Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Космонавтика.
Содержание:
Проект "Глобалстар". Геодезические спутники (ERS-1, ERS-2)
Практически все стороны жизни современного человека прочно связаны со средствами коммуникаций, Постоянно возрастающая миграция населения и условия жизни требуют возможности обеспечения быстрой и надежной связи, которая сегодня устанавливается не между географическими пунктами, а между людьми. Поэтому фирмы-производители систем дальней связи делают все возможное для удовлетворения непрерывно растущих потребностей в данной области, расширяя инфраструктуру проводных, оптоволоконных, спутниковых и радиотелефонных сетей.
Однако до последнего времени не решены проблемы обеспечения абонентов глобальной персональной телефонной связью, а также проблемы совместимости сотовых систем подвижной связи различного типа, что требует создания общедоступной и экономичной глобальной сети связи. Проект "Глобалстар", инициированный известными фирмами в области космических систем и комплексных технологий дальней связи "Loral" и "Qualcomm", предусматривает создание такой сети, используя существующую наземную инфраструктуру проводной и радиотелефонной связи.
Система "Глобалстар" обеспечивает абонентов сравнительно недорогой и надежной телефонной связью, которую можно установить между любыми (кроме полюсов) точками земного шара. Она состоит из космического, наземного и абонентского узлов.
В космический узел войдет созвездие из 48 низкоорбитальных спутников, каждый из которых представляет собой усилитель-ретранслятор высокочастотных сигналов, выведенный на высоту 1406 км. Средний проектный срок службы спутников составляет 7,5 лет.
Спутники находятся на восьми орбитальных плоскостях, по шесть на плоскость, что гарантирует охват практически всей поверхности планеты. Использование низкоорбитальных спутников снижает мощность радиосигнала почти в 100 раз, сокращает задержку в получении сигнала и устраняет эхо, являющееся серьезной проблемой в системах связи на геостационарных спутниках. У каждого спутника имеется шесть сфокусированных лучей, определяющих эллиптические зоны обслуживания абонентов, при этом каждый из них способен обеспечить работу как минимум 2800 дуплексных речевых каналов и каналов передачи данных. В радиоинтерфейсах между спутниками и Землей используется перспективная цифровая технология СДМА (многостанционный доступ с кодовым разделением каналов) , имеющая целый ряд преимуществ по сравнению с другими технологиями в части помехозащищенности, меньшего уровня излучаемой мощности, большей пропускной способности, предотвращения несанкционированного доступа в сеть и т.д. Каждый из спутников осуществляет связь как с абонентами, так и напрямую с узловыми станциями. Для линий связи "спутник - абонент" используется диапазон частот 1,61- 1,626 ГГц; для линий связи "спутник - узловая станция" используются диапазоны 5,1995-5,216 ГГц (направление "вниз") и 6,525-6,5415 ГГц(направление "вверх") . Межспутниковый обмен информацией в системе отсутствует.
Спутники для системы "Глобалстар" будут производиться фирмой "Space Systems Loral", которая представляет собой международный конгломерат нескольких фирм, совместно работающих над рядом проектов в области космических исследований, а именно: "Alcater", "Aerospatiale", "Alenia", "Deutche Aerospace".
Наземный узел системы "Глобалстар" состоит из узловых станций; систем слежения, телеметрии и передачи команд; систем управления полетом спутников и центра управления сетью. Каждая узловая станция одновременно поддерживает связь с тремя спутниками и, кроме того, обеспечивает интерфейс для связи сети системы "Глобалстар" с АТС местной телефонной сети региона или с центрами коммутации сотовых радиотелефонных сетей, прежде всего стандартов AMPS и GSM. Оборудование системы "Глобалстар" не влияет на работу наземных сотовых сетей, поскольку в ней используются другие частоты. Каждая страна будет осуществлять независимый контроль над своими узловыми станциями и над доступом к телефонной сети находящихся на ее территории абонентов. В функции системы входит также оперативное обнаружение абонента, посылающего или принимающего вызов.
В функции центра сетевого управления входит регистрация и проверка вызовов, определение длительности и тарификация разговора и т.д., а также управление базой данных о состоянии сети, контроль и распределение сетевых ресурсов (каналов связи, частот, спутников) .
