Обитаемые космические станции

Итак, допустим, что задачи, для решения которых предназначена ОКС, определены. Теперь конструкторы могут приступить к проектированию станции. Но прежде чем на чертежные доски будут нанесены первые линии, необходимо выработать научно обоснованные технические данные будущей ОКС, решить множество принципиальных вопросов и провести сложные расчеты. Ученые и конструкторы сразу же столкнутся с множеством проблем. Какова, например, будет орбита, на которой «разместится» ОКС? Где будет монтироваться станция — на Земле или на орбите? Каким образом будет поддерживаться заданная орбита и осуществляться ориентация и стабилизация станции? Как будет налажено сообщение между ОКС и Землей?

Чтобы ответить на эти вопросы, необходимо прежде всего иметь точные данные о конфигурации, размерах и весе ОКС, численности ее экипажа. Помимо этого, необходимо знать, какие ракеты-носители для вывода грузов на орбиту окажутся в распоряжении инженеров к моменту создания ОКС.

Как видно, все эти проблемы взаимосвязаны и требуют внимательного изучения.

Расскажем о них и о путях их решения.

КАКОЙ ДОЛЖНА БЫТЬ ОРБИТА?

Выбрать орбиту — это значит определить ее форму (должна ли она быть, например, круговой или сильно вытянутым эллипсом), максимальную и минимальную высоты над поверхностью Земли, период обращения, а также угол наклона орбитальной плоскости, проходящей через центр масс Земли, к плоскости экватора.

Выбор орбиты будет определяться прежде все; предназначением ОКС, при этом различные научные всего дачи, которые будет решать ОКС, могут выдвинуть каждая свои, возможно очень противоречивые, требования Даже если ОКС будет иметь возможность изменять параметры своей орбиты, то диапазон этих изменений будет, видимо, ограничен и проблема выбора орбиты не снимается.

Но при выборе орбиты нельзя исходить только и; желаемого, не учитывая технической возможности по лучения тех или иных параметров орбиты. Очевидно что, чем выше орбита, чем больше вес ОКС или ее элементов, доставляемых на орбиту, тем больше потребная мощность ракет-носителей.

Кроме того, орбита будет определяться и другими факторами, например: эффективностью антирадиационной защиты экипажа, требованием максимальной продолжительности существования станции при наименьших затратах энергии на коррекцию орбиты, возможностью обеспечения надежной и качественной радио- и телесвязи экипажа с Землей, экономичностью ракетного сообщения между ОКС и Землей и др.

Мы уже говорили, что при выборе высоты орбиты, в частности максимальной высоты (в точке апогея) и минимальной (в точке перигея), а также периода обращения, т. е. времени одного полного оборота вокруг Земли, будет очень трудно совместить пожелания различных ученых. Например, для проведения астрономических наблюдений и астрофизических спектральных измерений ОКС должна находиться практически за пределами самых верхних слоев атмосферы. При этом чем больше высота орбиты, тем лучше. Но для геофизических исследований, наоборот, желательна, иметь возможно более близкую к Земле орбиту, чтобы наиболее эффективно использовать всевозможные приборы, в том числе оптические, для наблюдения облачного покрова и различных деталей земной поверхности. Но минимальная высота полета и в этом случае должна быть ограничена: при значительном уменьшении высоты резко сужается зона поверхности Земли, доступная одновременному обзору.

Малая высота орбиты, особенно в перигее, невыгодна также из-за сокращения продолжительности существования ОКС на орбите, так как при прохождении точки перигея ОКС будет попадать в наиболее плотные слои атмосферы и при этом тормозиться. Изменение высоты орбиты сильно сказывается на интенсивности торможения орбитального тела: например, уменьшение высоты круговой орбиты с 225 до 200 км почти вдвое сократит время существования ОКС на орбите. Для увеличения продолжительности существования ОКС на относительно небольших высотах потребуются специальные двигатели, т. е. дополнительные энергетические затраты.

Едва ли не самые жесткие требования к высоте орбиты обусловливаются наличием мощных околоземных зон радиации — так называемых радиационных поясов Земли (рис. 6). Чрезвычайно большой вес при существующих материалах защитных экранов, необходимых для безопасного пребывания человека внутри этих зон, заставляет выбирать для обитаемых космических кораблей такие орбиты, которые лежат ниже поясов радиации.

Зарубежные ученые считают, что при существующих средствах противорадиационной защиты маловероятно, чтобы диапазон высот от 800 до 50 000 км стал доступен в ближайшие годы человеку для длительных орбитальных полетов. Поэтому для ОКС наибольшего внимания заслуживают относительно низкие орбиты, с высотой апогея не более 800 км. На таких высотах (а они вполне приемлемы с различных точек зрения) можно будет создавать довольно крупные ОКС. С другой стороны, при высотах перигея менее 450 км для крупных ОКС могут потребоваться вспомогательные двигатели, так как аэродинамическое сопротивление будет влиять на параметры орбиты. Но эти же высоты вполне приемлемы для небольших по размерам ОКС, рассчитанных на недлительный срок работы.

Итак, орбиты ОКС должны, размещаться в диапазоне высот от 450 до 800 км. Естественно, что в установленных пределах орбита не может иметь значительной эллиптичности. Это в некоторой степени сужает возможности ОКС, но, по мнению зарубежных ученых, сильно вытянутые орбиты в большинстве случаев и не потребуются.

Более того, для большинства научных задач потребуется весьма точная круговая орбита, т. е. орбита с равными высотами апогея и перигея.

Получение круговой орбиты достигается с минимальной характеристической скоростью, а следовательно, с меньшим расходом горючего. Кроме того, круговые орбиты упрощают маневрирование при встрече космических летательных аппаратов с ОКС.

Уже говорилось о том, что плоскость орбиты должна быть надлежащим образом ориентирована относительно плоскости экватора. При определении наивыгоднейшей ориентации плоскости орбиты станции, предназначенной для решения комплекса научных задач, необходимо, будет также удовлетворить множество противоречивых требований. При этом нельзя не учитывать и прецессию орбиты, т. е. равномерное вращение плоскости орбиты относительно земной оси вследствие возмущающего действия поля тяготения Земли.

Известно, что минимум затрат энергии при выведении / ОКС на орбиту обеспечивается тогда, когда последняя лежит в плоскости экватора, а запуск производится в направлении с запада на восток, т. е. по вращению Земли. Однако экваториальные орбиты представляют интерес лишь для немногих научно-технических целей (например, при создании спутника-ретранслятора с суточным периодом обращения).

Успешное выполнение большинства астрономических и геофизических экспериментов и измерений, в частности получение высокой точности картографирования неба и земной поверхности, зависит от диапазона тех широт, которые будет захватывать станция в своем движении по орбите. Заметим, что из-за суточного вращения Земли в поле зрения станции последовательно попадают все меридианы, но в зависимости от периода обращения станции скорость пересечения меридианной сетки будет различной. Это означает, что при больших периодах расстояние между двумя точками, лежащими на одной широте, над которыми станция будет проходить в двух очередных витках, может быть весьма велико.

Экваториальные и близкие к ним орбиты совершенно непригодны для геофизических наблюдений поскольку с таких орбит обзору доступна лишь небольшая полоса вдоль экватора. Увеличение высоты экваториальной орбиты не улучшает обзор, так как при этом уменьшаются видимые размеры деталей на земной поверхности. Поверхность, доступная для наблюдения, увеличивается с ростом угла наклона плоскости орбиты к экватору. Полярные орбиты, плоскость которых проходит через полюса Земли, обеспечивают полный охват наблюдениями всей земной поверхности и не подвержены прецессии. Например, при полярной орбите с высотой 600 км полное «покрытие» поверхности Земли достигается за полдня (или за семь оборотов станции), а «покрытие» поверхности, освещенной Солнцем, — за день.

Полярные орбиты очень выгодны для ОКС, предназначенных для использования в качестве межпланетных станций, Космические корабли, стартующие с борта такой ОКС, могут иметь относительно небольшую антирадиационную защиту. Ведь конфигурация околоземных радиационных зон такова, что в районе полюсов интенсивность радиации близка к нулю. Околополярные районы, через которые периодически проходит станция при движении по полярной орбите, представляют собой естественные ворота для безопасного выхода кораблей в дальний космос и возвращения их на Землю.

Для астрономических наблюдений имеет значение еще и другая ориентация орбиты — относительно плоскости эклиптики, т. е. плоскости, в которой лежит орбита Земли (ось вращения Земли составляет ней угол 66°33′). Продолжительность непрерывного наблюдения за Солнцем, планетами я звездами находится в прямой зависимости от этой ориентации, причем максимальная продолжительность наблюдения Солнца, любой из планет или звезд получается в каждом отдельном случае при определенном угле между плоскостями эклиптики и орбиты ОКС.

Например, полярная орбита ОКС, лежащая в плоскости, перпендикулярной плоскости эклиптики, дает возможность два раза в год непрерывно в течение 52 дней наблюдать Солнце.

Выбор наивыгоднейшей ориентации орбиты ОКС для наблюдения за планетами значительно сложнее, нежели в случае наблюдения за Солнцем. В лучшем случае удастся добиться нескольких часов в год непрерывного наблюдения за той или иной планетой.

При выборе оптимальной ориентации ОКС для астрономических наблюдений необходимо учитывать, что плоскости орбиты с углом наклона менее 60° к плоскости эклиптики являются малопригодными, поскольку при движении по такой орбите станция постоянно будет проходить через тень Земли, закрывающую как Солнце, так и планеты.

