В этом году весь мир отмечает пятидесятилетие первого полета человека в космос. Начало космической эры стало победой человеческой мысли во многих областях науки и техники. Одной из самых важных и трудноразрешимых задач была защита космического аппарата от перегрева при возвращении на Землю.

Всем известно, что космические тела небольших размеров, падающие на Землю из космоса, полностью или почти полностью сгорают а плотных слоях атмосферы. Высокие скорости, входящих в атмосферу космических аппаратов, приводят к тому, что в набегающем потоке воздуха у передней их кромки развиваются температуры, достигающие 7000-8000°С. Нет в природе материала, способного выдержать такую температуру. Но сохранить поверхность корабля можно.

Первый фактор, помогающий сберечь космический спускаемый аппарат - ограниченное время спуска. Тепловые потоки, поступающие на то или иное тело, разрушая его, тем не менее, могут не успеть закончить эту "работу" прежде, чем спуск прекратится. Именно этот эффект и используется: при тепловой защите космических аппаратов. С этой целью на корпус с внешней стороны наносится специальное покрытие, которое при аэродинамическом нагреве разрушается , поглощая при этом некоторое количество тепла. Поскольку величина теплового потока, поступающего при спуске аппарата на единицу его площади, вполне определенная, можно выбрать толщину теплозащитного покрытия таким образом, что при его разрушении этот поток будет полностью поглощен, а основной корпус аппарата остается неповрежденным. Метод тепловой защиты, основанный на заранее предусмотренном процессе разрушения материала, поглощающего при этом тепловой поток, называется абляционным охлаждением. Возможность его применения в основном определяется существованием материалов, способных при своем разрушении поглощать значительное количество тепла и в то же время иметь сравнительно небольшую удельную плотность и удовлетворительную прочность.

Начиная с середины 50-х годов, когда перед специалистами по ракетной технике встал вопрос о теплозащите возвращаемых головных частей ракет, были разработаны специальные пластмассы на основе феноло-формальдегидных смол, обладающие хорошими теплопоглощающими свойствами. В начале 60-х годов были разработаны также новые материалы на основе эпоксидных смол, которые хоть и не показывали хороших абляционных свойств, зато обладали хорошими механическими и технологическими характеристиками. Кроме стекловолокна, в настоящее время находят применение асбестовые, угольные, кварцевые, графитовые и некоторые другие типы волокон.

Для изготовления теплозащитных экранов возвращаемых космических аппаратов широко используются армированные пластмассы. Несмотря на небольшую удельную плотность пластмасс, масса этих экранов оказывается значительной, поэтому, для ее уменьшения желательно выбирать форму спускаемого отсека с меньшей площадью поверхности, подверженной сильным тепловым нагрузкам. Для этой цели достаточно хорошо подходит полусфера , которую нередко и используют на практике.

Например, спускаемый аппарат (зонд) станций типа "Венера" имеет сферическую форму и снабжен несколькими слоями теплозащитного покрытия, часть которого разрушается при аэродинамическом торможении, а оставшаяся часть предохраняет аппаратуру зонда от действия высоких температур Венеры, достигающих на ее поверхности 280 °С. С тепловой точки зрения, обеспечить сохранность материальной части аппаратов, спускаемых на поверхности других планет, существенно сложнее, чем при спуске с околоземной орбиты. Это объясняется тем, что "инопланетные" аппараты входят в атмосферу планет с более высокой, второй космической скоростью.

Для решения проблемы теплозащиты космических аппаратов при их спуске в атмосфере планет приходится учитывать и некоторые баллистические особенности полета. Например, зонд для спуска в атмосфере Юпитера целесообразно направлять по пологой траектории, так чтобы точка входа лежала вблизи экватора планеты, а зонд двигался по направлению ее вращения. Это позволит уменьшить скорость движения аппарата относительно атмосферы планеты, а значит, и уменьшить нагрев его конструкции. Конфигурация зонда выбрана такой, чтобы он начинал тормозиться по возможности на больших высотах, где атмосфера еще имеет значительное разрежение. Баллистических особенностей, связанных с нагревом космических аппаратов при их спуске, достаточно много, и выбор оптимальной траектории полета можно по праву считать одним из методов тепловой защиты.

