Спуск с орбиты и теплозащита КА

— Николай Альбертович, какие дополнения пришлось внести в проект в связи с тем, что в прошлом году было принято решение готовить пилотируемую экспедицию к Луне?

— Изменение технического задания произошло в апреле прошлого года. Оно было на первый взгляд незначительным, но по сути перевернувшим все то, что мы сделали в рамках работ по тому кораблю, который разрабатывался нами с 2010 года. Во-первых, изменилась скорость входа в атмосферу: при возвращении от Луны корабль имеет вторую комическую скорость. В прежней конфигурации — для орбитального корабля — расчеты производились для скорости порядка 8 км/с, а теперь нужно рассчитывать на 11 км/с.

Разница гигантская: получается, что аппарат будет обладать в два раза большей кинетической энергией, чем тот, что возвращается с околоземной орбиты. Вся эта энергия переходит в тепло. Совершенно другой должна быть теплозащита. Поэтому все усилия, которые мы затратили прежде на разработку теплозащиты при разработке прежнего эскизного проекта, оказались недостаточными. Сложность в том, что после закрытия проекта «Буран», то есть в течение 20 с лишним лет, у нас исследовательских работ в области теплозащиты не проводилось, никакого продвижения в этом направлении не было. Мы вынуждены были в короткое время сами провести научно-исследовательские работы, пройдя путь, который многие страны проходят десятилетиями. Мы такую работу провели, получив положительные результаты в процессе экспериментов в аэродинамических трубах и на плазмотронах. Сейчас нам предстоит получить подтверждение наших решений на более высоком уровне.

На втором месте по сложности стоит баллистика — это сложнейшая применительно к Луне задача. Наша страна далека от экватора и с точки зрения выведения полезных нагрузок расположена невыгодно. Еще более неудачна наша география с точки зрения возврата с Луны. Чтобы возвращаемый аппарат мог попасть на российские полигоны посадки, нужны достаточно большие энергозатраты при маленьких и редко выпадающих «окнах» для старта с орбиты Луны.

— Где на территории России планируются полигоны посадки?

— Полигоны посадки планируются в южной части РФ. Возврат с орбиты Луны осуществляется через Южный полюс и чем выше от экватора нужно сажать корабль, тем сложнее решить эту задачу. Накладываются и временные ограничения — в силу изменения положения Луны относительно Земли «окна» для возвращения с Луны получаются довольно редкими. Но в то же время нужно предусматривать разного рода нештатные ситуации: например, если придется вернуть экипаж на Землю по состоянию здоровья. Нужно уметь это делать в любой момент времени. А если у нас редкие «окна» возврата, то о безопасности говорить не приходится. Поэтому в любой момент двигательная установка должна быть способна выдать импульс, достаточный для возврата к Земле. Но если для кораблей, летающих на околоземной орбите, необходимый импульс исчисляется сотнями метров в секунду, то для лунного корабля это гораздо большие величины.

Наша цель — уметь выдать двигательной установкой корабля импульс на уровне 1,5 км/сек. Было тяжело, но мы предложили такую схему полета, которая позволяет решить задачу экстренного возвращения на Землю. Двигательный отсек корабля немного вырос в объеме, так как там мы вынуждены иметь около 8 т топлива. А в остальном оставили прежнюю концепцию: многоразовое использование возвращаемого аппарата, посадка на амортизирующие опоры, то есть без кувырканий, характерных для «Союза».

 

Из данных, приведенных на рис. 32, видно, что только за счет увеличения размеров тела можно существенно уменьшить (на 400 ÷ 800ºС) температуру поверхности, если добиться увеличения баллистического коэффициента до 0,03 ÷ 0,07. Для получения таких баллистических коэффициентов необходимо, чтобы площадь миделя составляла 100 ÷ 200 м2. Такие поверхности можно получить только за счет использования всякого рода парашютных схем: парашюта обычной куполообразной формы, «надувных» шаров, зонтичной формы (см. рис. 33).

