пилотируемых программ на примере крайней посадки (“олимпийского” Союза ТМА-09М).
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 я буду в основном затрагивать 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. Итак, начнем.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
Уточняются предварительные расчеты по траекториям спуска с учетом последних данных о текущей орбите МКС и характеристиках пристыкованного корабля. Дело в том, что с момента старта до спуска проходит достаточно большой промежуток времени, и массо-центровочные характеристики аппарата меняются, кроме того, большой вклад вносит тот факт, что вместе с космонавтами на Землю возвращаются полезные грузы со станции, которые могут существенно изменить положение центра масс спускаемого аппарата. Тут необходимо пояснить, почему это важно: форма космического корабля «Союз» - напоминает фару, т.е. никаких аэродинамических органов управления у него нет, но для получения необходимой точности посадки необходимо осуществлять управление траекторией в атмосфере. Для этого в «Союзе» предусмотрена газодинамическая система управления, но она не способна компенсировать все отклонения от номинальной траектории, поэтому в конструкцию аппарата искусственно добавляется лишний балансировочный груз, цель которого сместить центр давления из центра масс, что позволит управлять траекторией спуска, переворачиваясь по крену. Уточненные данные по основной и резервной схемам отправляются в ПСС. По этим данным производится облет всех расчетных точек и выносится заключение о возможности приземления в эти районы.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.
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). Если при входе в атмосферу система управления спуском решает, что она не в состоянии обеспечить приземление спускаемого аппарата в точке с требуемыми координатами, то корабль «срывается» в баллистический спуск. Так как это все происходит уже в плазме (нет радиосвязи), то установить по какой траектории движется аппарат можно только после возобновления радиосвязи. Если произошел срыв на баллистический спуск, необходимо быстро уточнить предполагаемую точку посадки и передать ее поисково-спасательной службе. В случае же штатного управляемого спуска корабль еще в полете начинают «вести» специалисты ПСС и мы можем увидеть в прямом эфире спуск аппарата на парашюте и даже, если повезет, работу двигателей мягкой посадки (как на рисунке).
Шаттл "Индевор" совершил посадку на базе ВВС США "Эдвардс" в Калифорнии. Две попытки посадить космический аппарта на космодроме на мысе Канаверал были отменены из-за непогоды.
Спуск космического корабля на землю условно делится на три этапа: сход с орбиты; полет в атмосфере; собственно посадка.
Основная часть огромной кинетической энергии аппарата ‑ от орбитальной скорости 7,9 км/с до небольшой (дозвуковой) скорости ‑ гасится на втором участке - полете в атмосфере. При этом возникают тяжелые температурные и перегрузочные режимы. Оба фактора ‑ и нагрев, и перегрузки ‑ могут оказаться опасными и для аппарата, и для людей, и требуют как конструкторских решений, так и специального управления траекторией спуска.
Если аэродинамическое качество аппарата (отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления летательного аппарата) равно нулю, то спуск будет баллистическим , то есть неуправляемым, по крутой траектории. Траектория баллистического спуска для заданных характеристик космического летательного аппарата и известных с определенной точностью параметров атмосферы рассчитывается заранее; исходя из этой траектории, выбирают место и угол входа космического летательного аппарата в атмосферу, обеспечивающие его посадку в заданный район. Величина перегрузки при баллистическом спуске зависит практически только от угла входа в атмосферу (угол наклона траектории к местному горизонту). Если угол входа составляет 0,5-1 градус, пик перегрузок достигнет 8-10 единиц. Чем больше угол входа, тем круче будет траектория и больше перегрузки.
Для первых космических кораблей «Восток» и «Меркурий» баллистический спуск был штатным вариантом. Корабли этого типа возвращались с орбиты по баллистической траектории, поскольку их корпус сферической формы практически не создавал подъемную силу и их аэродинамические качества были близки к нулю. Первому набору космонавтов при медицинском обследовании предъявлялась максимальная перегрузка 12 единиц.
Если аэродинамическое качество аппарата равно 0,3-0,7, спуск называется полубаллистическим или скользящим . Скользящий спуск стал штатным вариантом у следующего поколения космических кораблей. Спускаемый аппарат (СА) корабля «Союз» состоит из лобового щита в виде сферического сегмента и расположенного за ним корпуса в виде усеченного конуса («фара»). При движении в атмосфере аппарат балансируется на определенном (балансировочном) угле атаки. При этом возникает небольшая подъемная сила, что позволяет управлять траекторией спуска. Максимальная перегрузка при торможении ‑ 4 единицы.