Особенно сложной проблема теплозащиты оказывается для космических аппаратов многоразового использования. Их развитые поверхности приводят к весьма большой массе абляционного теплозащитного покрытия. Кроме того, требование многоразового использования ставят, вообще говоря, задачу о разработке материалов, способных выдерживать возникающие тепловые нагрузки без разрушения. Например, максимальные температуры на поверхности корпуса американского космического корабля многоразоваго использования составляют 1260-1454°С. Рабочая температура алюминиевого сплава, из которого изготавливается корпус, должна поддерживаться не выше 180°С. Но и такая величина неудовлетворительна для экипажа и приборов аппарата. Дальнейшее ее снижение требует применения дополнительных мер: повышение внутренней теплоизоляции кабины, теплоотвода с помощью системы терморегулирования и т.д.
Фактически, вся поверхность аппарата разделена по уровню температур на четыре зоны, в каждой из которых используется свое покрытие. На носовом обтекателе и носках крыла аппарата, где температуры превышают 1260°С, применен материал из углерода, армированного углеродным волокном. В процессе возвращения аппарата на Землю этот материал разрушается, и его необходимо заменять новым перед каждым последующим полетом. Там, где температура не превышает 371°С, используется гибкое теплозащитное покрытие многократного применения. На участках, где температура поверхности составляет 371-649°С, применяется; также повторно используемое покрытие, состоящее из аморфного кварцевого волокна 99,7%-ной чистоты, к которому добавляется связующее — коллоидная двуокись кремния. Теплозащита части корпуса с температурой 649— 1260°С осуществляется также с помощью повторно используемой изоляции. Отличие состоит в размерах плитки (152x152 мм при толщине, находящейся в диапазоне 19-64 мм).
Следует отметить, что требования к теплозащитным покрытиям многоразового корабля довольно разнообразны и очень сложны. Так, например, эти покрытия должны обладать вполне определенными оптическими свойствами, что необходимо для поддержания их температурного режима в орбитальном полете и на участке спуска. Они должны выдерживать большие динамический нагрузки при входе аппарата в плотные слои атмосферы. Для решения этой задачи материал делается пористым — пустоты занимают 90% объема плитки. В результате давление в плитках всегда равно давлению окружающей среды, поэтому все аэродинамические нагрузки передаются на обшивку основной конструкции корабля.

В данной заметке мы лишь коснулись проблем теплозащиты космических кораблей, стараясь показать какие основные решения проблемы были предложены в процессе конструирования первых спускаемых аппаратов. Наука не стоит на месте, новые решения и новые материалы помогут сделать явью самые смелые мечты человечества об освоении космоса.

Основные материалы для статьи заимствованы из книги Салахутдинова Г.М. «Тепловая защита в космической технике», опубликованной на портале www.astronaut.ru

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

12 февраля 1947 года на территории Приморского края, в западных отрогах Сихотэ-Алиня упал железный метеорит. По дороге к месту встречи с Землей он рассыпался на сотни тысяч обломков и выпал дождем. Вообще-то метеорит - редкость, железный метеорит - редкость вдвойне, а железный дождь - втройне.

Сихотэ-Алинский метеорит входит в десятку крупнейших метеоритов мира, а целый ряд особенностей делает этот метеорит уникальным - например, при общей однородности химического состава он не представляет собой монокристалла, а сложен из множества произвольно ориентированных кристаллов, “плохо связанных между собой” [Фесенков, 1978], что вероятно и послужило причиной распада на множество частей.

Это пример классического метеоритного падения. Исключительно благоприятными оказались время и место падения, прекрасная погода и даже водораздел, сохранивший картину разрушений в максимальной степени. Место падения метеорита было обнаружено на следующий день, а уже через две недели первые исследователи были на месте падения.

Большое количество вещества сделало возможным практически любые анализы без опасности истратить слишком много. Поэтому метеорит досконально исследован. О нем написано, по крайней мере, три монографии, и сотни научных статей. Любой интересующийся может обратиться к специальной литературе, а для несведущих привожу короткую справку установленных фактов.