В качестве примера приведем данные орбиты, предназначенной для ОКС фирмы «Локхид» (США), в какой-то мере удовлетворяющие большинству из рассмотренных требований:

высота апогея — 720 км;

высота перигея — 560 км;

период обращения — 97,2 мин;

угол наклона к плоскости экватора — 80°;

скорость прецессии в западном направлении — 1° в день.

Такая орбита (рис. 7) обеспечивает почти полное «покрытие» поверхности Земли, необходимое для целей геофизики, метеорологии, картографии, геодезии, навигации и т. д. Со станции, движущейся по такой орбите, можно будет дважды в год по 50 дней непрерывно вести наблюдения за Солнцем. Западное направление прецессии орбиты, при котором станция как бы несколько от стает от Земли в ее движении вокруг Солнца, способствует продолжительности наблюдений за планетами.

Такая орбита несколько уступает полярным орбитам в отношении оптимальных условий, необходимых для научных исследований, но зато дает преимущества с точки зрения возможностей существующих ракет-ускорителей, поскольку запуск на нее можно осуществлять в восточном направлении, т. е. с использованием скорости вращения Земли. Конечная скорость, которую надо было бы развить ракете-носителю для достижения полярной орбиты с такими же значениями высот апогея и перигея, на 65 м/сек больше.

Предлагаемая орбита имеет еще одно достоинство: требуемая точность управления ракетой при выведении ОКС на такую орбиту относительно невысока (допустимая ошибка по направлению ±0,5°, а допустимое отклонение конечной скорости от расчетной ±15 м/сек).

Возникает и такой вопрос: как мыслится технически решить проблему поддержания постоянства формы орбиты? Специалисты американской фирмы «Локхид» считают, что эта проблема вполне разрешима, если два — три раза в год кратковременно включать специальный двигатель коррекции с небольшой тягой. А если на борту станции будут находиться плазменные или ионные двигатели для создания небольшой постоянной тяги, тогда точность и продолжительность поддержания параметров орбиты еще более увеличатся.

Заслуживает внимания предложение об использовании более низких орбит (150 км и ниже) для забора и накопления воздуха верхних слоев атмосферы. Движущаяся по орбите ОКС сможет собирать этот воздух в ожиженном состоянии в специальные резервуары с последующим разделением его на кислород и азот. Жидкие газы найдут на борту ОКС самое широкое применение. Кислород можно использовать для дозаправки стартующих с Земли межпланетных кораблей. Кроме того, жидкие кислород и азот, собранные на низкой орбите, можно применять для нужд самой ОКС. Кислород будет использоваться для поддержания жизнедеятельности членов экипажа и как окислитель в двигателях изменения параметров орбиты.

Азот может также применяться как рабочее тело корректирующих двигательных установок (ионных, плазменных). Таким образом, корректировка низкой орбиты, на параметры которой будет сильно влиять сопротивление среды, потребует земного запаса топлива лишь на начальной стадии орбитального полета.

Зарубежные авторы считают, что при запуске ОКС на высокую орбиту можно снизить стартовый вес почти на 75 % при увеличении полезной нагрузки на 40 %, если предварительно накопить воздух на высоте около 100 км. Стартовый вес такой станции может быть даже меньше орбитального (в два раза), а вес захваченного и сжиженного кислорода составит 80–90 % общего веса топлива [25].

До сих пор все космические корабли строились целиком на Земле и на активном участке траектории полета являлись органической частью последней ступени ракеты-носителя. После выхода на орбиту космический корабль отделялся от последней ступени и практически тотчас же. был готов к работе. Требовалось лишь сбросить защитные кожухи и обтекатели, раскрыть солнечные батареи и выпустить антенны.

Такой способ вполне пригоден и для создания небольших ОКС. Орбитальная станция, например рассчитанная на экипаж из трех — четырех человек и месяц полета, будет весить, по подсчетам специалистов, около 10 т [17]. Такая полезная нагрузка вполне доступна для ракетной техники сегодняшнего дня.

Желание конструкторов как можно более эффективно использовать последнюю ступень ракеты-носителя, любой ценой повысить размеры спутников при заданном весе последней ступени приводит к разнообразным и часто весьма остроумным идеям. Так, предлагается, например, широко использовать принцип трансформации.

Что это такое? Мы уже говорили, что обычно космический корабль готов к работе после сброса обтекателе и защитных кожухов. Это тоже трансформация, хотя и довольно простая, не изменяющая фактически конструкции космического корабля. Но можно сделать иначе. Например, после выхода на орбиту можно в несколько раз увеличить рабочий объем космической станции, наполнив воздухом специальную оболочку, достаточно легкую и мягкую, чтобы ее можно было сложить на время запуска, достаточно прочную и эластичную, чтобы противодействовать метеорным потокам.

Предлагается также в качестве основного рабочего помещения использовать емкости топливных баков последней ступени ракеты-носителя, разместив в них лаборатории, оборудование и жилые помещения.

Но как же быть, когда потребуется построить станцию весом не 10 и не 15 т, а в несколько десятков или даже сотен тонн? Здесь уже принцип трансформации не поможет.

Как уже указывалось, в настоящее время проектируются ракеты со стартовым весом в несколько тысяч тонн, и что в перспективе возможно выведение на орбиту полезной нагрузки более 150 т. Но все-таки вполне обоснованно скептическое отношение некоторых конструктор к реальному осуществлению таких проектов. Прежде всего считают, что такие ракеты появятся очень и очень не скоро. Сомневаются и в возможности постройки стартовых площадок для таких гигантских ракет. Кроме того, нецелесообразность создания ОКС с помощью одной ракеты видят и в том, что слишком уж велика вероятность безвозвратной потери всей конструкции ОКС в случае неудачи с ракетой.

Поэтому вполне вероятно, что для создания крупных ОКС придется применить тот же способ, что и для строительства больших межпланетных кораблей — сборку на орбите из отдельных элементов, доставленных туда заранее. Сборка на орбите может значительно приблизить сроки создания крупных ОКС, а вероятность успеха значительно возрастет, так как возможная неудача с одной из ракет приведет к существенно меньшим потерям.

Монтаж станции непосредственно на орбите из секций и блоков, доставляемых с Земли, позволит получить конструкцию, наиболее приспособленную к орбитальным условиям. Конструкция станции в целом не будет рассчитана на значительные аэродинамические, инерционные и тепловые нагрузки, сопутствующие взлету и полету на активном участке траектории. Если же ОКС будут выводиться на орбиту непосредственно с Земли, эти нагрузки приведут к перетяжелению конструкции, хотя продолжительность действия их составит ничтожную долю от общего времени существования станции. Проектирование и разработка станции, собираемой в космосе будут выполняться с учетом действия невесомости, радиации, метеорных потоков и других факторов орбитального полета.

Орбитальная станция будет компоноваться из самых разнообразных сборных элементов: из корпусов ракетных кораблей, вышедших на орбиту, т. е. последних ступеней ракет-носителей, из топливных баков, опустошенных к моменту выхода на орбиту ракет с экипажем и оборудованием, или из специальных типовых секций небольшого ассортимента. Из типовых секций можно будет собирать станции различного целевого назначения и размеров. Каждая секция может представлять собой, например, лабораторию определенного назначения или жилой отсек и иметь оборудование, которое после сборки станции войдет составной частью в общую систему энергоснабжения и обеспечения жизнедеятельности экипажа. Наиболее целесообразная геометрическая форма типовой секции — сфера или цилиндр. Секции такой формы имеют наименьший вес при заданном полезном объеме, удобны для сборки я хорошо впишутся в контуры ракеты-носителя. Собранная из цилиндрических и сферических блоков станция может иметь различную конфигурацию (рис. 8).

Типовое строительство в космосе позволит сократить время, необходимое для монтажа ОКС, максимально механизировать операции сборки.

Вполне вероятно, что при орбитальной сборке нельзя будет обойтись без наружных работ космонавтов-монтажников. Для этого потребуются специальные костюмы — скафандры, связанные с системами ОКС длинными шлангами и проводкой или даже с автономной системой жизнеобеспечения. Для перемещения вне станции космонавт-монтажник должен быть снабжен индивидуальными ракетными двигателями.

Такие костюмы, подобные изображенному на рис. 9 по данным зарубежной печати уже сконструированы и испытываются в лабораторных условиях.

Но продолжительные работы вне станции в сложных условиях орбитального полета представят значительные трудности для космонавтов-монтажников. Невесомость, например, будет затруднять выполнение некоторых, даже самых элементарных операций, особенно связанных с вращательным движением. Быть может, придется либо полностью отказаться от резьбовых соединений в стыковочных узлах сборной конструкции, заменив ее сваркой, либо разработать такие приспособления для сборки этих соединений, которые исключали бы необходимость совершать вращательные движения. Космонавт, занятый сборкой станции на орбите, должен будет выработать определенные навыки для сохранения ориентировки и управления своим телом в состоянии невесомости. Впрочем, можно обойтись и без выхода людей непосредственно в космическую среду, если удастся создать специальные летательные монтажные аппараты, что-то вроде космических кранов-буксировщиков, управляемых человеком.

На рис. 10 показан общий вид подобного аппарата, проект которого предложен американской фирмой «Локхид» вместе с проектом ОКС, собираемой из отдельных элементов на орбите.