Контроль над эскадрильей спутников осуществляется с помощью систем слежения, телеметрии и передачи команд. Данные контроля орбитальной деятельности спутников посылаются в центры контроля над сетью, откуда направляются в узловые станции для осуществления сопровождения и других функций.
Из-за постоянного движения спутников и изменения территории охвата время от времени возникает необходимость передачи обслуживания абонента от одного спутника к другому. Для этой цели используются возможности технологии СДМА, позволяющие абонентскому терминалу одновременно поддерживать связь с двумя или тремя спутниками, улучшая качество принимаемого суммарного сигнала, и программными средствами, выбирая оптимальные каналы связи. Окончательная передача абонента (незаметная для него) на обслуживание следующему спутнику происходит лишь тогда, когда абонент прочно обосновался- на его территории. Абонентские терминалы оснащены всенаправленными антеннами, что облегчает одновременную связь с несколькими спутниками и снимает необходимость постоянно направлять антенну на спутник для поддержания связи.
На начальной стадии эксплуатации планируется использование двух типов абонентского оборудования, входящего в абонентский узел системы "Глобалстар". Это портативные терминалы для передачи речевых сигналов и навигации, а также передвижные и стационарные навигационные аппараты. В качестве дополнительно оплачиваемой услуги абонент может обслуживаться как в одиночном режиме, когда абонентский терминал позволяет выходить в сеть "Глобалстар", так и в двойном режиме, когда абонент может выходить дополнительно и в другую наземную сотовую радиотелефонную сеть.
Благодаря использованию технологии СДМА уровень излучения абонентского терминала будет установлен ниже официально допустимых пределов, принятых в различных странах. Средняя мощность излучения менее 200 МВт.
Каждому абонентскому терминалу системы присваивается индивидуальный номер, который, в отличие от традиционных телефонов, не зависит от местонахождения абонента (используемая реализация технологии СДМА предполагает наличие до 4,4 млрд. вариантов различных кодов).
Услуги сети "Глобалстар" направлены на обслуживание четырех групп пользователей:
- проживающих в районах, не охваченных подвижной связью;
- работающих или проживающих в районах, охваченных подвижной связью, но часто выезжающих за пределы территории обслуживания;
- стационарных абонентов, находящихся в районах, не охваченных телефонной связью;
- абонентов, нуждающихся в индивидуальной или особой телефонной связи.
К этим группам потенциальных потребителей относятся различные государственные и частные организации. в том числе: водители сухопутного и водного транспорта, командированные, органы охраны порядка, спасательные отряды и бригады скорой помощи, поисковые экспедиции, туристы. сельские отделения частных организаций. не охваченные местными проводными и сотовыми телефонными сетями, коммунальные службы, которым необходимо периодически снимать показания счетчиков расхода газа, электроэнергии и воды, службы охраны природных ресурсов и т.д. Помимо обычной телефонной связи система "Глобалстар" предоставляет навигационные услуги. Одна из самых простых услуг - определение местонахождения абонента, когда тот с помощью своего терминала рассчитывает свои координаты на основе контрольного тонального сигнала, посылаемого системой.
Еще один вид навигационных услуг - обеспечение двусторонней связи с помощью обмена краткими сообщениями.
Такой обмен может использоваться в экстренных случаях, когда абоненту необходимо дать знать о своем местонахождении службам оперативной помощи или семье (несчастный случай, поломка автомобиля и т.п.) .
Третий вид навигационных услуг включает определение местонахождения абонента (расчет координат производится
на узловой станции) и передачу координат определенному заранее кругу абонентов. Эти услуги найдут применение в работе диспетчеров транспорта, при поиске украденных автомобилей и т.д.
Структура сети системы "Глобалстар" показана на рисунке. Система разработана таким образом, чтобы наиболее эффективно осуществлять качественную передачу речи и предоставление других информационных услуг при относительной простоте подключения новых абонентов. Для еще более полного охвата обслуживаемых территорий могут быть выведены на орбиту дополнительные спутники. Запуск спутников намечен на 1997 г., ввод системы в эксплуатацию - на 1998 г.