Если аэродинамическое качество аппарата больше единицы, то спуск будет планирующим . При таком спуске существует подъемная сила. Планирующий спуск облегчает приземление космонавтов, так как он обеспечивает более медленное торможение, приводящее к уменьшению перегрузки до 3‑4 единиц. Кроме того, при планирующем спуске существует принципиальная возможность управления дальностью и направлением полета в атмосфере, что позволяет либо более точно осуществить посадку, либо выбрать район посадки в процессе спуска.
При осуществлении мягкой посадки на поверхность Луны, не имеющей атмосферы, торможение КА осуществляется реактивными двигателями. Такой тип спуска называется реактивным спуском . Практическую реализацию он получил в проектах "Луна‑9", "Луна‑17" и др.
Наконец, принципиально возможен комбинированный спуск в атмосфере, т.е. такой спуск, при котором торможение осуществляется при совместном действии аэродинамических сил и реактивной силы.
В настоящее время резервным вариантом посадки считается баллистический спуск. В качестве резервного он был введен после аварии 5 апреля 1975 года на участке выведения корабля «Союз‑18» (космонавты Василий Лазарев и Олег Макаров). В этом случае аппарат может приземлиться на расстоянии десятков и даже нескольких сотен километров от запланированного места посадки. Кроме того, при баллистическом спуске космонавты испытывают перегрузки, почти в два раза превышающие обычные.
Материал подготовлен на основе информации открытых источников
15 июля исполнилось 40 лет миссии "Союз-Аполлон", историческому полету, который часто считают окончанием космической гонки. Впервые два корабля, построенные на противоположных полушариях, встретились и состыковались в космосе. "Союз" и "Аполлон" были уже третьим поколением космических аппаратов. К этому моменту конструкторские коллективы уже "набили шишки" на первых экспериментах, и новые корабли должны были находиться в космосе долго и выполнять новые сложные задачи. Думаю, будет интересно посмотреть, к каким техническим решениям пришли коллективы конструкторов.
Введение
Любопытно, но в изначальных планах и "Союзы" и "Аполлоны" должны были стать аппаратами второго поколения. Но в США достаточно быстро осознали, что между последним полетом "Меркурия" и первым полетом "Аполлона" пройдет несколько лет, и для того, чтобы это время не пропало зря, была запущена программа "Джемини". А СССР ответил на "Джемини" своими "Восходами" .Также, для обоих аппаратов главной целью была Луна. США не жалели денег на лунную гонку, потому что до 1966 года СССР имел приоритет во всех значимых космических достижениях. Первый спутник, первые лунные станции, первый человек на орбите и первый человек в открытом космосе - все эти достижения были советскими. Американцы изо всех сил стремились "догнать и перегнать" Советский Союз. А в СССР задача пилотируемой лунной программы на фоне космических побед затмевалась другими насущными задачами, например, надо было догонять США по количеству баллистических ракет. Пилотируемые лунные программы - это отдельный большой разговор, а здесь мы поговорим про аппараты в орбитальной конфигурации, такой, в какой они встретились на орбите 17 июля 1975 года. Также, поскольку корабль "Союз" летает много лет и претерпел множество модификаций, говоря о "Союзе", мы будем иметь в виду версии близкие по времени к полету "Союз-Аполлона".
Средства выведения
Ракета-носитель, про которую обычно редко вспоминают, выводит космический корабль на орбиту и определяет многие его параметры, главными из которых будут максимальный вес и максимальный возможный диаметр.В СССР для вывода нового корабля на околоземную орбиту решили использовать новую модификацию ракеты семейства "Р-7". На РН "Восход" заменили двигатель третьей ступени на более мощный, что увеличило грузоподъемность с 6 до 7 тонн. Корабль не мог иметь диаметр больше 3 метров, потому что в 60-х годах аналоговые системы управления не могли стабилизировать надкалиберные обтекатели.