Этот аппарат (фирма называет его астробуксиром) имеет герметическую кабину для двух человек, автономную двигательную установку для маневрирования на орбите, различную аппаратуру для управления и связи, в том числе счетно-решающие устройства. Для использования в монтажных работах астробуксир имеет механические руки-манипуляторы, которыми можно захватывать секции собираемого объекта, а также производить всевозможные рабочие операции. Руки-манипуляторы изготовлены из металлических труб, в сочленениях которых установлены небольшие электродвигатели, приводящие их в движение. На наружных стенках корпуса астробуксира в специальных зажимах будут подвешены крепежные детали и необходимые при монтаже инструменты, последовательно снимаемые в процессе работы механическими руками.

Силовая установка астробуксира состоит из четырех жидкостных ракетных двигателей, крепящихся на шарнирах. На борту астробуксира будет, кроме того, небольшая энергетическая установка на химическом горючем для питания аппаратуры управления и системы поддержания жизнедеятельности экипажа.

Предполагается, что астробуксир будет полностью собираться на Земле и не потребует никаких доработок в космосе. После завершения основных своих задач по монтажу станции он будет применяться для корректировки орбиты станции и ее наружного ремонта.

Сборка станции в космосе с помощью астробуксира все-таки довольно сложна. Авторы упомянутого проекта описывают ее следующим образом. На орбиту выводятся сначала секции сборной станции, затем два астробуксира и, наконец, в специальной капсуле космонавты. Таким образом, экипаж каждого астробуксира, состоящий из двух человек, занимает свои рабочие места только после запуска на орбиту. Затем установленный на астробуксире специальный радиолокатор отыскивает в пространстве необходимую монтажную секцию, излучающую определенный радиосигнал, и выдает на счетно-решающее устройство необходимые данные по дальности и углу азимута этой секции. Затем астробуксир начинает движение по выработанной счетно-решающим устройством траектории сближения. Когда до цели остается около 100 м, экипаж берет управление на себя и, снижая скорость сближения до 1 м!сек, контролирует движение по телевизору или визуально. Для облегчения визуального контроля астробуксир снабжен прожектором, а каждая секция станции — импульсным источником света, позволяющим следить за секцией на фоне звездного неба. Захват секции механическими руками астробуксира должен происходить при относительной скорости сближения порядка нескольких сантиметров в секунду.

Точно таким же образом действует экипаж другого астробуксира, осуществляя захват второй нужной секции. Затем две соединяемые секции доставляются астробуксирами в установленное место сборки. После совмещения стыковочных фланцев секций и соединения их болтами на место стыка накладывается временное герметизирующее кольцо. На этом предварительная сборка заканчивается. Через шлюзовые люки космонавты-монтажники проникают внутрь сочлененных секций и завершают сборку — ставят в месте соединения постоянный герметизирующий затвор, убирают временные переборки, монтируют гидравлические устройства и электропроводку, подключают систему регенерации воздуха и т. д.

К собранным двум секциям последовательно присоединяются все остальные. По окончании сборки на станцию прибывает основной экипаж.

Метод сборки станции на орбите из отдельных типовых секций найдет, по-видимому, самое широкое применение в строительстве крупных ОКС. Преимущества этого метода очевидны. При максимальном сокращении продолжительности монтажа станции в космосе возможно получить минимальный вес конструкции и в случае необходимости достраивать уже собранную станцию в соответствии с изменяющимися научно-техническими задачами.

НУЖНЫ МОЩНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ

Теоретически можно рассчитать любую орбиту для космической станции. Можно спроектировать станцию почти любого веса, размеров и конфигурации. Но все расчеты и планы могут остаться неосуществленными, если они не будут основаны на реальных возможностях ракетной техники. Чтобы «забросить» ОКС на орбиту целиком или по частям, потребуется несколько очень больших ракет-носителей с мощными ракетными двигателями.

До сих пор все космические рейсы выполнялись с помощью жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). С тех пор как более 30 лет назад на испытательном стенде заработал первый советский жидкостный двигатель, ракетная техника ушла далеко вперед. Первые такие двигатели едва-едва могли поднять в воздух самих себя, а сейчас гигантские многоступенчатые ракеты с ЖРД развивают первую и вторую космические скорости, имея не одну тонну полезной нагрузки. Бурный успех космонавтики последних лет связан с прогрессом ЖРД, ростом их тяговых возможностей и повышением надежности. Вес доставляемых на орбиту тел за какие-нибудь четыре года вырос почти в 100 раз — с 80 кг 1957 г. до 6,5 т в 1961 г. Спрашивается, не исчерпаны ли уже все возможности ЖРД с точки зрения дальнейшего повышения технических данных орбитальных кораблей можно ли будет с помощью ЖРД создать огромные космические станции на орбите вокруг Земли или понадобятся принципиально новые схемы получения реактивной тяги?

Как показано Циолковским, конечная скорость pакеты зависит от скорости истечения продуктов реакции компонентов рабочего тела двигателя и относительного веса топлива, имеющегося на ракете:

где V — конечная скорость полета ракеты;

w — скорость истечения реактивной струи;

G_нач и G_кон — начальный и конечный вес ракеты.

Для одноступенчатой ракеты (для которой и написана эта формула) будет действительно следующее равенство:

Скорость истечения из сопла ЖРД зависит от физических и химических свойств топлива, а также от температуры и давления в камере сгорания. Отношение весов G_нач/G_кон зависит также от свойств топлива и, кроме того, от совершенства конструкции ракеты.

С целью увеличения полезного груза и характеристической скорости ракеты сейчас широко применяются «ракетные поезда», как называл Циолковский многоступенчатые ракеты.

Проблема повышения скорости истечения, которая решается не без успеха, сама по себе не является главной при создании орбитальных ракет-носителей. Весьма существенны также требования к максимальной тяге двигателя и его надежности. Особенно важны, разумеется, они для первой ступени ракеты, когда полетный вес максимальный.

Ракета для вывода ОКС на орбиту должна иметь вполне определенный избыток тяги двигателя по сравнению с весом. С одной стороны, избыток тяги должен быть достаточным для подъема ракеты данного веса. Рассуждая теоретически, можно было бы иметь начальную тягу лишь немногим больше стартового веса ракеты. Но тогда время выведения будет очень большим, а это значит, что на преодоление земного притяжения будет затрачено слишком много энергии. Это приведет к перерасходу топлива и уменьшению веса полезной нагрузки. Но, с другой стороны, избыток тяги не должен быть слишком большим, для того чтобы перегрузки, возникающие при ускорении ракеты на подъеме, были в пределах допустимых.

Работы по созданию новых мощных ЖРД ведутся сейчас довольно широко. Известно, например, что американская фирма «Рокетдайн» испытывает ЖРД с тягой около 680 т. Трудности в доводке таких двигателей значительны, а требования к точности и надежности очень высоки.

Но и такой мощный двигатель, установленный на первой ступени ракеты-носителя, не смог бы поднять на орбиту полезный груз более 10–15 т. Где же выход? В применении испытанного способа повышения тяговооруженности ракет, т. е. в использовании на начальных и последних ступенях связок из нескольких ЖРД.

Идея связок возникла в свое время в связи с недостаточной мощностью имевшихся двигателей. Теперь она получила широкое распространение, и появление сверхмощных ЖРД не противоречит этой идее, а увеличивает ее возможности. Правда, у такой схемы есть недостатки. Хотя надежность одного двигателя в связке может быть даже выше надежности одного большого ЖРД, эквивалентного связке по тяге, общая надежность связки из нескольких двигателей может оказаться недостаточной. Система топливопитания связки значительно усложняется. И все-таки это единственный путь создания ракет со стартовым весом 600 т и более. Поэтому в последнее время, как отмечается в американской печати появилась тенденция к унификации жидкостных двигателей, т. е. к сокращению различных типов ЖРД с целью получения максимальной их надежности.

Имея небольшой ассортимент достаточно надежных двигателей разной мощности, можно было бы применять их во всевозможных комбинациях на тех или иных космических аппаратах.

Однако в этом направлении можно пойти и дальше, а именно осуществить унификацию не только двигателей, но и целых ступеней ракетных аппаратов различного целевого назначения, чтобы одни и те же стандартные ступени использовать в соответствующих комбинациях для создания самых разнообразных типов ракет-носителей.

Как считают американские специалисты, помимо увеличения надежности, применение принципа унификации при проектировании носителей даст большой выигрыш от снижения затрат, связанных с разработкой всевозможных космических систем.

В табл. 2 приведены различные проектные варианты использования унифицированных ступеней американской ракеты «Сатурн» и даны соответствующие веса полезных нагрузок для различных задач, начиная от запуска обитаемого спутника Земли и кончая осуществлением мягкой посадки космического аппарата на Луну [35].

Каждая ступень ракеты имеет связку из нескольких жидкостных двигателей, причем на второй и третьей ступенях установлены одинаковые двигатели фирмы «Рокетдайн», а на четвертой и пятой — однотипные двигатели фирмы «Пратт Уитни». Проектные характеристики отдельных ступеней ракеты «Сатурн» приведены в табл. 3.

Улучшенный вариант ракеты «Сатурн» С-1В должен выводить на орбиту высотой 480 км полезную нагрузку около 14 т.