Данный проект - не единственный в мире. однако только он ориентирован на использование технологии СДМА.
В последние годы во многих странах, обладающих космическими технологиями, ведутся работы по созданию подобных систем с высотами орбит космических аппаратов от 700 до 2000 км. Наиболее известен аналогичный проект "Иридиум" (в реализации его принимает участие НПЦ им. Хруничева) , основанный на 66 спутниках, использующий в радиоинтерфейсах технологию СДМА, близкую к стандарту сотовой связи GMM, и планируемый к реализации практически в те же, что и "Глобалстар", сроки. Существуют также аналогичные российские проекты, например, "Гонец" и "Сигнал". Однако на сроки их реализации существенное влияние оказывает дефицит финансирования.
Несмотря на сравнительно небольшую (в масштабах планеты) пропускную способность систем глобальной персональной связи (в предлагаемой начальной конфигурации) , они уже сейчас заочно начинают конкурировать друг с другом за рынки сбыта путем предварительного сравнения спектра предлагаемых услуг их ориентировочной стоимости, перспектив развития, привлечения инвесторов и потенциальных пользователей.
Предварительный сравнительный анализ систем "Глобалстар" и "Иридиум" был приведен в статье Л. Я. Кантора и И. С. Поволоцкого "Системы персональной подвижной связи через низкоорбитальные ИСЗ" ("Вестник связи – № 11,1994 г.)
.
Как видно, “Глобалстар” обещает более выгодные условия для абонента. Это связано с тем, что принятая концепция построения этой системы предполагает производить всю обработку сигнала на Земле, опираясь на большое число узловых станций. "Иридиум" же предполагает производить подавляющее число соединений с использованием межспутниковых линий связи, уменьшив до минимума число наземных станций, что приводит к необходимости иметь сложные (содержащие коммутационное оборудование, дополнительные следящие антенны, источники питания и т.д.) и, соответственно, более тяжелые и дорогие спутники, требующие значительных затрат на их запуск. Известно, что увеличение сложности всегда приводит к уменьшению надежности. Более того, малое число наземных узловых станций приведет к необходимости задействования при прохождении вызова большого количества наземных телефонных сетей и каналов межспутникового обмена, что вызовет дополнительные расходы.
В настоящее время проекты "Глобалстар и "Иридиум" получили положительную оценку Министерства связи РФ для проведения подготовительной работы по грядущему их использованию в России, где благодаря необъятным просторам достаточно "белых" пятен в телекоммуникационном обслуживании. По ориентировочным оценкам к 2005 г. в России можно ожидать до 1 млн. пользователей таких систем связи.
Геодезические спутники (ERS-1, ERS-2) .
Летом 1991 года тогдашнее советское правительство дало французскому судну "Астролаб" разрешение пройти через закрытое с 1922 года для западного флота Баренцево море на севере Советского Союза. Северовосточный проход через Баренцево море, Карские Ворота и море Лаптевых к Берингову проливу сокращает путь из Европы в Японию на 20 дней по сравнению с торговым путем через Суэцкий канал. Расстояние от Новой Земли до Берингова пролива, равное примерно 5.600 километрам, можно преодолеть только в летнее время, да и то лишь при помощи ледоколов, причем даже летом суда нередко на целые месяцы вмерзают в паковый лед. Северовосточный проход тоже искали около 300 лет: в 1878-79 годах он был впервые покорен А. Э. Норденшельдом.
"Ледовая вахта" судна "Астролаб" располагалась не как при Амундсене, на мачте в так называемом "вороньем гнезде", и не на капитанском мостике, а высоко в небе.
Всего лишь за десять дней до того, то есть 17 июня 1991 года, был выведен на орбиту геодезический спутник ERS-1.
Главной задачей спутников, сконструированных по заказу Европейского космического агентства (ESA) и участников консорциума под руководством фирмы Дорниер, дочернего предприятия DASA (Deutsche Aeronautics and Space Administration) , должны были стать наблюдения за океанами и покрытыми льдом частями суши, чтобы представить климатологам, океанографам и организациям по охране окружающей среды данные об этих малоисследованных регионах.