Парашюты обычной формы должны быть отвергнуты по следующим соображениям:
- температуры на кромках парашюта и на стропах будут значительно (во много раз) большими, чем в «критической» точке, что должно привести к разрушению такого парашюта при входе в атмосферу;
- движение аппарата на парашюте обычной формы с большими сверхзвуковыми скоростями в различных слоях атмосферы крайне неустойчиво, что подтверждается опытом пусков высотных исследовательских работ.
Схему использования надувного шара для спуска аппарата с человеком также следует отвергнуть, учитывая, что помимо концентрации тепловых потоков на элементах крепления аппарата к шару, в этой схеме очень сложными являются:
- вопросы поддержания необходимого избыточного давления внутри шара (порядка 0,01 ÷0,02 атмосферы) по времени полета в зависимости от высоты и скоростного напора;
- вопросы устойчивости, прочности и т.д.
При использовании зонтичной схемы (см. рис 33) добиться существенного снижения температур в критической точке и средней температуры на поверхности «зонтика» за счет увеличения радиуса кривизны поверхности и возможности излучения с обеих сторон поверхности зонтика (до 1000 ÷ 1200ºС).
Однако эта схема обладает следующими существенными недостатками:
а) вследствие не симметрии конструкции за счет ошибок монтажа и раскрытия зонтика при весьма больших размерах рычагов и опорных форм (порядка 4 ÷ 5 м), при движении аппарата в атмосфере будут возникать большие возмущающие силы, для компенсации которых необходимо будет вводить аэродинамические органы управления. При этом, помимо уплотнения и усложнения конструкции, в местах стыковки этих органов управления и основной конструкции, а также на самих органах управления, будет возникать концентрация тепловых потоков с резким ростом температур поверхности зонтика в районе крепления органов управления.
б) Необходимо учитывать концентрацию тепловых потоков на кромках зонтика, особенно при наличии колебаний вокруг поперечных осей. Как показывают расчеты (см. ниже), в случае произвольных углов атаки при входе аппарата в атмосферу (что может иметь место в случае отказа работы системе ориентации на переходном участке) углы атаки на высотах, где тепловые потоки имеют максимальное значение, могут достигать величины порядка 60º ÷ 90º.
При этом неизбежно должно происходить обгорание и разрушение кромок зонтика.
в) Кроме того, всегда будет иметь место значительное изменение тепловых потоков в большую сторону на поверхности зонтика (по сравнению с расчетной идеальной схемой), так как при наличии скоростного напора поверхность зонтика уже не будет выпуклой, а примет вид гофра (см. развертку цилиндрического сечения на рис. 33)
г) Конструкция зонтичной схемы такова, что на активном участке полета, поверхность зонтика должна в сложенном состоянии закрывать кабину человека. Но это означает, что в случае возникновения аварийной ситуации на активном участке, человек не может быть катапультирован из аппарата (см. гл. IV). Это следует считать совершенно недопустимым.
д) Температура 1000 ÷ 1200ºС являются практически предельными для существующих жаропрочных сплавов, на которых можно было бы создать поверхность зонтика. Но это означает, что при использовании зонтичной схемы, мы не имеем возможности создать конструкцию с запасом надежности по тепловым нагрузкам, компенсирующим отклонение реальной конструкции от идеальной расчетной схемы, компенсирующим концентрации тепловых потоков за счет погрешностей монтажа, изготовления и самой схемы зонтика, отклонений, которые могут иметь место и за счет приближенности методов расчета тепловых потоков.
На основании приведенных соображений зонтичную схему спускаемого аппарата также следует отклонить.
Для первого этапа полетов человека в космическое пространство имеет смысл выбрать достаточно простую схему аппарата, которая бы позволила уверенно определить характер его движения в атмосфере и позволила бы обойтись минимумом натурных экспериментов при ее отработке. С этой точки зрения нежелательно применение не только парашютных схем, но даже и тормозных щитков, так как за счет ошибок изготовления и монтажа щитков следует ожидать потери устойчивости аппаратом вокруг продольной оси при движении в плотных слоях атмосферы.