Надежность двигателя Н-1 «Рокетдайн» на основании большой серии опытных испытаний оценивается 96,5 %. Надежность связки из восьми таких двигателей, устанавливаемой на первой ступени, значительно меньше и составляет лишь 75 %. При проектировании первой ступени была предусмотрена возможность продолжения полета и при отказе одного или двух двигателей, причем получение расчетной конечной скорости всей ракеты обеспечивается увеличением времени работы верхних ступеней. Фирма «Рокетдайн» стремится повысить надежность первой ступени путем замены связки из восьми двигателей Н-1 одним большим двигателем F-1 тягой 680 т. Конечно, и двигатель F-1 можно использовать в связках. Предполагается, что ракеты с четырьмя, шестью или восемью двигателями F-1 в первой ступени (проект «Нова») будут иметь полезную орбитальную нагрузку соответственно 113, 170 и 227 т. Реализация подобных проектов позволит обойтись одной ракетой при создании крупных ОКС.

Контуры ракеты-носителя «Сатурн» в трехступенчатом варианте показаны на рис. 11.

В конструктивном отношении наиболее интересна первая ступень, которая представляет собой самую сложную и дорогостоящую часть всей ракеты-носителя. Используемая во всех вариантах ракеты и имеющая специальную парашютную, роторную или парусную систему приземления, она может быть применена многократно. Эта система, обеспечивающая постепенное гашение скорости и плавную посадку, в парашютном варианте состоит из восьми тормозных пороховых двигателей нескольких парашютов и большого надувного баллона для посадки на воду.

По мнению конструкторов, возможность многократного применения первой ступени носителя существенно снизит общие затраты на запуск и выведение на орбиту космических аппаратов.

Конструктор ракет Браун, например, считает, что сохранение первой ступени для изучения узлов ракеты «Сатурн» даст больше данных, чем телеметрическая информация, полученная через 1000 каналов во время запуска.

Данные табл. 3 обращают наше внимание на то, что двигатели первой ступени работают на хорошо освоенном топливе (керосин плюс жидкий кислород), а в двигателях всех последующих ступеней в сочетании с кислородом используется более эффективное горючее — жидкий водород.

Почему же водородно-кислородные двигатели, применение которых явится важным шагом вперед в строительстве ЖРД, ставятся лишь на верхние ступени ракеты-носителя «Сатурн»?

Прежде всего это выгодно с энергетической точки зрения. Дело в том, что энергия газовой струи, истекающей из сопла ракетного двигателя, наиболее полно используется тогда, когда скорость истечения близка к скорости полета.

Если скорость истечения больше скорости полета, покидающая ракетный двигатель струя газов уносит с собой и рассеивает в пространстве некоторый избыток энергии. По-другому ведет себя выходящая из сопла струя, когда скорость истечения продуктов сгорания меньше скорости ракеты: струя как бы «волочится» за ракетой и «притормаживает» ее.

При запуске орбитального тела скорость ракеты-носителя увеличивается от нуля до первой космической, что при скорости истечения w = 2500 м/сек соответствует изменению отношения скорости движения к скорости истечения от нуля примерно до трех. Отсюда следует, что топлива, дающие большие скорости истечения (таким топливом и является водород, у которого w = 4000 м/сек), рациональнее всего применять на верхних ступенях, работающих при высоких скоростях полета. Первая же ступень большую часть времени работает при скоростях полета значительно меньших скорости истечения, и повышать их невыгодно из-за роста перегрузок и сопротивления атмосферы. Заметим, что применение водорода на верхних ступенях существенно снижает потребную тягу первой ступени. Так, при проектировании ракетной системы «Сатурн» было подсчитано, что использование для двигателей второй ступени не водорода, а керосина потребовало бы увеличения тяги первой ступени на 70 %. Если же керосин применить также и на третьей ступени, то тягу двигателей первой ступени пришлось бы утроить.

Есть еще одна причина, препятствующая применению водорода на первой ступени. Дело в том, что водород как горючее обладает существенным недостатком — он имеет низкий по сравнению с другими горючими удельный вес. Поэтому для хранения водорода на борту ракеты требуются очень большие емкости. Происходит утяжеление конструкции за счет баков. По этой причине водород очень долго вообще не рассматривался как топливо для двигателей. Для первой ступени утяжеление может быть настолько существенным, что прирост конечной скорости ракеты за счет применения водорода будет совершенно незначительным из-за уменьшения отношения масс (см. формулу Циолковского). Другое дело на верхних ступенях, где требуются значительно меньшие запасы горючего. Увеличение объема и веса баков этих ступеней при использовании водорода не скажется сколько-нибудь заметным образом на отношении масс, а значит, увеличит прирост скорости ракеты.

Это не значит, однако, что невозможно дальнейшее совершенствование двигателей первой ступени. Улучшение характеристик этих двигателей будет, несомненно, достигнуто за счет более совершенной организации процессов горения и истечения продуктов сгорания. Возможности здесь еще далеко не исчерпаны. Например, установлено, что минимальные потери при истечении достигаются тогда, когда в реактивном сопле происходит полное расширение, т. е. давление на выходе равно давлению в окружающем пространстве. У двигателей, устанавливаемых на нижних ступенях ускорителей и работающих в широком диапазоне изменения атмосферного давления, потери тяги могут быть довольно существенными за счет перерасширения или недорасширения газовой струи в выходном реактивном сопле. Потери эти в применяемых соплах (так называемых соплах Лаваля), обычно нерегулируемых, объясняются тем, что при изменении высоты полета, а следовательно, и давления среды давление струи в выходном сечении сопла остается неизменным. Внутри такого сопла поток газов как бы зажат и почти не «чувствует» изменения высоты полета. Переход от сопел Лаваля к соплам нового типа позволит заметно улучшить высотные характеристики ракетных двигателей.

Контуры обычного сопла Лаваля и сопел нового типа показаны на рис. 12. В соплах нового типа газовая струя обладает способностью как бы подстраиваться под изменяющиеся условия внешней среды: на малых высотах она поджимается, а на больших расширяется так, что давление в выходном сечении сопла непрерывно меняется по высоте вместе с изменением атмосферного давления. Формы струи в соплах с центральным телом и центральной вставкой, характерные для различных высот полета, показаны на рис. 12, а, б пунктирными линиями.

Помимо улучшения высотных характеристик, применение сопел нового типа должно дать ощутимый выигрыш в размерах и весе двигателя, поскольку уже первые опыты с подобными соплами показали, что их можно делать вдвое короче по сравнению с соплами Лаваля такой же тяги.

Как видим, возможности применения ЖРД еще далеко не исчерпаны. И можно не сомневаться, что мы будем свидетелями осуществления новых грандиозных полетов в космос с помощью испытанных и надежных жидкостно-ракетных двигателей.

Однако в последние годы в зарубежной печати все чаще говорят об использовании для выведения космических аппаратов и создания ОКС некоторых других типов двигателей.

Несколько лет назад инженеры снова вернулись к тем типам ракет, которые отошли на второй план после изобретения ЖРД. Речь идет о пороховых ракетах, или, как их называют теперь, ракетных двигателях твердого топлива (РДТТ). Современных ракетостроителей эти двигатели привлекли своей конструктивной и эксплуатационной простотой. Для таких двигателей не нужны гигантские баки с жидким топливом, а значит, не нужны насосы, обилие топливных магистралей, форсунок и пр. Отсюда и высокая надежность РДТТ (по оценкам американских специалистов — до 99 %). Правда, РДТТ, использующие энергию сгорания специальных порохов, дают несколько меньшие скорости истечения по сравнению с ЖРД, а для достижения одинаковой конечной скорости ракета с РДТТ оказывается на 30–50 % тяжелее ракеты с ЖРД. Но так как ракеты на твердом топливе требуют существенно меньших затрат на изготовление и обслуживание, нежели жидкостные ракеты, то, как оказывается по подсчетам американских специалистов, каждый килограмм взлетного веса пороховой ракеты стоит вдвое дешевле [19].

Появившийся вновь интерес к РДТТ объясняется также значительным улучшением технологии изготовления пороховых зарядов за последние годы. Раньше заряд твердого топлива, состоящий из частичек горючего и окислителя, отливался или прессовался в виде отдельной шашки, покрываемой сверху негорючим материалом, и закладывался затем в камеру сгорания. При этом по соображениям обеспечения прочности двигателя необходимо было иметь довольно толстые, а следовательно, и тяжелые стенки камеры. Между стенками камеры сгорания и пороховой шашкой оставался значительный зазор, и поэтому, несмотря на большой общий вес, двигатель получался все же недостаточно прочным — в заряде возникали напряжения и появлялись трещины. Создание твердых топлив с резиноподобным связующим веществом [20] позволило в корне изменить технологический процесс отливки зарядов и снаряжения двигателей. Появилась возможность заливать заряд непосредственно в камеру двигателя. Заряд такого топлива, который в отличие от обычных порохов назвали смесевым, после затвердения (полимеризации) оказывается плотно связанным со стенками камеры, а это допускает применение легких тонких стенок. Специальные связующие вещества придают заряду высокие прочностные свойства и уменьшают тепловые и механические напряжения. При этом отставания пороховой массы от стенок камеры не происходит и опасность самовоспламенения сводится к минимуму.