Спутник был оснащен самой современной микроволновой аппаратурой, благодаря которой он готов к любой погоде: "глаза" его радиолокационных приборов проникают сквозь туман и облака и дают ясное изображение поверхности Земли, через воду, через сушу, и через лед. Теоретически он должен был представить идеальную карту ледовой обстановки. А передвижение судна "Астролаб" должно было перепроверить ее в суровых условиях полярного моря.
Основным инструментом спутника является Synthetic Aperture Radar SAR, который ведет наблюдения по полосе шириной в 100 километров параллельно земной орбите. SAR посылает микроволновые импульсы на Землю. По отраженным эхо-сигналам можно судить о типе и структуре, а также и о степени удаленности земной поверхности.
По данным, которые спутник ERS-1 посылает во время своего полета над полярным морем на Землю, ESA и норвежским NERSC (Nansen Environmental and Remote Sensing Center) были составлены карты ледовой обстановки. Через спутники связи Inmarsat эти карты были отправлены на "Астролаб" по факсу. На них можно различить чистые воды и ледовую поверхность, а кроме того, карты дают сведения о возрасте и толщине льда. Это важно для определения курса, потому что свежий лед легче расколоть, чем многолетний, а тонкий - легче, чем толстый. Судно "Астролаб" и его сопровождающие искали пути по этим картам.
Чтобы данные можно было использовать для определения курса, они должны быть актуальными. Ученым помогло то, что полярная траектория ведет спутники через полюс на небольшом расстоянии: им удавалось за несколько часов обработать представляемые ERS-1 данные и нанести их на карты. Этот спутник в качестве "ледовой вахты" был новым, неиспытанным. Так что команда судна "Астролаб" сверяла данные на картах ледовой обстановки с тем, что было видно при помощи бортового оборудования, - а видно было совсем немного. Потому что видимость на море, нередко покрытом завесой тумана, составляла порой не более 200 метров. Зато спутниковые данные - за немногими исключениями - оказывались точными. ERS-1, едва стартовав, доказал свою способность нести ледовую вахту и выполнять важные задания.
В торговом судоходстве вдали от полярных регионов наблюдения геодезических спутников тоже находят полезное применение. Спутник ERS-1 при помощи своих микроволновых сенсорных устройств замеряет направление и скорость ветра на поверхности воды; метеоспутникам (таким, как Meteosat) удавалось сделать эти замеры только на верхней кромке облаков. Радары-высотомеры и SAR регистрируют высоту, длину и направление волн. И, наконец, ERS может определить температуру на поверхности воды. До сих пор все эти результаты измерений давали только буи, суда и оптические спутниковые системы. Но буи и суда могут проводить только точечные пробы, которые к тому же из-за разных методов измерений надо сравнивать, а оптическим спутниковым системам часто препятствуют образующиеся над поверхностью воды облака и туман. В противоположность этому ERS может за сравнительно короткое время охватить с помощью растров всю поверхность океана. Все эти данные учитываются в системе оптимизации судоходных маршрутов, разработка которой в качестве пилотного проекта началась на предприятии Дорниер летом 1993 года. На первой стадии было разработано программное обеспечение, которое с октября 1994 года выверяется на практике на маршрутах Северной Атлантики.
Партнерами фирмы Дорниер в этом проекте являются Институт Макса Планка, Морская метеослужба в Гамбурге, Метеорологическая служба Германии, Федеральное ведомство морского судоходства и гидрографии, Исследовательский центр Geesthacht и фирма AnschGtz в Киле, в навигационной управляющей системе которой (Nopsy) используется и новое программное обеспечение. Система обрабатывает, с одной стороны, данные метеослужб и данные геодезических спутников относительно волнения моря, направлении и скорости ветра, а с другой - соответствующие характеристики судна (размеры, загрузка, статика и т.д.) . На основе этих сведений разрабатывается скорейший и, соответственно самый выгодный с точки зрения расходов маршрут. Потому что в судоходстве кратчайший путь между портом отплытия и портом назначения вовсе не всегда оказывается и самым скорым, в чем на своем печальном опыте убедились еще полярные мореплаватели.