Слева схема РН "Союз", справа - старт корабля "Союз-19" миссии "Союз-Аполлон"
В США для орбитальных полетов использовалась специально разработанная для "Аполлонов" РН "Saturn-I" В модификации -I она могла вывести на орбиту 18 тонн, а в модификации -IB - 21 тонну. Диаметр "Сатурна" превышал 6 метров, поэтому ограничения на размер космического корабля были минимальными.
Слева Saturn-IB в разрезе, справа - старт корабля "Apollo" миссии "Союз-Аполлон"
По размерам и весу "Союз" легче, тоньше и меньше "Аполлона". "Союз" весил 6,5-6,8 т. и имел максимальный диаметр 2,72 м. "Аполлон" имел максимальную массу 28 т (в лунном варианте, для околоземных миссий топливные баки были не полностью залиты) и максимальный диаметр 3,9 м.
Внешний вид
"Союз" и "Аполлон" реализовывали ставшую уже стандартной схему деления корабля на отсеки. Оба корабля имели приборно-агрегатный отсек (в США он называется сервисным модулем), спускаемый аппарат (командный модуль). Спускаемый аппарат "Союза" получился очень тесным, поэтому на корабль был добавлен бытовой отсек, который также мог использоваться как шлюзовая камера для выхода в открытый космос. В миссии "Союз-Аполлон" американский корабль также имел третий модуль, специальную шлюзовую камеру для перехода между кораблями.
"Союз" по советской традиции запускался целиком под обтекателем. Это позволяло не заботиться об аэродинамике корабля на выведении и располагать на наружной поверхности хрупкие антенны, датчики, солнечные батареи и прочие элементы. Также, бытовой отсек и спускаемый аппарат покрыты слоем космической теплоизоляции. "Аполлоны" продолжали американскую традицию - аппарат на выведении был закрыт лишь частично, носовую часть прикрывала баллистическая крышка, выполненная конструктивно вместе с системой спасения, а с хвостовой части корабль был закрыт переходником-обтекателем.
"Союз-19" в полете, съемка с борта "Аполлона". Темно-зеленое покрытие - теплоизоляция
"Аполлон", съемка с борта "Союза". На маршевом двигателе, похоже, местами вспучилась краска
"Союз" более поздней модификации в разрезе
"Аполлон" в разрезе
Форма спускаемого аппарата и теплозащита
Спуск корабля "Союз" в атмосфере, вид с земли
Спускаемые аппараты "Союза" и "Аполлона" похожи друг на друга больше, чем это было в предыдущих поколениях космических кораблей. В СССР конструкторы отказались от сферического спускаемого аппарата - при возвращении с Луны он потребовал бы очень узкого коридора входа (максимальная и минимальная высота, между которыми нужно попасть для успешной посадки), создал бы перегрузку свыше 12 g, а район посадки измерялся бы десятками, если не сотнями, километров. Конический спускаемый аппарат создавал подъемную силу при торможении в атмосфере и, поворачиваясь, менял ее направление, управляя полетом. При возвращении с земной орбиты перегрузка снижалась с 9 до 3-5 g, а при возвращении с Луны - с 12 до 7-8 g. Управляемый спуск серьезно расширял коридор входа, повышая надежность посадки, и очень серьезно уменьшал размеры района посадки, облегчая поиск и эвакуацию космонавтов.
Расчет несимметричного обтекания конуса при торможении в атмосфере
Спускаемые аппараты "Союза" и "Аполлона"
Диаметр 4 м, выбранный для "Аполлона", позволил сделать конус с углом полураствора 33°. Такой спускаемый аппарат имеет аэродинамическое качество порядка 0,45, а его боковые стенки практически не нагреваются при торможении. Но его недостатком были две точки устойчивого равновесия - "Аполлон" должен был входить в атмосферу ориентированным дном по направлению полета, потому что в случае входа в атмосферу боком, он мог перевернуться в положение "носом вперед" и погубить астронавтов. Диаметр 2,7 м для "Союза" делал такой конус нерациональным - слишком много места пропадало впустую. Поэтому был создан спускаемый аппарат типа "фара" с углом полураствора всего 7°. Он эффективно использует пространство, имеет только одну точку устойчивого равновесия, но его аэродинамическое качество ниже, порядка 0,3, а для боковых стенок требуется теплозащита.