На пути создания крупных ракет-носителей с РДТТ для выведения орбитальных станций еще много нерешенных проблем. К ним относят, например, увеличение мощности и продолжительности работы, уменьшение удельного веса РДТТ. Существующие РДТТ могут работать, как правило, не больше 30–40 сек. Для выведения на орбиту тяжелой ОКС этого времени явно недостаточно. Его требуется увеличить по крайней мере в три-четыре раза. Правда, увеличение времени работы двигателя потребует интенсивного охлаждения стенок камеры и сопла двигателя. Здесь нет жидкого топлива, с помощью которого охлаждаются камеры сгорания ЖРД, поэтому требуются специальные системы охлаждения. В качестве эффективного способа может быть использовано испарение какого-либо металла, в жидком состоянии подаваемого на стенки сопла. Проведенные за рубежом исследования показали, что двигатели, у которых сопла охлаждаются испарением жидкого лития или магния, могут работать в течение 80 сек при температуре пламени до 3400 °C.

При создании РДТТ большой мощности конструкторы сталкиваются с чрезвычайно большими весами, затрудняющими транспортировку двигателей к месту старта.

На помощь приходит так называемое секционирование, т. е. двигатель собирается из отдельных секций непосредственно на пусковой площадке. Учитывая кратковременность работы РДТТ, их выгоднее применять на первых ступенях космических ракет-носителей [32]. Один из зарубежных проектов вывода на орбиту высотой 560 км орбитальной станции весом 13,3 т предусматривает применение РДТТ в качестве стартовых двигателей ракеты-носителя «Титан-3». Каждый из двух пятисекционных двигателей длиной 21 м, диаметром около 4,5 м и весом около 250 т разовьет тягу около 600 т и будет работать 1,5 мин.

Способ секционирования, как отмечается в американской печати, даст возможность создать РДТТ с огромной тягой — до 4000 т и более. Конечно, это снова приведет к определенным трудностям. Транспортировка секций, сборка и установка таких двигателей на ракете будут очень сложны, ведь вес двигателей достигнет многих сот тонн при длине до 100 м и диаметре около 10 м.

В последнее время исследуется возможность использования для выведения спутников на орбиту воздушно-реактивных двигателей (ВРД), получивших широкое применение в авиации. Считают, что применение ВРД снизит стартовый вес ракеты-носителя, поскольку в качестве окислителя будет использоваться атмосферный воздух. Кроме того, появится возможность использовать подъемную силу крыла, так как траектория полета будет довольно пологой. Следует помнить о том, что при возвращении на Землю ступени с ВРД с целью ее повторного использования не понадобятся дополнительные тормозные установки, а может быть, и парашюты. Для спуска и посадки потребуется лишь небольшой запас топлива.

Предварительные расчеты некоторых ученых показывают, что из всех типов ВРД наиболее подходящими для данной цели являются прямоточные, а также комбинированные двигатели — ракетно-прямоточные и турборакетные. Обыкновенные турбокомпрессорные ВРД, установленные на первой ступени, не дадут выигрыша в стартовом весе и вряд ли будут когда-нибудь использоваться при выведении больших орбитальных станций.

Как известно, прямоточные ВРД не могут работать на месте и при малых скоростях полета. Однако на скоростях, соответствующих числам М от 2 до 6, эти двигатели очень эффективны до высот 40 км. В связи с этим их предлагают устанавливать на второй ступени многоступенчатой ракеты-носителя.

В одном из опубликованных в печати проектов [26] рассматривается трехступенчатая ракета, у которой первая и третья (последняя) ступени работают на жидком топливе, а вторая ступень имеет крылья и снабжена прямоточными двигателями. Жидкостные двигатели первой ступени поднимают ракету на высоту 12 км, одновременно разгоняя ее до скорости 300 м/сек. На этой скорости запускаются прямоточные двигатели второй ступени, обеспечивающие разгон ракеты до 4000 м/сек по относительно пологой траектории. В конце работы второй ступени ракета достигает высоты около 30 км. С этой высоты начинает работать третья ступень, траектория полета ракеты становится более крутой, а отделившаяся вторая крылатая ступень плавно снижается и производит посадку на Землю.

Практическая реализация подобных проектов вызовет, видимо, значительные трудности. Дело в том, что пока еще не удается обеспечить устойчивую работу прямоточного двигателя в широком диапазоне скоростей полета. Кроме того, обшивка ракеты, летящей с высокой скоростью на относительно малой высоте, будет подвержена значительному аэродинамическому нагреву.

Как известно, при использовании ЖРД на борту ракеты-носителя необходимо иметь два компонента топлива — горючее и окислитель. В этом отношении большой интерес представляет ядерный ракетный двигатель (ЯРД), который работает на однокомпонентном рабочем теле, а главное, дает высокую удельную мощность. По своей схеме такой двигатель отличается от ЖРД только тем, что нагрев его рабочего тела происходит не в камере сгорания, а в ядерном реакторе (рис. 13). При этом отпадает одно из препятствий для получения высоких скоростей истечения, свойственное ЖРД, для которого очень важно удачно выбрать сочетание компонентов топлива. Чем легче топливо, чем меньше его молекулярный вес, тем больше можно получить скорость истечения из двигателя. В ЯРД можно применять рабочее тело с самым малым молекулярным весом, например водород или гелий. К сожалению, максимальная температура рабочего тела, от которой также зависит скорость истечения и тяга двигателя, ограничена стойкостью применяемых ядерных и конструкционных материалов. Поэтому вопросы охлаждения занимают здесь еще более важное место, чем в ЖРД.

Известно, что чистый уран плавится при температуре 1130 °C, а это явно недостаточно для ракетного двигателя. Если в качестве активной массы реактора применять окись урана (температура плавления 2750 °C), то можно получить достаточно эффективный ЯРД с твердыми тепловыделяющими элементами. Но и такая температура не предел для ЯРД. Рассматривается возможность создания реакторов с жидкими тепловыделяющими элементами, позволяющими нагревать рабочее тело до температур намного выше 3000 °C. Наиболее высокая температура нагрева может быть получена в так называемом газофазном реакторе (температура выше 3500 °C) [13].

По соображениям безопасности для экипажа ракеты с ядерным двигателем необходимо иметь мощную антирадиационную защиту, что, конечно, в значительной мере увеличит стартовый вес. И еще одно условие: в целях предотвращения загрязнения атмосферы радиоактивными продуктами реактивной струи ядерный двигатель желательно включать лишь на значительной высоте. Эти недостатки делают применение такого двигателя на первой ступени ракеты неудобным и крайне нежелательным. Хотя в настоящее время ядерные ракетные двигатели находятся в стадии разработки, тем не менее многие проекты ракет-носителей для выведения ОКС предусматривают их применение. Так, по американскому проекту «Ровер» на третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн» С-2 предполагается установить ядерный двигатель, что позволит вывести на орбиту высотой 560 км ОКС весом 31 т.

В зарубежной печати встречаются также сообщения о проектах очень мощных ракет на ядерном горючем для выведения сверхтяжелых орбитальных станций. Например, проект под условным названием «Антарес» задуман с целью исследования возможности выведения на орбиту полезного груза весом до 2500 т, а проект «Альдебаран» имеет целый создание космических систем для запуска орбитальной станции весом 30 000 т. Сейчас эти цифры кажутся нам совершенно фантастическими, но разве не фантастикой казалась еще недавно возможность посылки почти тонны полезного груза к Марсу?

ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ

В сообщениях о полетах космонавтов можно прочесть о ручном управлении космическим кораблем и об автоматической системе его ориентации. Что такое ориентация и в какой мере можно осуществлять управление орбитальным кораблем?

Как известно, заданную траекторию при движения орбитального тела сохраняет только центр масс (мы бы сказали центр тяжести, но нельзя забывать, что орбитальный корабль не имеет тяжести — он невесом), а весь корабль под действием различных возмущающих моментов может буквально кувыркаться относительно системы координат, связанной с центром масс. Чтобы корпус корабля был неподвижен относительно своего центра масс, необходимо его стабилизировать в нужном положении. Управление кораблем или ОКС — это не только стабилизация его относительно центра масс, но и ориентация по отношению к системе координат, не связанной с ОКС, например по отношению к Солнцу. Выбор ориентации ОКС зависит от назначения станции.

Геофизические приборы, например установленные на ОКС, потребуют ориентации на те или иные участки земной поверхности. Для проведения астрономических наблюдений Солнца, Луны, планет и звезд необходимо будет соответствующим образом ориентировать телескопы или всю станцию. Солнечные коллекторы системы энергоснабжения должны быть постоянно направлены на Солнце. Определенная ориентация необходима и для различных антенных устройств.

При выполнении различных научных экспериментов наверняка потребуется изменение пространственной ориентации всей станции в целом, так как не всегда, конечно, удастся ограничиться изменением ориентации самих приборов. При этом нужно будет не только в любое время по желанию экипажа переориентировать станцию, но и автоматически поддерживать ее в любом заданном положении, т. е. стабилизировать. Требования к качеству стабилизации могут быть достаточно велики. К примеру, некоторые астрономические измерения требуют наводки телескопа с точностью до 1", а иногда и десятых долей угловой секунды. Очевидно, что точность стабилизации астрономической ОКС должна быть при этом не меньше. Так как энергетические ресурсы на борту довольно ограничены, затраты энергии на автоматическую стабилизацию должны быть минимальными.