Уже сегодня торговые суда получают указания по поводу курса, в частности, от морской службы погоды, которая разрабатывает центральный план маршрутов и рассылает на суда по факсу. План должен помочь им обойти штормовые зоны и придерживаться надежного и скорого курса. Новая система допускает децентрализованное планирование за счет компьютера и приемной станции на борту того или иного корабля, и благодаря этому быстрее предоставляются данные, которые опять-таки быстрее могут быть актуализированы.
Это - большое преимущество, особенно для долгого плавания и при полученном заранее прогнозе. С помощью новой системы судоходных маршрутов капитан может проверять на бортовом компьютере путь следования своего судна каждый раз, когда поступает новый прогноз о волнении на море. Кроме того, благодаря данным, полученным через ERS, сообщения о волнах и ветре отличаются большей точностью, чем раньше.
Ученые, которые разрабатывают новое программное обеспечение, в своих размышлениях идут уже на шаг вперед: в компьютерные программы может быть введена информация о морских портах и возможностях погрузки и разгрузки судов. Можно контролировать, например, контейнер с помощью спутников связи, проследить и документировать его путь от отправителя до адресата. Дело в том, что сегодня по мировому океану плавают многие тысячи контейнеров, о которых уже вовсе неизвестно, куда они были направлены. Планирование маршрутов при правильной его организации с использованием геодезических спутников и спутников связи может вырасти в регулярную систему управления торговым судоходством.
При всем том, разработка судоходных маршрутов это, говоря образным языком, только верхушка айсберга, если только вспомнить о расшифровке данных ERS об океанах и покрытых льдом пространствах Земли. Нам известны тревожные прогнозы общего потепления Земли, которые приведут к тому, что растают полярные шапки и повысится уровень моря. Затоплены будут все прибрежные зоны, пострадают миллионы людей.
Но нам неизвестно, насколько правильны эти предсказания. Продолжительные наблюдения за полярными областями при помощи ERS-1 и последовавшего за ним в конце осени 1994 года спутника ERS-2 представляют данные, на основании которых можно сделать выводы об этих тенденциях. Они создают систему "раннего обнаружения" в деле о таянии льдов.
Благодаря снимкам, которые спутник ERS-1 передал на Землю, мы знаем, что дно океана с его горами и долинами как бы "отпечатывается" на поверхности вод. Так ученые могут составить представление о том, является ли расстояние от спутника до морской поверхности (с точностью до десяти сантиметров измеренное спутниковыми радарными высотомерами) указанием на повышение уровня моря, или же это "отпечаток" горы на дне.
Хотя первоначально спутник ERS-1 был разработан для наблюдений за океаном и льдами, он очень быстро доказал свою многосторонность и по отношению к суше. В сельском и лесном хозяйстве, в рыболовстве, геологии и картографии специалисты работают с данными, представляемыми спутником. Поскольку ERS-1 после трех лет выполнения своей миссии он все еще работоспособен, ученые имеют шанс эксплуатировать его вместе с ERS-2 для общих заданий, как тандем. И они собираются получать новые сведения о топографии земной поверхности и оказывать помощь, например, в предупреждении о возможных землетрясениях.
Спутник ERS-2 оснащен, кроме того, измерительным прибором Global Ozone Monitoring Experiment Gome который учитывает объем и распределение озона и других газов в атмосфере Земли. С помощью этого прибора можно наблюдать за опасной озоновой дырой и происходящими изменениями. Одновременно по данным ERS-2 можно отводить близкое к земле UV-B излучение.
На фоне множества общих для всего мира проблем окружающей среды, для разрешения которых должны предоставлять основополагающую информацию и ERS-1, и ERS-2, планирование судоходных маршрутов кажется
сравнительно незначительным итогом работы этого нового поколения спутников. Но это одна из тех сфер, в которой возможности коммерческого использования спутниковых данных используются особенно интенсивно. Это помогает при финансировании других важных заданий. И это имеет в области охраны окружающей среды эффект, который трудно переоценить: скорые судоходные пути требуют меньшего расхода энергии. Или вспомним о нефтяных танкерах, которые в шторм садились на мель или разбивались и тонули, теряя свой опасный для окружающее.
Свободный полет в полях тяготения
Главным звеном в цепи космических дисциплин является теория движения космических объектов. В этом докладе рассматривается одна из
её составных частей - теория свободного полёта в полях тяготения.