В качестве теплозащитного покрытия использовались уже освоенные материалы. В СССР применяли фенол-формальдегидные смолы на тканевой основе, а в США - эпоксидную смолу на матрице из стеклопластика. Механизм работы был одинаковый - теплозащита обгорала и разрушалась, создавая дополнительный слой между кораблем и атмосферой, а сгоревшие частицы принимали на себя и уносили тепловую энергию.
Материал теплозащиты "Аполлона" до и после полета
Двигательная система
И "Аполлоны" и "Союзы" имели маршевые двигатели для коррекции орбиты и двигатели ориентации для изменения положения корабля в пространстве и выполнения точных маневров по стыковке. На "Союзе" система орбитального маневрирования была установлена впервые для советских космических кораблей. По каким-то причинам конструкторы выбрали не очень удачную компоновку, когда маршевый двигатель работал от одного топлива (НДМГ+АТ), а двигатели причаливания и ориентации - от другого (перекись водорода). В сочетании с тем, что на "Союзе" баки вмещали 500 кг топлива, а на "Аполлоне" 18 тонн, это привело к разнице запаса характеристической скорости на порядок - "Аполлон" мог изменить свою скорость на 2800 м/с, а "Союз" только на 215 м/с. Больший запас характеристической скорости даже недозаправленного "Аполлона" делал его очевидным кандидатом на активную роль при сближении и стыковке.
Корма "Союза-19", хорошо видны сопла двигателей
Двигатели ориентации "Аполлона" крупным планом
Система посадки
Системы посадки развивали наработки и традиции соответствующих стран. США продолжали сажать корабли на воду. После экспериментов с системами посадки "Меркуриев" и "Джемини" был выбран простой и надежный вариант - на корабле стояли два тормозных и три основных парашюта. Основные парашюты были резервированы, и безопасная посадка обеспечивалась при отказе одного из них. Такой отказ произошел при посадке "Аполлона-15", и ничего страшного не случилось. Резервирование парашютов позволило отказаться от индивидуальных парашютов астронавтов "Меркурия" и катапультных кресел "Джемини".
Схема посадки "Аполлона"
В СССР традиционно сажали корабль на сушу. Идеологически система посадки развивает парашютно-реактивную посадку "Восходов". После сброса крышки парашютного контейнера срабатывают последовательно вытяжной, тормозной и основной парашюты (на случай отказа системы установлен запасной). Корабль спускается на одном парашюте, на высоте 5,8 км сбрасывается теплозащитный экран, а на высоте ~1 м срабатывают реактивные двигатели мягкой посадки (ДМП). Система получилась интересная - работа ДМП создает эффектные кадры, но комфортность посадки изменяется в очень широком диапазоне. Если космонавтам везет, то удар о землю практически неощутим. Если нет, то корабль может чувствительно удариться о землю, а если совсем не повезет, то еще и опрокинется на бок.
Схема посадки
Совершенно нормальная работа ДМП
Дно спускаемого аппарата. Три круга сверху - ДМП, еще три - с противоположной стороны
Система аварийного спасения
Любопытно, но, идя разными путями, СССР и США пришли к одинаковой системе спасения. В случае аварии специальный твердотопливный двигатель, стоявший на самом верху ракеты-носителя, отрывал спускаемый аппарат с космонавтами и уносил его в сторону. Посадка производилась штатными средствами спускаемого аппарата. Такая система спасения оказалась самой хорошей из всех использованных вариантов - она простая, надежная и обеспечивает спасение космонавтов на всех этапах выведения. В реальной аварии она применялась один раз и спасла жизни Владимира Титова и Геннадия Стрекалова, унеся спускаемый аппарат от горящей в стартовом сооружении ракеты.
Слева направо САС "Аполлона", САС "Союза", различные версии САС "Союза"
Система терморегуляции
В обоих кораблях использовалась система терморегуляции с теплоносителем и радиаторами. Покрашенные в белый цвет для лучшего излучения тепла радиаторы стояли на сервисных модулях и даже выглядели одинаково:
Средства обеспечения ВКД
И "Аполлоны" и "Союзы" проектировали с учетом возможной необходимости внекорабельной деятельности (выхода в открытый космос). Конструкторские решения также были традиционными для стран - США разгерметизировали весь командный модуль и выходили наружу через стандартный люк, а СССР использовал бытовой отсек в качестве шлюзовой камеры.