Если придание станции требуемого пространственного положения может быть осуществлено сравнительно просто, то задача обеспечения устойчивости станции в заданном положении оказывается более сложной. Действительно, для изменения ориентации ОКС достаточно кратковременно приложить соответствующий разворачивающий момент. Сохранению же полученной ориентации будут препятствовать различного рода регулярные и нерегулярные возмущения, компенсация которых и составляет задачу стабилизации.

Очевидно, что, имея надежную систему стабилизации, нетрудно будет с ее же помощью осуществлять управление ориентацией ОКС.

Система стабилизации ОКС должна работать непрерывно, быть очень чувствительной к возмущающим моментам, которые могут иметь самое разнообразное происхождение, величину и продолжительность действия. Количественно возмущения, воздействующие на ОКС, оцениваются величиной импульса момента (в кгмсек), который подсчитывается как произведение возмущающего момента (в кгм) на время его действия (в сек). Величина возмущающих моментов, приводящих ОКС во вращение вокруг ее центра масс, может изменяться в широком диапазоне.

Источники возмущающих моментов могут находиться как внутри ОКС, так и вне ее.

Причин возможных внешних возмущений — десятки. Это и силы аэродинамического сопротивления и гравитационное и магнитное поля Земли, и давление солнечной радиации, и столкновение с метеорами, возможные толчки и удары при встрече с другими космическими аппаратами. Сразу же отметим, что рациональным проектированием станции некоторые внешние воздействия, такие, например, как аэродинамические силы или световое давление Солнца, можно из вредных превратить в полезные, т. е. из источников возмущений в стабилизирующие факторы.

Внутренние возмущения могут быть вызваны только работой подвижных частей оборудования, но и перемещениями членов экипажа.

Неизбежность таких возмущений очевидна — трудно ведь представить себе ученых-космонавтов, свобода движения и перемещения которых находится в жестких ограничивающих рамках. Расчеты показывают, что в результате перемещений членов экипажа ОКС величина возмущающего момента может изменяться от 2 до 35 кгм, что при времени действия от 0,5 до 10 сек создает импульсы момента от 1 до 350 кгмсек [17]. Угловые скорости, сообщаемые при этом аппарату в различных направлениях (они зависят от конструкции станции), могут составить от 0,05 до 2 град/сек. А как же быть в этом случае с наводкой астрономических приборов, помехой для которых, как считают, могут быть даже дыхательные движения и биение пульса человека? Здесь уже не поможет даже полная неподвижность космонавтов — придется вынести телескопы на специально ориентируемую платформу, либо вообще разместить их на отдельном самостоятельно стабилизирующемся необитаемом спутнике вблизи ОКС.

Внешние возмущения естественного происхождения — аэродинамического, гравитационного или магнитного — характеризуются, с одной стороны, весьма малыми значениями возмущающего момента, с другой стороны, довольно большой продолжительностью их действия. Например, гравитационное поле Земли будет действовать на ОКС практически непрерывно, хотя возникающий при этом возмущающий момент будет всего лишь порядка 0,05 кгм.

Таким образом, если этот момент не компенсировать постоянно, то импульс момента может быть очень большим, а угловые скорости вращения будут расти неограниченно и станция может раскрутиться до большой скорости.

Возмущающие моменты, которые могут возникнуть при швартовке к борту ОКС межпланетного корабля или ракеты с Земли, наоборот, отличаются большой величиной (до 1000 кгм и более), нет они кратковременны. Импульсы момента будут все-таки значительными — до 500 кгмсек.

Какие же существуют методы стабилизации пространственного положения ОКС?

Наиболее просто можно было бы придать устойчивое положение орбитальной станции, сообщив ей постоянное вращательное движение вокруг одной из ее осей. Такой способ стабилизации требует вполне определенной конфигурации ОКС — момент инерции станции вокруг оси ее вращения должен быть либо намного больше, либо намного меньше моментов инерции относительно двух других осей. Первому условию соответствуют станции, имеющие форму диска, тороида или креста, вращающихся в своей плоскости; второму условию отвечает цилиндрическая конфигурация станции, вращающейся вокруг своей продольной оси (этот случай напоминает стабилизацию артиллерийского снаряда).

Вращение ОКС, имеющей в плане форму диска или обода, помимо целей стабилизации, может служить и для создания на станции искусственной гравитации и в этом смысле представляется весьма удачным решением проблемы. Этот способ, однако, трудно совместить с проведением с борта ОКС большого числа геофизических и астрономических измерений. Недопустимость при выполнении таких измерений вращения всей станции в целом заставляет изыскивать другие методы стабилизации.

С точки зрения происхождения энергии, используемой для создания восстанавливающих моментов, методы стабилизации невращающейся станции можно разделить на пассивные и активные.

В пассивных методах компенсация возмущающих моментов осуществляется за счет энергии, приходящей извне. Источниками компенсирующих моментов могут быть либо внешние вращательные моменты как следствие воздействия все тех же потенциальных полей Земли — гравитационного или магнитного, либо внешние направленные силы (стабилизация аэродинамическим сопротивлением или световым давлением). В первом случае необходимые компенсирующие моменты могут возникнуть при прохождении ОКС какого-либо потенциального поля Земли, если ОКС снабжена соответствующим диполем, ось которого всегда стремится совместиться с направлением наибольшего изменения напряженности поля. Если же стабилизация осуществляется внешней направленной силой, то главное требование состоит в том, чтобы центр приложения этой силы находился на определенном расстоянии от центра масс спутника.

Идея использования гравитационных сил для стабилизации ОКС возникла при изучении видимых колебаний Луны вокруг ее центра тяжести (либрации). Оказалось, что Луна стабилизирована относительно Земли довольно точно за счет весьма небольшого отличия ее формы от сферической. Анализ влияния гравитационного поля на спутники Земли показывает, что положение ОКС будет устойчивым, если ось минимального момента инерции направить по вертикали к поверхности Земли, а ось максимального момента расположить перпендикулярно плоскости орбиты станции. Интересно, что космическая станция, выполненная по форме в виде гантели, т. е. обладающая распределением масс, характерным для гравитационного диполя, будет самостабилизироваться в поле действия силы тяжести Земли. На орбите такая станция будет всегда стремиться занять положение, при котором продольная ось «гантели» (диполя) будет направлена к центру Земли, а поперечная — по перпендикуляру к плоскости орбиты. Правда, при таком способе стабилизации процесс ее будет идти очень медленно. Кроме того, вращение станции вокруг продольной оси «гантели», конечно, контролироваться не будет. Для компенсации накренений вокруг этой оси, т. е. для обеспечения полной трехосевой устойчивости, необходимо будет иметь дополнительные устройства.

Возможности стабилизации ОКС с использованием магнитного поля, при котором роль диполя должна играть катушка с электрообмоткой, ограничены еще меньшими значениями располагаемых восстанавливающих моментов. К тому же такой способ стабилизации применим для сравнительно узкого класса орбит, определяемого формой земного магнитного поля.

В качестве компенсирующего фактора в пассивных стабилизирующих системах можно использовать аэродинамическое сопротивление конструкции ОКС. Для обеспечения устойчивости центр приложения результирующей силы давления должен лежать позади центра масс спутника (смотря по направлению движения), причем величина восстанавливающего эффекта тем больше, чем больше площадь поверхности ОКС и расстояние между центром масс и центром давления. Естественно, что аэродинамическая стабилизация применима лишь до определенных высот орбиты. Предельной высотой считают 500 км [24], где давление воздуха меньше 1,5*10^–8г/см².

Возможности стабилизации с помощью светового давления, конечно, еще меньше, поскольку давление солнечного излучения вблизи Земли весьма незначительно. Расчеты показывают, что для компенсации небольшого возмущения за счет светового давления потребуется не менее получаса. Тем не менее считается, что такой способ может найти применение для компенсации моментов от вращающихся в процессе работы деталей оборудования и приборов.

Практически способы стабилизации с помощью пассивных методов будут, по-видимому, использованы при создании вспомогательных устройств; дополняющих работу других, более эффективных стабилизирующих систем ОКС.

Такие системы могут использовать лишь активные методы стабилизации, в которых восстанавливающий момент создается за счет энергии, получаемой или запасенной на борту ОКС. К таким методам относится стабилизация с помощью вращающихся маховиков и стабилизация реактивными соплами.

В системе стабилизации маховиками, предложенной для космических аппаратов еще К.Э.Циолковским, используется инерционное свойство вращающегося тела сохранять неизменной свою ориентацию. Известно, что, чем выше угловая скорость вращения тела и чем больше его момент инерции, тем устойчивее положение этого тела в пространстве. Таким образом, в данной системе восстанавливающим фактором служит момент вращения маховика. Раскрутка и поддержание заданной скорости вращения маховика должны производиться электромоторами небольшой мощности, питающимися от бортовой системы энергоснабжения. Три таких маховика с осями, Расположенными во взаимно-перпендикулярных направлениях, обеспечивают полную трехосевую стабилизацию спутника по тангажу, рысканию и крену (рис. 14).

Для усовершенствования системы можно взять три отдельных маховика, каждый из которых создается восстанавливающий момент только вокруг одной оси, а один сферический маховик с асинхронным электродвигателем, имеющим три взаимно-ортогональные обмотки. Сферическому маховику не нужны подшипники: подвеску можно осуществить либо с помощью магнитного или электростатического поля, либо на газовой подушке.

Но возможности системы с маховиками по максимуму величины восстанавливающего момента далеко не безграничны и определяются предельной скоростью вращения маховиков. Поэтому реакция такой системы стабилизации на очень большие возмущения может оказаться недостаточной.