Важнейшей из природных сил, действующих на космический аппарат, является сила всемирного тяготения. Силы тяготения (или силы
притяжения) подчиняются ньютоновскому закону всемирного тяготения. Этот закон говорит: всякие две материальные точки притягиваются друг
к другу с силами, прямо пропорциональными квадрату расстояния между ними, или, в математической форме: f*m1*m2 (1) F=``r^2 Здесь F -
величина обеих сил притяжения, m1, m2 - массы притягивающихся материальных точек, r - расстояние между ними, f - коэфициент
пропорциональности, называемой постоянной тяготения (гравитационная постоянная) . Если измерять массу в килограммах, силу ньютонах, а
расстояние в метрах, то, как показывают точные измерения, постоянная тяготения равна 6,672*10^(-11) м^3/(кг*с^2) На различных этапах
космического полёта различное значение может иметь воздействие среды, в которой происходит движение. Силы, действующие со стороны
атмосферы на космический аппарат, называются аэродинамическими. В межпланетном пространстве важную роль может играть давление
солнечного излучения, которое совершенно незаметно в повседневной жизни. Если масса космического аппарата невелика, а поверхность, на
которую давят солнечные лучи, значительна, то действием этого фактора можно пренебречь.
Задача N тел и метод численного интегрирования
Пассивное движение космического аппарата в мировом пр-ве происходит в основном под действием сил притяжений небесных тел - Земли,
Луны, Солнца, планет. Положение этих тел непрерывно изменяется, причем их движение, как и движение космического аппарата, происходит под
действием сил всемирного тяготения. Таким образом, мы сталкиваемся с необходимостью решения задачи о движении большого числа небесных
тел (в том числе искусственного небесного тела - космического аппарата) под действием сил взаимного притяжения. Такая задача носит название
“задача N тел” .
Решение этой задачи в общем случае встречает громадные трудности, даже задача трех тел решена лишь для нескольких частных случаев. Но
в космодинамике задача N тел имеет особый характер. Космический аппарат не оказывает практически никакого влияния на движение небесных
тел. Такой случай известен в небесной механике как ограниченная задача N тел. При её решении движение Солнца, Земли, Луны и планет является
заданным, так как оно прекрасно изучено астрономами и предсказывается ими на много лет вперед.
Расстояния от космического аппарата до Солнца, Земли, Луы и планеты в любой момент известны, массы всех этих тел также известны, а
значит, известны по величине и направлению и ускорения, сообщаемые небесными телами космическому аппарату. В самом деле, если масса
небесного тела M, а масса космического аппарата m, то гравитационное ускорение a, сообщаемое аппарату, равно силе притяжения f*M (2) ``r^2`
Таким образом, гравитационное ускорение зависит только от расстояния между притягивающимися телами и от массы притягивающего тела, но не
зависит от массы притягиваемого тела.
Итак, по формуле (2) мы можем вычислить гравитационное ускорение, сообщаемое космическому аппарату каждым небесным телом в
отдельности, а значит, можем вычислить и суммарное ускорение. Зная величину и направление начальной скорости космического аппарата,
можно, учитывая вычисленное ускорение рассчитать положение и скорость аппарата через небольшой промежуток времени, например через
секунду. Для нового момента нужно будет заново вычислить ускорение и затем рассчитать следующее положение аппарата и его скорость и т.д.
Таким путем можно проследить все движение космического аппарата. Единственная неточность этого метода заключается в том что приходиться
в течение каждого небольшого промежутка времени (шага расчета) считать ускорение при вычислениях неизменным, в то время как оно
переменно. Но точность расчета можно как угодно повысить, уменьшив шаг.
Описанная процедура называется численным интегрированием.
Невесомость
При невесомости притяжение Земли (или другого небесного тела) не будут вмешиваться в перемещения предметов относительно корабля.
Отсутствуют какие-либо внешние поверхностные силы, действующие на корабль. Наличие же внешних поверхностных сил (сила сопр. среды, силы
реакции опоры или подвеса) - обязательное условие сущ. состояния весомости.
