Обитаемые космические станции

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).

Рис. 14. Стабилизация с помощью вращающихся маховиков:

1 — электродвигатель; 2 — маховик; 3 — подшипник

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.

Рис. 15. Схема стабилизации ОКС с помощью реактивных сопел:

1–1' — по крену; 2–2' — по рысканью; 3–3' — по тангажу

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.

Рис. 16. Траектории полета для встречи ракет с ОКС:

а — запуск в плоскости орбиты ОКС; б — запуск с орбиты ожидания; в — запуск в некомпланарной области; 1 — орбита ОКС; 2 — траектория выведения ракеты; 3 — орбита ожидания; 4 — траектория перехода; 5 — плоскость орбиты ОКС; 6 — плоскость траектории ракеты

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.

Рис. 17. Условия встречи при запуске ракеты в плоскости ОКС:

1 — баллистическая траектория; 2 — орбита ОКС; 3 — траектории ракеты; 4 — область встречи; 5 — область старта

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.

Рис. 18. Переход ракеты с орбиты ожидания на орбиту ОКС:

1 — орбита станции; 2 — низкая орбита ожидания; 3 — высокая орбита ожидания; 4 — эллипсы Гомана

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.

Рис. 19. Встреча на орбите по методу совмещения:

1 — орбита ОКС; 2 — орбита ракеты; 3 — траектория выведения

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.

Рис. 20. Траектории сближения ракеты с целью:

I — с помощью импульсных двигателей постоянной тяги; II — с помощью двигателей регулируемой тяги; III — траектория с минимальным расхода топлива

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.

Рис. 21. Различные методы входа в атмосферу космического аппарата:

1 — баллистический; 2 — планирующий; 3 — рикошетирующий

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.

ДЛИТЕЛЬНОЕ СУЩЕСТВОВАНИЕ НА ОРБИТЕ

Во всех случаях для уменьшения нагрева корабля нужна либо поверхностная термическая защита, либо специальная система охлаждения. Обычно головную часть входящего в атмосферу аппарата покрывают специальными материалами, которые, сплавляясь и испаряясь, поглощают большую часть тепла торможения Охлаждение конструкции возможно и с помощью специальных систем, когда тепло от поверхности забирается каким-либо жидким теплоносителем, а потом отдается в окружающее пространство с помощью радиационного излучателя.

Путешественник, отправляющийся в незнакомые края, стремится взять с собой как можно больше, чтобы гарантировать себя от непредвиденных случайностей. В космических путешествиях в отличие от земных не должно быть ничего лишнего — каждый килограмм веса космического корабля должен быть полезной нагрузкой в полном смысле этого слова. Успешные полеты первых космонавтов доказали принципиальную возможность существования человека в условиях орбитального полета, тем не менее даже наиболее разведанная околоземная область космического пространства таит еще много опасностей. Поэтому, прежде чем в космосе будут созданы обитаемые станции, потребуется провести множество специальных исследований, посвященных вопросам обеспечения безопасного пребывания экипажа на орбите в течение многих дней, недель и, может быть, месяцев.

Необходимо будет предусмотреть самые неожиданные ситуации и учесть совместное продолжительное воздействие разнообразных факторов межпланетного пространства. Первые полеты советских и американских космонавтов совершались по заранее разработанным программам, главной задачей которых была проверка осуществимости путешествий в космос с точки зрения Физиологических возможностей человеческого организма.

Вся деятельность пилотов сводилась в основном к наблюдению и выполнению относительно несложных операций контроля за работой систем ориентации, управления, жизнедеятельности и радиосвязи. Программа деятельности экипажа ОКС будет намного шире и сложней. Конечно, все многочисленные научные исследования на ОКС будут проводиться строго по графику. Однако должны быть предусмотрены и запасные варианты, которые позволили бы в случае необходимости быстро менять направление или характер исследований. Нельзя, видимо, будет обойтись и без инструкции по действию экипажа в аварийных случаях.