Активная система стабилизации реактивными соплами является наиболее эффективной и уже используется на практике. Восстанавливающий момент в этой системе возникает при выбросе массы рабочего тела из сопла небольшого реактивного двигателя, ось которого не проходит через центр масс космического корабля или ОКС. Восстанавливающий момент зависит от скорости истечения и массового расхода рабочего тела, а также от размера плеча, на котором приложена сила тяги двигателя. Рабочим телом могут служить как обычные продукты сгорания химического топлива, так и просто пар или воздух. Конечно, пар или воздух дают относительно низкие скорости истечения, поэтому расход и запасы на борту таких однокомпонентных рабочих тел будут довольно значительными. Вообще, учитывая необходимость в расходе рабочего тела, такие системы можно считать пригодными лишь для кратковременного действия. С другой стороны, система с двигателями может давать очень большие величины восстанавливающих моментов и довольно быстро реагировать на неожиданные импульсы возмущающих моментов. Поэтому для длительно существующих ОКС такая система будет очень удобной, придется лишь периодически пополнять запасы рабочего тела, транспортируя его с Земли.

Для стабилизирующей системы длительного действия можно применить плазменные или ионные двигатели, способные развивать высокие скорости истечения при небольших расходах рабочего тела. Для таких двигателей нужно будет иметь дополнительные ресурсы электроэнергии на борту ОКС.

Как будет осуществляться стабилизация ОКС с помощью двигателей? Для полной стабилизации по тангажу, рысканию и крену необходимо иметь по крайней мере шесть пар реактивных двигателей, расположенных так, как показано на рис. 15, При появлении какого-либо возмущения включается определенная пара двигателей, создающая момент, компенсирующий возмущение. Например, если аппарат почему-либо начинает накреняться вокруг оси х в направлении, указанном стрелкой, то включится пара двигателей 1–1. При действии момента в противоположном направлении работают двигатели 1'-1'. Аналогично компенсируются моменты вокруг осей y и z.

При одновременном возникновении возмущений вокруг всех трех осей запускаются три соответствующие пары двигателей контроля. Так, если действуют сразу три момента вращения, изображенные на рис. 15 стрелками, то необходимо включить пары двигателей 1–1, 2' -2' и 3–3.

Приведем некоторые конкретные данные о подобной системе, предназначаемой, по одному из иностранных проектов, для стабилизации 12-тонной ОКС. Каждый из реактивных двигателей работает на химическом разложении однокомпонентного жидкого топлива — перекиси водорода — и развивает тягу 10 кг. Потребный расход топлива в среднем около 12 кг перекиси в день при обычных возмущениях и около 36 кг в день при компенсации толчков в период швартовки прибывающих ракет. Чувствительность системы по тангажу и рысканию ±1,2° и по крену ±3°. Общий вес системы оценивается примерно в 300 кг [18].

Мы рассказали о различных способах стабилизации орбитальных космических аппаратов. Какому же из них можно отдать предпочтение при создании ОКС?

Пока еще нельзя ответить на этот вопрос совершенно определенно. Видимо, ОКС обязательно будет иметь активную систему стабилизации, которая будет быстро и точно реагировать на любые внешние или внутренние возмущения, а также позволит быстро и надежно изменять ориентацию станции по команде оператора.

Активная система будет дополнена пассивными методами стабилизации, если конструкторы ОКС заранее позаботятся о рациональном распределении масс и надлежащем выборе геометрической формы станции.

В целом система стабилизации ОКС представит собой большой комплекс разнообразных технических устройств, в который, кроме исполнительных органов — реактивных сопел, маховиков, катушек с электротоком и др., — войдут многочисленные датчики ориентации и специальные счетно-решающие устройства. Точность сигналов, вырабатываемых датчиками, во многом определяет эффективность всей стабилизирующей системы. В качестве датчиков ориентации можно использовать приборы, построенные на самых различных принципах: скоростные высокочувствительные гироскопы для регистрации возмущающих моментов вращения, фотоэлементы слежения за Солнцем и звездами, магнитометры для определения местного вектора магнитного поля, оптические или инфракрасные приборы слежения за горизонтом, маятниковые устройства и др.

ВСТРЕЧА В КОСМОСЕ

Итак, представим себе, что в космосе на расчетной орбите создана научная лаборатория.

Постоянная космическая станция — это большой комплекс оборудования, в который войдет не только само орбитальное сооружение, но и целый ряд служб и объектов наземного обеспечения. Между ОКС и Землей будет организована не только регулярная радио- и телесвязь, но и постоянное четкое ракетное сообщение. Грузовые ракеты, стартующие с Земли, доставят на орбиту новые запасы продовольствия, воды и топлива, научное оборудование и материалы. Транспортные пассажирские ракеты доставят туда новую смену экипажа, заберут возвращающихся, сотрудников и полученные материалы исследований.

Организация полета транспортной ракеты для встречи с ОКС связана с решением ряда особых космических задач. Действительно, проблема строительства станции на орбите из отдельных секций или блоков связана с вопросами организации встречи на орбите большого количества ракет. Аналогичная задача будет решаться при строительстве на орбите крупного межпланетного корабля. Операция встречи может реализовываться и в межпланетных полетах, когда посадку на поверхность планеты (или Луны) будет совершать лишь небольшая возвращающаяся капсула, а корабль будет ожидать ее на орбите.

Таким образом, встреча в космосе — одна из самых насущных задач не только строительства ОКС, но и вообще, освоения межпланетного пространства. Современная техника стоит на пороге осуществления встречи в космосе. Напомним, что минимальное расстояние между советскими космическими кораблями «Восток-3» и «Восток-4» было всего лишь около 5 км.

Как же будет осуществляться полет для встречи транспортной ракеты с обитаемой космической станцией? Он может складываться из четырех этапов. Первый этап — это старт ракеты и активный участок траектории выведения, т. е. полет с работающими двигателями. Здесь нужно сразу оговориться, что ракета может стартовать не только с Земли, но и с какой-либо промежуточной орбиты (так называемой орбиты ожидания). Второй этап начинается после отсечки подачи топлива и продолжается до тех пор, пока ракета в свободном полете по траектории с выключенными двигателями не подойдет на минимальное расстояние к ОКС. В общем случае корректировка с помощью двигателей может производиться и на этом участке траектории, но это невыгодно из-за повышенного расхода топлива. Конечно, выйти сразу непосредственно в точку нахождения цели вряд ли возможно, поэтому на третьем этапе происходит сближение ракеты с ОКС, причем ракета движется по направлению к ОКС в одной с ней плоскости под действием тяги двигателей. При этом если ранее ракета и ОКС находились в разных плоскостях, то в начале этапа происходит переход ракеты на орбиту ОКС. Четвертый этап, заключительный, представляет собой непосредственное контактирование, швартовку ракеты к цели.

На рис. 16 показаны различные траектории полета Для встречи на орбите: полет в плоскости орбиты ОКС на всем пути до встречи (рис. 16, а) с использованием орбиты ожидания, расположенной в плоскости орбиты (рис. 16, б), и, наконец, общий случай, когда орбита ОКС и траектория ракеты лежат в разных плоскостях (рис. 16, в).

С точки зрения получения минимального расхода топлива первый этап полета для встречи фактически определяет место и время старта, а значит, и характер траектории полета на следующем этапе. Но не только это. Например, при переходе с одной орбиты на другую требуется включение Двигателей, а каждое включение двигателей — это дополнительный расход топлива. Поэтому выгоднее всего запускать ракету в плоскости траектории ОКС, т. е. в тот момент, когда плоскость орбиты цели проходит через точку старта.

Здесь необходимо оговориться, что случай, когда траектория ракеты и орбита ОКС будут находиться в одной плоскости, на практике может встретиться очень и очень редко. Даже если запуск обоих космических тел будет производиться из одной точки, придется долго ожидать момента, подходящего для старта ракеты, а период обращения ОКС должен быть при этом заранее специально подобран. Поэтому следует говорить о совпадении плоскостей условно, пренебрегая тем небольшим импульсом тяги, который потребуется ракете для полного совмещения плоскостей орбиты и траектории. В общем случае, когда в начальный момент полета плоскости не совмещены, очень важно правильно выбрать момент старта, а также (в любом случае) величину начальной скорости свободного полета. Несоблюдение расчетных параметров приведет к излишним энергетическим затратам и большим трудностям в управлении.

Условимся называть скоростью V₀ ту начальную скорость свободного полета, которую ракета получит в момент отсечки двигателей, а точкой встречи ракеты с ОКС — конец второго этапа полета для встречи, после чего происходит переход ракеты на орбиту ОКС. Время, которое занимает первый этап полета, зависит от той перегрузки, которая допустима для пассажиров и грузов ракеты. Ракета «Сатурн», например, уже на пятой минуте после отрыва от Земли должна достигать высоты 110 км и скорости около 6 км/сек. Величина перегрузки при этом составит 10–12 g.

Управление ракетой на первом этапе производится наземным командным пунктом, с которого в зависимости от отклонений в траектории ракеты и колебаний ее положений в пространстве подаются сигналы на органы управления. В начальной стадии полета, в плотных слоях атмосферы, ими являются аэродинамические стабилизаторы, а затем рули в струе пламени двигателей (газовые рули). Управление возможно также отклонением самих струй газа в результате поворота двигателей или их сопел с помощью шарниров (верньерные двигатели) а также другими специальными методами.