Итак, тело, свободно и поступательно движущ. под влиянием одних сил тяготения, всегда нах. в состоянии невесомости. Примеры: корабль в
мировом пр-ве, падающий лифт, человек совершающий прыжок.
Теперь, когда мы выяснили природу невесомости, уместно будет внести нек. поправки. Мы всегда имели ввиду, что гравитационное
ускорение отд. деталей почти (но не в точности) одинаково, т.к. расстояние отд. деталей от притягивающего тела (напр. Земли) примерно
одинаковы. Фактически все эти неточности ничтожны. Перепад гравитационных ускорений (градиент гравитации) в области пространства, занятой
косм. кораблем, ничтожен. Например на высоте 230 км над пов. Земли, земное гравит. ускорение уменьшается на 2,77*10^(-6) м/c^2 на каждый метр
высоты. Когда космический корабль длиной 5 м располаг. вдоль линии, напр. на центр Земли его нижний конец получает ускорение на 0,00015 %
больше, чем верхний.
Таким образом, нарушения невесомости, вызванные наличием градиента гравитации (т.е. по существу неоднородностью поля тяготения) ,
приводят не к “частичной невесомости” , а к совершенно особому состоянию. В состоянии свободного полёта в поле тяготения тела несколько
(весьма и весьма слабо) растянуты в радиальном направлении.
Центральное поле тяготения
Когда космический аппарат находиться в мировом пространстве вдали от планет, достаточно учитывать притяжение одного лишь Солнца,
потому что гравитационные ускорения, сообщаемые планетами (вследствие больших расстояний и относительно малости их масс) , ничтожно
малы по сравнению с ускорением, сообщаемым Солнцем.
Допустим теперь, что мы изучаем движение космического объекта вблизи Земли. Ускорение, сообщаемое этому объекту Солнцем, довольно
заметно: оно примерно равно ускорению, сообщаемому Солнцем Земле (около 0,6 см/с^2) ; естественно было бы его учитывать, если нас
интересует движение объекта относительно Солнца. Но если нас интересует движение космического объекта относительно Земли, то притяжение
Солнца оказывается сравнительно малосущественным. Оно не будет вмешиваться в это движение аналогично тому, как притяжение Земли не
вмешивается в относительное движение предметов на борту корабля-спутника. То же касается и притяжения Луны, не говоря о притяжениях
планет.
Будем считать небесное тело однородным материальным шаром, состоящим из вложенных друг в друга однородных сферических слоев.
Итак, небесное тело притягивает так, будто бы его масса сосредоточена в его центре. Такое поле тяготения наз. центральным. Будем изучать
движение в центральном поле тяготения космического аппарата, получившего в начальный момент, когда он находился на расстоянии r от
небесного тела скорость v. Для дальнейшего воспользуемся законом сохранения мех. энергии, который справедлив для рассматриваемого случая,
так как поле тяготения является потенциальным, наличием же негравитационных сил мы пренебрегаем. Кинетическая энергия космического
аппарата равна (mV^2) /2, где m - масса аппарата, а v - его скорость. Потенциальная энергия в центральном поле тяготения выражается формулой
f*M*m П=¾¾¾¾¾, r где М - масса притягивающего небесного тела, а r - расстояние от него до космического
аппарата, потенциальная энергия, будучи отрицательной, увеличивается с удалением от Земли, обращаясь в нуль на бесконечности. Тогда закон
сохранения полной механической энергии запишется в следующем виде: Здесь в левой части равенства стоит сумма кинетической и потенциальной
энергий в начальный момент, а в правой - в любой другой момент. Сократив на m и преобразовав, мы напишем интеграл энергии - важную
формулу, выражающую скорость v космического аппарата на любом расстоянии r от центра притяжения: или где K=f*M - величина,
характеризующая поле тяготения конкретного небесного тела (гравитационный параметр) . Для Земли K=3,986005*10^5 км^3/c^2 для Солнца K=1,
32712438*10^11 км^3/c^2.
Траектории в центральном поле тяготения
Путь, описываемый космическим аппаратом в пространстве наз. траекторией.
1. Прямолинейные траектории.