ВКД "Аполлона-9"
Система стыковки
И "Союз" и "Аполлон" использовали стыковочное устройство типа "штырь-конус". Поскольку при стыковке активно маневрировал корабль, и на "Союзе" и на "Аполлоне" были установлены штыри. А для программы "Союз-Аполлон", чтобы никому не было обидно, разработали универсальный андрогинный стыковочный агрегат. Андрогинность означала, что могли состыковаться любые два корабля с такими узлами (а не только парные, один со штырем, другой с конусом).
Стыковочный механизм "Аполлона". Он, кстати, использовался и в программе "Союз-Аполлон", с его помощью командный модуль стыковался со шлюзовой камерой
Схема стыковочного механизма "Союза", первая версия
"Союз-19", вид спереди. Хорошо виден стыковочный узел
Кабина и оборудование
По составу оборудования "Аполлон" заметно превосходил "Союз". Прежде всего, в состав оборудования "Аполлона" конструкторы сумели добавить полноценную гиростабилизированную платформу, которая с высокой точностью хранила данные о положении и скорости корабля. Далее, командный модуль имел мощный и гибкий для своего времени компьютер, который при необходимости можно было бы перепрограммировать прямо в полете (и такие случаи известны). Интересной особенностью "Аполлона" было также отдельное рабочее место для астронавигации. Оно использовалось только в космосе и было расположено под ногами астронавтов.
Панель управления, вид с левого кресла
Панель управления. Слева расположены органы управления полетом, по центру - двигателями ориентации, сверху аварийные индикаторы, снизу связь. В правой части индикаторы топлива, водорода и кислорода и управление электропитанием
Несмотря на то, что оборудование "Союза" было проще, оно было самым продвинутым для советских кораблей. На корабле впервые появился бортовой цифровой компьютер, а в состав систем корабля входило оборудование для автоматической стыковки. Впервые в космосе использовались многофункциональные индикаторы на электронно-лучевой трубке.
Панель управления кораблей "Союз"
Система электропитания
"Аполлоны" использовали очень удобную для полетов длительностью 2-3 недели систему - топливные элементы. Водород и кислород, соединяясь, вырабатывали энергию, а полученная вода использовалась экипажем. На "Союзах" в разных версиях стояли разные источники энергии. Были варианты с топливными элементами, а для полета "Союз-Аполлон" на корабле установили солнечные батареи.Заключение
И "Союзы" и "Аполлоны" оказались по-своему очень удачными кораблями. "Аполлоны" успешно слетали к Луне и станции "Скайлэб". А "Союзы" получили крайне долгую и успешную жизнь, став основным кораблем для полетов к орбитальным станциям, с 2011 года они возят на МКС и американских астронавтов, и будут возить их, как минимум, до 2018 года.Но за этот успех была заплачена очень дорогая цена. И "Союз" и "Аполлон" стали первыми кораблями, в которых погибли люди. Что еще печальнее, если бы конструкторы, инженеры и рабочие меньше спешили и после первых успехов не перестали бы бояться космоса, то Комаров, Добровольский, Волков, Пацаев, Гриссом, Уайт и Чеффи
1. Понятие и особенности спускаемой капсулы
1.1 Назначение и компоновка
1.2 Спуск с орбиты
2. Конструкция СК
2.1 Корпус
2.2 Теплозащитное покрытие
Список использованной литературы
Спускаемая капсула (СК) космического аппарата (КА) предназначена для оперативной доставки специальной информации с орбиты на Землю. На космическом аппарате устанавливаются две спускаемые капсулы (рис.1).
Рисунок 1.
СК представляет собой контейнер для носителя информации, соединенный с пленко-протяжным тактом КА и снабженный комплексом систем и устройств, обеспечивающих сохранность информации, спуск с орбиты, мягкую посадку и обнаружение СК во время спуска и после приземления.
Основные характеристики СК
Масса СК в сборе - 260 кг
Наружный диаметр СК - 0,7 м
Максимальный размер СК в сборе - 1,5 м
Высота орбиты КА - 140 - 500 км
Наклонение орбиты КА - 50,5 - 81 град.