Длительное пребывание человека на орбите уже само по себе сопряжено со значительными трудностями инженерного, физиологического и психологического порядка. Однако недостаточно просто поддерживать в кабине приемлемые значения давления, температуры, влажности и состава воздуха. Необходимо создать такие условия, при которых человек мог бы плодотворно работать и нормально отдыхать, т. е. обеспечить экипажу хотя бы минимум комфорта, к которому он привык на Земле. Чтобы знать, как защищаться от какой-либо опасности надо прежде всего ясно представлять, что это за опасность. Теперь, после многочисленных запусков ракет, искусственных спутников и обитаемых космических кораблей, наши знания об околоземном космическом пространстве намного расширились. Наметились конкретные способы защиты экипажа и конструкции орбитальных аппаратов от вредных воздействий космической среды и внешнего радиационного излучения. Вопросы, связанные с поддержанием требуемого теплового режима в жилых помещениях ОКС, а также некоторые другие инженерные проблемы, связанные с длительной работой оборудования в необычных условиях космического полета, представляют значительный интерес. Особое внимание должно быть уделено системам обеспечения жизнедеятельности членов экипажа станции. Обо всем этом и пойдет дальше речь.

КОСМОС НАЧИНАЕТСЯ… В АТМОСФЕРЕ

Среда. Атмосфере как среде, в которой мы существуем, присущи три важные функции. Прежде всего это поддержание необходимых для жизнедеятельности человека состава, температуры и давления воздуха. Кроме того, атмосфера играет роль фильтра от таких опасных для жизни факторов межпланетного пространства, как космическая радиация, ультрафиолетовое излучение Солнца, метеоры и космическая пыль. И, наконец, атмосфера является средой, в которой осуществляются разнообразные механические и физические эффекты, например распространение звука, создание аэродинамической силы или сопротивления движению и т. д. Расскажем подробнее о свойствах земной атмосферы, об изменении их с подъемом на большую высоту и о поддержании нужных свойств среды в помещениях ОКС. В начале нашей книги мы говорили о научных спорах по поводу определения верхней границы атмосферы. Напомним, что сейчас ею считают высоту 1000 км — по так называемой физической классификации зон околоземного пространства. Критерием при этом служит явление взаимного столкновения частиц воздуха или длина свободного пробега отдельных молекул воздуха, которая выше 1000 км становится настолько большой, а столкновения между частицами настолько редкими, что атомы и молекулы воздуха получают возможность беспрепятственно двигаться из атмосферы в свободное космическое пространство. Выше 1000 км лежит зона таких свободно движущихся частиц воздуха. Протяженность этой зоны, которую называют экзосферой, также составляет около 1000 км. На высоте около 2000 км экзосфера постепенно переходит в так называемый ближнекосмический вакуум, который заполнен сильно разреженными частицамн межпланетного газа, главным образом атомами водорода. Но этот газ представляет собой лишь часть межпланетного вещества. Другую часть составляют пылевидные частицы кометного и метеорного происхождения. Кроме этих чрезвычайно разреженных частиц, в межпланетное пространство проникает электромагнитная и корпускулярная радиация солнечного и галактического происхождения.

Теперь перейдем к физиологической классификации зон. Летчики и космонавты поднимаются на большие высоты в специальных герметических кабинах, изолирующих организм человека от окружающей среды. Почему человек не может существовать на большой высоте вне такой кабины? Какая высота является предельной для человека и почему?

Атмосфера снабжает нас необходимым для дыхания кислородом. Однако это одна из наиболее важных функций атмосферы очень быстро ослабевает по мере подъема на высоту. Уже на высоте 5 км над уровнем моря у нетренированного человека появляется кислородное голодание, и без надлежащей акклиматизации работоспособность человека значительно снижается. Здесь кончается так называемая физиологическая зона атмосферы. Дыхание человека становится невозможным на высоте 15 км, хотя примерно до 115 км атмосфера содержит молекулы кислорода, вполне пригодные для дыхания. Это объясняется значительным уменьшением внешнего барометрического давления. Поясним это. Из физиологии известно, что в легких человека постоянно содержится около 3 л так называемого альвеолярного воздуха. Давление кислорода в этом объеме при нормальных условиях составляет 110 мм рт. ст., давление углекислого газа — 40 мм рт. ст., а паров воды — 47 мм рт. ст. С увеличением высоты давление кислорода падает, а суммарное давление паров воды и углекислоты в легких остается постоянным — 87 мм рт. ст. Поступление кислорода в легкие полностью прекратится, когда давление окружающего воздуха станет равным этой величине. Это происходит при достижении высоты 15 км.