В конце выведения ракета может иметь скорость V₀ меньше первой космической. Тогда ее траектория, называемая баллистической, замкнется на поверхности Земли (рис 17) В случае когда скорость V₀ больше или равна первой космической, ракета будет двигаться по замкнутому эллипсу или по кругу как частному случаю эллипса. Если траектория ракеты касается орбиты ОКС, не пересекая ее, то встреча возможна лишь в точке касания. Но орбита ОКС может и пересекаться с траекторией полета ракеты. Тогда, если рассматривать орбиты, сильно отличающиеся друг от друга, встреча возможна в одной из двух точек пересечения. В любом случае в точке встречи ракета должна получить соответствующее по величине и направлению приращение скорости, чтобы перейти на орбиту ОКС.

Рассмотрим условия встречи в случае, когда траектория ракеты и орбита станции пересекаются.

Представим себе, что станция движется по круговой орбите с высотой R (см. рис. 17). Ракета, получившая скорость V₀, движется по эллипсу с высотой апогея R_a, большей R (R_a зависит от высоты перигея R_n и скорости V₀). Эллипс пересекает орбиту ОКС в двух точках т и n, в каждой из которых возможна встреча ракеты с ОКС. В момент встречи в точках m и n скорость ракеты отличается как по величине, так и по направлению от скорости цели. Потребуется импульс тяги, уравнивающий эти величины. Возможность перехода на орбиту ОКС в точках m и n зависит от величины этой тяги, т. е. от возможного приращения скорости v в точке перехода.

Вся сложность в том, что встреча в точке пересечения произойдет, если точно выдержано время отсечки двигателей ракеты по отношению к положению станции на орбите в момент отсечки. Из рис. 17 видно, что встреча в точке m произойдет, если в момент выхода на орбиту ракеты ОКС находится в точке т'. Соответственно встреча в точке n гарантируется, если ОКС в момент выхода ракеты на орбиту находится в точке n'. Область m-n называется областью встречи, область т'-n' — областью старта. Очевидно, что величины этих областей зависят не только от параметров орбиты, но и от мощности ракеты.

Подсчитано, что если характеристическая скорость ракеты, т. е. сумма скоростей V₀ и v, составляет около 8,2 км/сек, то область старта простирается от -7,4 до + 6,1°, т. е. всего на 13,5°, что при невысоких орбитах (при R_п в несколько сот километров) соответствует времени полета ОКС 3–4 мин. В этом узком интервале и должен состояться старт ракеты. Чем больше характеристическая скорость ракеты, тем больше области старта и встречи и временной интервал старта. Но если учесть, что каждые 0,1 км/сек для современных многоступенчатых ракет в момент выхода на орбиту — это несколько тонн топлива, взятого на Земле, то становится очевидным недостаток такой схемы встречи.

Здесь следует учесть еще следующее. Практически не любая по величине характеристическая скорость создает благоприятные условия для перехода на орбиту ОКС. Если R_a значительно больше R, то переход в точке пересечения орбиты с траекторией весьма затруднен из-за очень большой потребной тяги и сложности управления.

Более удобен другой способ осуществления полета для встречи. Ракета выходит на орбиту ожидания, компланарную орбите ОКС (т. е. лежащую в той же плоскости), которая может разместиться внутри или вне орбиты цели. В этом случае значительно упростятся требования к точности времени старта по сравнению с предыдущим способом. Из-за разности периодов обращения ракеты и станции с каждым витком угловое расстояние между ними будет сокращаться. По достижении некоторого момента производится перевод ракеты с орбиты ожидания на орбиту ОKC. При этом переход с орбиты с большей высотой производится за счет дополнительного тормозного импульса скорости, а переход с нижележащей орбиты — за счет импульса ускорения (рис. 18).

Переход между круговыми орбитами осуществляется по траектории с минимальной затратой энергии — по так называемому эллипсу Гомана. В точке встречи ракете понадобится лишь небольшой импульс тяги, так как разность скоростей ракеты и ОКС будет невелика. Время сближения при этом равно половине периода обращения станции.

Большие энергетические преимущества дает метод совмещения (рис. 19). Состоит он в следующем. Орбита ожидания ракеты касается орбиты ОКС (считаем их компланарными) в апогее или перигее. На орбите ракета получает лишь небольшие импульсы коррекции, чтобы между периодами обращения обоих космических тел было нужное соотношение. Движение по разным орбитам происходит до практического совмещения ракеты с ОКС в точке касания орбит. На это понадобится несколько витков вокруг Земли. В момент совмещения ракета получит дополнительную скорость, переводящую ее на орбиту ОКС.

Теперь коротко расскажем о других этапах встречи. На третьем этапе, т. е. при сближении, должны быть скомпенсированы все ошибки выведения и траекторного движения ракеты, а расстояние до ОКС и относительная скорость перемещения ракеты уменьшены почти до нуля. В общем случае величина поправок зависит от взаимного положения ракеты и станции, угловой скорости линии визирования (т. е. слежения за целью) и относительной скорости сближения. Поправки будут реализовываться специальными двигателями небольшой тяги. Эти двигатели должны давать приращение скорости вдоль линии визирования или нормально к ней. На ракете должны быть установлены специальные радиолокационные, оптические или инфракрасные чувствительные элементы — датчики расстояния, скорости, ускорения и угловой скорости вращения линии визирования. При сближении они будут непрерывно измерять относительную скорость и определять взаимное положение ракеты и станции. Специальные бортовые счетно-решающие устройства будут вырабатывать необходимые данные для маневра. Конечной целью автоматического управления будет уменьшение расстояния между объектами до нескольких десятков метров и относительной скорости — до нескольких метров в секунду.

Существует несколько схем реализации задачи сближения. На графике рис. 20 нанесены две линии разных Ускорении ракеты и показаны некоторые траектории сближения. Траектория I обозначает движение ракеты c помощью двигателей постоянной тяги, включаемых импульсно. Сначала ракета движется свободно по траектории с выключенным двигателем. По достижении определенной точки после захвата станции радиолокатором Двигатель включается (точка 1) и ракета идет на сближение с ОКС с уменьшением скорости сближения. Через несколько секунд ракета достигнет второй линии в точке 2. При этом расстояние до цели (ОКС) и скорость сближения уменьшились. В этой точке двигатель выключается, и ракета вновь продолжает движение с постоянной скоростью. В точке 3 ракета снова получает ускорение, и так несколько раз до полного совмещения с ОКС. Чем ближе расположены линии включения и выключения двигателей, тем чаще происходят переключения.

Значительно удобнее было бы применить двигатель с регулируемой тягой (траектория II). Тогда после включения двигателя расстояние и скорость ракеты будут плавно уменьшаться при постоянном ускорении вплоть до встречи с ОКС.

На график нанесена также траектория III, при которой расход топлива является минимальным. В этом случае сначала сводятся к нулю все относительные скорости, кроме, конечно, небольшой поступательной скорости ракеты вдоль линии визирования по направлению к ОКС. Время маневра здесь увеличивается.

На четвертом (последнем) этапе при контакте ракеты с ОКС управление возьмет на себя непосредственно пилот или оператор. С помощью специальных приспособлений (тросов, манипуляторов и т. д.) произойдет швартовка. Энергия удара при этом поглотится специальными амортизаторами.

Возможен и другой метод осуществления контакта, при котором с расстояния нескольких десятков метров с ракеты будет выпущен трос, который будет выловлен на ОКС, после чего произойдет подтягивание ракеты к станции.

В результате контакта ОКС и ракеты почти наверняка потребуется дополнительная стабилизация системы «ОКС — ракета».

Из сказанного видно, что ветрена в космосе, представляет собой труднейшую техническую задачу. Но трудности эти вполне преодолимы уже сегодня, а в недалёком будущем, вероятно, операция встречи и контакта космических кораблей будет немногим сложнее дозаправки самолетов в, воздухе.

Рассмотрим кратко проблему возвращения транспортной ракеты с орбиты ОКС на Землю. Как известно, решение этой проблемы заключается в первую очередь в отводе и поглощении того огромного количества тепла, которое возникает при торможении космического аппарата в плотных слоях атмосферы.

Возможны различные способы входа в атмосферу космического аппарата после полета по орбите (рис. 21). Обычно спутники и обитаемые корабли, спускающиеся с орбиты на Землю, входят в атмосферу по довольно крутой баллистической траектории, подвергаясь значительным перегрузкам (до 10 g) и сильному нагреву головной части корабля (до нескольких тысяч градусов). Правда, при таком входе конструкция корабля не успевает сильно прогреться и все тепло поглощается и рассеивается головной частью аппарата. На высоте нескольких километров раскрывается парашют, с которым корабль и приземляется. Корабль или транспортная ракета могут быть спущены на Землю и с помощью винтового ротора типа вертолетного, что повысит точность посадки.

Другие способы входа в атмосферу напоминают обычное приземление самолетов. В таких случаях транспортная ракета должна иметь крылья. При этом траектория спуска может быть планирующей с небольшим углом к поверхности Земли и медленным торможением, при котором перегрузки и температуры относительно невелики, или рикошетирующей, когда крылатая ракета тормозится в процессе многократного соприкосновения с плотной атмосферой. При таких способах возвращения необходимо учитывать длительность теплового воздействия атмосферы.