ФАКТЫ И ЦИФРЫ


Сейчас все более или менее крупные музеи мира имеют образцы Сихотэ-Алинского метеорита. Кроме учтенных 27 тонн собранного вещества, много образцов разошлось по стране и время от времени выплывают в неожиданных местах. Шутники выдают их за новые метеориты. Обычно подлог выявляется мгновенно, слишком характерный облик у этого метеорита, но однажды дело зашло довольно далеко...

В 1976 году сотрудник геологического музея объединения “Донбассгеология” В.В. Кулаковский передал в Комитет по метеоритам АН СССР осколок метеорита весом 144 г. и сообщил, что его нашли в пласте донецкого каменного угля. Возраст угольных пластов составлял 285-340 млн. лет. Подобных находок до того момента не было. Метеорит был зарегистрирован, получил название Марьинка и был подробно описан В.П. Семененко. Пресса окрестила его древнейшим метеоритом Земли.

Но... по-видимому, были сомнения по поводу его уникальности. В 1983 г. был проанализирован изотоп Mn-53 с периодом полураспада 3,7 млн. лет. Если метеорит упал 300 млн. лет назад, то все изотопы Mn-53 уже давно вымерли бы. Оказалось, что они есть и в том же количестве, что в Сихотэ-Алине. Вопрос был исчерпан. Так почти через 10 лет метеорит Марьинка был исключен из Каталога.

Комитет по метеоритам АН СССР организовал в районе падения метеорита Сихотэ-Алинь 15 экспедиций (1947-1950, 1967-1977). В составе каждой из них было около 30 человек. Оконтурена область рассеяния обломков метеорита, установлено распределение этих обломков по площади, детально описаны кратеры, собрано вещество. Наконец, район объявлен памятником природы.

Метеорит несколько подправил географическую карту Приморья. Теперь два ручья непосредственно в районе падения называются Малым и Большим Метеоритным, а самая высокая сопка в районе названа именем Л.А. Кулика. Ближайший поселок - тоже Метеоритный (до 1972 года он назывался Бейцухе).

А самым преданным этому метеориту исследователем был Евгений Леонидович Кринов, чья сознательная жизнь в метеоритике началась на Тунгуске. Этот метеорит был ЕГО метеоритом. Хотя к этому метеориту, как и к Тунгусскому, прикоснулись буквально все исследователи, причастные к метеоритике. Среди них: акад. Фесенков, доктор физ-мат. наук Н. Б. Дивари, ленинградские геофизики Э. С. Горшков и Е.Г. Гуськова, таллинские - геологи А.О. Аалоэ и Ю. Кестлане, киевский космохимик доктор не знаю каких наук В.П. Семененко, глава советской космохимии, доктор хим наук А.К. Лаврухина, томский математик А.П. Бояркина и много-много других. Хотелось бы отметить еще одного человека, бессменно участвовавшего во всех 15 экспедициях - Егора Ивановича Малинкина. Он исполнял обязанности лаборанта и завхоза, всегдашнего кормильца. И сейчас он продолжает работать в Комитете по метеоритам, испытывающем свои не лучшие времена. К корифеям Сихотэ-Алиня относится канд физ-мат наук В.И. Цветков, участвовавший с 1967 г. во всех экспедициях, а последние и возглавлявший.

Вход в атмосферу не может происходить чересчур круто, так как при этом участок торможения будет мал, время торможения коротко, нарастание плотности атмосферы происходит слишком стремительно. В результате космический аппарат или корабль с людьми на борту испытает слишком большие перегрузки, что может вызвать разрушение аппаратуры или - и это главное - гибель космонавтов. По существу, «крутыми» приходится считать почти все траектории возврата с Луны, перигеи которых лежат под поверхностью Земли. Самой «крутой» является, естественно, прямолинейная (вертикальная) траектория.

Войдя в атмосферу, космический корабль под действием ее сопротивления сходит с кеплеровой траектории и опускается ниже. Поэтому перигеи, о которых говорилось, фактически не достигаются даже в том случае, когда они лежат над земной поверхностью. Их называют условными.