Корпус СК (рис.2) изготовлен из алюминиевого сплава, имеет форму близкую к шару и состоит из двух частей: герметичной и негерметичной. В герметичной части расположены: катушка о носителем спец.информации, система поддержания теплового режима, система герметизации щели, соединяющей герметичную часть СК с пленко-протяжным трактом КА, КВ передатчики, система самоликвидации и другая аппаратура. В негерметичной части размещены парашютная система, дипольные отражатели и контейнер "Пеленг УКВ". Дипольные отражатели, КВ передатчики и контейнер "Пеленг-УКВ" обеспечивают обнаружение СК в конце участка спуска и после приземления.
Снаружи корпус СК защищен от аэродинамического нагрева слоем теплозащитного покрытия.
На спускаемой капсуле с помощью стяжных отстреливаемых лент (рис.2) установлены две платформы 3, 4 c пневмоагрегатом стабилизации СК 5, тормозным двигателем 6 и телеметрической аппаратурой 7.
Перед установкой на КА опускаемая капсула соединяется тремя замками 9 системы отделения с переходной рамой 8. После этого рама стыкуется с корпусом КА. Совпадение щелей пленко-протяжных трактов КА и СК обеспечивается двумя направляющими штифтами, установленными на корпусе КА, а герметичность соединения - резиновой прокладкой, установленной на СК по контуру щели. Снаружи СК закрывается пакетами экрано-вакуумной теплоизоляции (ЗВТИ).
Отстрел СК от корпуса КА производится с расчетное время после герметизации щели пленко-протяжного тракта, сброса пакетов ЗВТИ и разворота КА на угол тангажа, обеспечивающий оптимальную траекторию спуска СК в район посадки. По команде БЦВМ космического аппарата срабатывают замки 9 (рис.2) и СК с помощью четырех пружинных толкателей 10 отделяется от корпуса КА. Последовательность срабатывания систем СК на участках спуска и приземления следующая (рис.3):
Раскрутка капсулы относительно оси X (рис.2) с целью сохранения требуемого направления вектора силы тяги тормозного двигателя в процессе его работы, раскрутка осуществляется пневмоагрегатом стабилизации (ПАС);
Включение тормозного двигателя;
Гашение при помощи ПАС угловой скорости вращения СК;
Отстрел тормозного двигателя и ПАС (в случае несрабатывания стяжных лент через 128 с происходит самоликвидация СК);
Отстрел крышки парашютной системы, ввод в действие тормозного парашюта и дипольных отражателей, сброс лобовой теплозащиты (для уменьшения массы СК);
Нейтрализация средств самоликвидации СК;
Отстрел тормозного парашюта и ввод в действие основного;
Наддув баллона контейнера "Пеленг УКВ" и включение КБ и УКВ передатчиков;
Включение по сигналу изотопного высотомера двигателя мягкой посадки, приземление;
Включение в ночное время по сигналу фотодатчика светоимпульсного маяка.
Корпус СК (рис.4) состоит из следующих основных частей: корпуса центральной части 2, днища 3 и крышки парашютной системы I, изготовленных из алюминиевого сплава.
Корпус центральной части вместе о днищем образует герметичный отсек, предназначенный для размещения носителя спец.информации и аппаратуры. Соединение корпуса c днищем осуществляется при помощи шпилек 6 с использованием прокладок 4, 5 из вакуумной резины.
Крышка парашютной системы соединяется с корпусом центральной части посредством замков - толкателей 9.
Корпус центральной части (рис.5) представляет собой сварную конструкцию и состоит из переходника I, оболочки 2, шпангоутов 3,4 и кожуха 5.
Переходник I изготовлен из двух частей, сваренных встык. На торцевой поверхности переходника имеется канавка для резиновой прокладки 7, на боковой поверхности - бобышки с глухими резьбовыми отверстиями, предназначенными для установки парашютной системы. Шпангоут 3 служит для соединения корпуса центральной части с днищем при помощи шпилек 6 и для крепления приборной рамы.
Шпангоут 4 является силовой частью СК, изготавливается из поковки и имеет вафельную конструкцию. В шпангоуте со стороны герметичной части на бобышках разделаны глухие резьбовые отверстия, предназначенные для крепления приборов, сквозные отверстия "Ц" для установки герморазъемов 9 и отверстия "Ф" для установки замков-толкателей крышки парашютной системы. Кроме того, в шпангоуте имеется паз под шланг системы герметизации щели 8. Бобышки "К" предназначены для стыковки СК с переходной рамой с помощью замков II.