Если условный перигей расположен слишком высоко над поверхностью Земли, то космический корабль встретит лишь слабое сопротивление разреженных слоев атмосферы, которое окажется недостаточным для того, чтобы заставить его опуститься на Землю. В результате он, потеряв небольшую часть скорости, вырвется в заатмосферное пространство и превратится в спутник Земли с большой эллиптической орбитой. Завершив один оборот, он снова войдет в атмосферу и, потеряв еще часть скорости, снова выйдет на эллиптическую орбиту, уже меньшего размера и несколько иначе расположенную. Апогей приблизится к Земле, перигей тоже приблизится, но очень слабо, а большая ось орбиты повернется на некоторый угол (на рис. 100 этот поворот преувеличен) из-за того, что направление выхода из атмосферы несколько отклонено от направления входа. Большое количество таких «тормозных эллипсов» позволяет в принципе постепенно погасить всю огромную скорость первоначального входа в атмосферу .

Недостатком метода тормозных эллипсов является то, что его использование делает почти невозможным предварительный выбор места посадки, а главное - требует долгого времени торможения. Кроме того, периодическое пересечение зон радиации оказывается опасным для здоровья космонавтов и неприемлемым для возврата на Землю с Луны и планет. Поэтому повторный выход в заатмосферное пространство со скоростью, превышающей круговую, нежелателен.

Тем не менее метод «тормозных эллипсов» (или метод «затухающей эллиптической орбиты») иногда рассматривается как возможный вариант спуска в случае аварийной ситуации .

Перигей траектории возвращения не должен лежать слишком высоко. Но он, как мы видели, не может быть и слишком низок. Следовательно, вход в атмосферу при возврате с Луны может происходить лишь в узком коридоре, нижняя граница которого определяется максимально допустимыми перегрузками, а верхняя - требованием уменьшения скорости по крайней мере до местной круговой, чтобы торможение закончилось при первом же входе в атмосферу (рис. 101) .

Рис. 100. Метод «тормозных эллипсов».

Рис. 101. Коридор входа в атмосферу: 1 - траектории опасных перегрузок, 2 - «сквозные» траектории, не приводящие к спуску («зона незахвата»).

Для возвращения на Землю необходимо попасть в намеченный узкий коридор. Под шириной коридора понимается разность высот условных перигеев двух граничных кеплеровых траекторий. Она настолько мала, что на обратном пути к Земле, безусловно, необходима коррекция траектории.

В самом деле, если считать, что коэффициент максимально допустимой перегрузки не должен превышать 10, то при входе в атмосферу со второй космической скоростью ширина коридора должна составить всего лишь 10 км. Примерно такие значения указываются в ряде работ .

Существует, однако, способ спуска, позволяющий расширить коридор входа и обладающий еще рядом преимуществ. Это уже знакомый нам планирующий спуск, или спуск с аэродинамическим качеством.

Планирующий аппарат может представлять собой капсулу в форме затупленного конуса, повернутого на угол атаки, или конуса с пологим продольным срезом (аэродинамическое качество как у американских кораблей «Джеминай» и «Аполлон»), или иметь несущий корпус (аэродинамическое качество 1 и более), или иметь крылья (аэродинамическое качество больше 2) .

Допустим, что аппарат с аэродинамическим качеством вошел в атмосферу ниже «границы недолета» (нижней границы коридора входа), какой она должна была бы быть при баллистическом входе. Траектория в этом случае отклонится вверх, и аппарат сможет совершить посадку, медленно снижаясь, так что перегрузки не будут чрезмерными. Таким образом, нижняя граница коридора входа опустится .

Верхнюю границу коридора входа («границу перелета») можно еще повысить аналогичным образом. Планирующий аппарат, оказавшись выше этой границы, сможет все же остаться в атмосфере, если будет создана отрицательная подъемная сила (планер летит «вверх ногами»), стремящаяся прижать аппарат к Земле . Когда опасность ухода в заатмосферное пространство минует, необходимо будет снова сделать подъемную силу положительной. Для этого планирующий аппарат должен перевернуться вокруг своей продольной оси .

Таким образом, в случае планирующего спуска ширина коридора входа определяется как разность высот двух условных перигеев: первый соответствует траектории, являющейся «границей захвата» (вылет из атмосферы со скоростью, близкой к круговой), когда используется отрицательная подъемная сила; второй соответствует траектории, на которой максимальная перегрузка является предельно допустимой, причем предполагается использование положительной подъемной силы.

Если обозначить ширину коридора входа через то для нее может быть указана следующая приближенная формула :

Здесь а - безразмерная скорость входа в атмосферу, т. е.

скорость входа, отнесенная к местной круговой скорости аэродинамическое качество входящего в атмосферу аппарата; птах - максимально допустимый коэффициент продольной перегрузки, т. е. перегрузки в направлении движения (именно она, а не поперечная перегрузка и представляет опасность); радиус Земли; X - так называемый «логарифмический декремент плотности», показывающий быстроту убывания плотности воздуха в атмосфере с высотой.

В связи с последним обозначением заметим, что изменение плотности с высотой над поверхностью Земли может быть приближенно записано в виде -плотность атмосферы на уровне моря), причем эта зависимость неплохо отражает истинное положение вещей до высоты Величина X имеет размерность Обратная ей величина называется «масштабным коэффициентом плотности» и имеет простой физический смысл: она показывает высоту в километрах, при подъеме на которую плотность воздуха уменьшается в раза. Для Земли .

Собственно говоря, формулы для можно было бы упростить, учитывая, что для Земли и что при возвращении из района Луны но мы этого не делаем, так как формула для ширины коридора входа I носит универсальный характер: она справедлива для входа в атмосферу любой планеты со скоростью, превышающей местную круговую.

Любопытно, что, как видно из приведенной формулы, ширина коридора зависит от быстроты изменения плотности атмосферы с высотой, но не от конкретного значения плотности, скажем, у поверхности планеты. Она зависит от отношения подъемной силы к силе лобового сопротивления, но не от конкретных значений этих сил и не от массы аппарата.

Заметим, что формула справедлива для случаев, когда вход совершается с не слишком малым аэродинамическим качеством. Ею, в частности, нельзя пользоваться для вычисления ширины коридора баллистического входа.

Использование подъемной силы позволяет значительно увеличить ширину коридора входа по сравнению с его шириной при баллистическом спуске по данным ). Кроме того, оно дает возможность дополнительного (в частности, бокового) маневрирования в атмосфере, что позволяет с гораздо большей точностью совершить посадку . Если понадобится, может быть осуществлено рикошетирование с целью увеличения дальности полета. При повторном (после рикошетирования) погружении в атмосферу с помощью подъемной силы могут быть скомпенсированы ошибки предыдущего выхода из атмосферы. Если номинальная дальность с рикошетированием составляет

то аппарат с аэродинамическим качеством 0,4 может увеличить или уменьшить эту дальность на а в случае аэродинамического качества -даже на

По сравнению с баллистическим спуском спуск с аэродинамическим качеством приводит к резкому снижению перегрузок, так как торможение растягивается на значительно больший промежуток времени.

Так как вблизи верхней границы коридора входа среда сильно разрежена, то для создания отрицательной подъемной силы нужной величины могут понадобиться слишком большие крылья. Поэтому возможно, что ту же цель повышения границы выгоднее будет достичь искусственным увеличением сопротивления с помощью тормозных устройств типа парашютов, выдерживающих высокие температуры .

С другой стороны, в конце спуска, когда скорость планирующего аппарата сильно снижается, несущий корпус делается неэффективен, и поэтому на последнем этапе мягкая посадка совершается с помощью парашютов или ракетного двигателя. Космические же планеры, обладающие аэродинамическим качеством порядка 3-4, могут садиться на беговые дорожки, как это и предусмотрено для орбитальных самолетов (например, «Шатл»).

В Советском Союзе были впервые возвращены на Землю автоматические аппараты, облегевшие Луну или побывавшие на ее поверхности.