Со стороны парашютного отсека переходник I закрыт кожухом 5, который крепится винтами 10.
На корпусе центральной части имеются четыре отверстия 12, служащие для установки механизма сброса лобовой теплозащиты.
Днище (рис.6) состоит из шпангоута I и сферической оболочки 2, сваренных между собой встык. В шпангоуте имеются две кольцевые канавки для резиновых прокладок, отверстия "А" для соединения днища о корпусом центральной части, три бобышки "К" о глухими резьбовыми отверстиями, предназначенный для такелажных работ о СК. Для проверки герметичности СК в шпангоуте выполнено резьбовое отверстие с установленной в него заглушкой 6. В центре оболочки 2 с помощью винтов 5 закреплен штуцер 3, служащий для проведения гидропневмоиспытаний СК на заводе-изготовителе.
Крышка парашютной системы (рис.7) состоит из шпангоута I и оболочки 2, сваренных встык. В полюсной части крышки имеется щель, через которую проходит хвостовик переходника корпуса центральной части. На наружной поверхности крышки установлены трубки 3 блока барореле и приварены кронштейны 6, предназначенные для крепления отрывных разъемов 9. С внутренней стороны крышки к оболочке приварены кронштейны 5, служащие для крепления тормозного парашюта. Жиклеры 7 связывают полость парашютного отсека с атмосферой.
Теплозащитное покрытие (ТЗП) предназначено для защиты металлического корпуса СК и находящейся в нем аппаратуры от аэродинамического нагрева при спуске с орбиты.
Конструктивно ТЗП СК состоит из трех частей (рис.8): ТЗП крышки парашютной системы I, ТЗП корпуса центральной части 2 и ТЗП днища 3, зазоры между которыми заполнены герметикой "Виксинт".
ТЗП крышки I представляет собой асботекстолитовую оболочку переменной толщины, скрепленную с теплоизоляционным подслоем из материала ТИМ. Подслой соединяется с металлом и асботекстолитом при помощи клея. Внутренняя поверхность крышки и наружная поверхность переходника пленко-протяжного тракта оклеиваются материалом ТИМ и поропластом. В ТЗП крышки имеются:
Четыре отверстия для доступа к замкам крепления лобовой теплозащиты, заглушаемые резьбовыми пробками 13;
Четыре отверстия для доступа к пирозамкам крепления крышки к корпусу центральной части СК, заглушаемые пробками 14;
Три кармана, служащие для установки СК на переходной раме и закрываемые накладками 5;
Отверстия под отрывные электроразъемы, закрываемые накладками.
Накладки устанавливаются на герметике и крепятся титановыми винтами. Свободное пространство в местах установки накладок заполняется материалом ТИМ, наружная поверхность которого покрывается слоем асботкани и слоем герметика.
В зазор между хвостовиком пленко-протяжного тракта и торцем выреза ТЗП крышки укладывается поропластовый шнур, на который наносится слой герметика.
ТЗП корпуса центральной части 2 состоит из двух асботекстолитовых полуколец, установленных на клее и соединенных двумя накладками II. Полукольца и накладки крепятся к корпусу титановыми винтами. На ТЗП корпуса имеются восемь плат 4, предназначенных для установки платформ.
ТЗП днища 3 (лобовая теплозащита) представляет собой сферическую асботекстолитовую оболочку равной толщины. С внутренней стороны к ТЗП стеклопластиковыми винтами крепится титановое кольцо, которое служит для соединения ТЗП с корпусом центральной части при помощи механизма сброса. Зазор между ТЗП днища и металлом заполняется герметиком с адгезией к ТЗП. С внутренней стороны днище оклеивается слоем теплоизоляционного материала ТИМ толщиной 5 мм.
2.3 Размещение аппаратуры и агрегатов
Аппаратура размещена в СК таким образом, чтобы обеспечивались удобство доступа к каждому прибору, минимальная длина кабельной сети, требуемое положение центра масс СК и требуемое положение прибора относительно вектора перегрузки.