Если начальная скорость равна нулю, то тело начинает падение к центу по прямой линии. Движение по прямой линии будет и в том случае,
если начальная скорость направлена точно к центру (по радиусу)
2. Эллиптические траектории.
Если начальная скорость направлена не радиально, то траектория уже не может быть прямолинейной, так как искривляется притяжением
Земли.
При этом она лежит целиком в плоскости, проведенной через начальное направление скорости и центр Земли. Если начальная скорость не
превышает некоторой величины, то траектория представляет собой эллипс, причем центр притяжения находится в одном из его фокусов. Если
эллиптическая орбита не пересекает поверхности притягивающего небесного тела, космический аппарат является его искусственным спутником.
Расстояние между вершинами эллипса называется большой осью. Половина большой оси принимается за среднее расстояние спутника от
небесного тела и обозначается буквой a. Скорость v и расстояние r спутника от центра притяжения в любой момент времени (в частности, в
начальный) связаны со средним расстоянием а зависимостью.
Отношение расстояния между фокусами к длине большой оси называется эксцентриситетом эллипса.
Чем больше начальная скорость, тем больше большая ось орбиты и тем больше.
Ближайшая и наиболее удаленная от центра притяжения точки эллипса называются соответственно перицентром и апоцентром, а прямая
линия, их соединяющая, линией апсид.
Для конкретных притягивающих центров эти точки носят специальные названия. Так, если притягивающим телом является Земля, то
перицентр и апоцентр наз. соответственно перигеем и апогеем ; если Солнце - перигелием и афелием ; если Луна- периселением и апоселением.
Скорость в перигее (vп) максимальна, а апогее (v а) минимальна, причем эти две скорости связаны соотношением vпrп=vаrа, где rп rа - расстояния
в перигее и апогее. Скорости в перигее и апогее перпендикулярны к направлениям на центр Земли. Для всех остальных точек эллипса верно
соотношение (7) или (7а) Здесь в левых частях стоят произведения расстояний r на трансверальные составляющие скорости vcosa, т.е. на проекции
скорости на перпендикуляр к радиальному направлению.
Если умножить левые и правые части равенства (6) , (7) или (7а) на массу m космического аппарата, то легко убедиться, что эти равенства
выражают закон сохранения момента количества движения (произведение количества движения mv на величину перпендикуляра, опущенного из
точки на линию, указывающую направление скорости) . Рассмотрим важные случаи, когда начальные скорости трансверсальны.
При этом, очевидно, начальная т-ка N0 должна быть перигеем или апогеем. Первое будет в том случае, когда начальная скорость достаточно
велика, чтобы спутник начал удаляться на пути к апогею (1 орбита) . Второе будет в том случае, когда скорость меньше той же величины (орбита
2) , при этом возможно падение на Землю (если периней окажется под земной поверхностью или ниже плотных слоев атмосферы) . “Пограничным”
является случай, когда начальная скорость такова, что спутник не поднимается и не опускается, т.е. описывает круговую орбиту 3 с постоянной
круговой скоростью. Радиус круговой орбиты r равен большой полуоси а. Из формулы (4) Из последней формулы, зная K для Земли, легко найти
круговую скорость для любого расстояния r от её центра или для любой высоты h над земной поверхностью (h=r-r°, где r°=6371 км - средний
радиус Земли) В частности у поверхности Земли круговая скорость равна 7,910км/c - первой косической скорости.
Если записать формулу (4) для начального момента, а именно: (9) то нетрудно заметить, что с увеличением начальной скорости v0 большая
полуось увеличивается. Из формулы видно, что по мере того, как v0^2 приближается к постоянной величине 2K/r0, большая полуось а стремится к
бесконечности.
3. Параболические траектории.
Эллиптическая орбита, у которой “апогей находится в бесконечности” , не является уже эллипсом. Двигаясь по такой траектории,
космический аппарат бесконечно далеко уходит от центра притяжения, описывая разомкнутую линию параболу. По мере удаления аппарата его
скорость приближается к нулю. Приняв в формуле (3) скорость в бесконечности равной нулю (r=en;, v=0) , мы найдем такую величину начальной
скорости v0, которая обеспечивает возможность рассматриваемого движения.
Вычисленная по формуле (10) величина называется параболической скоростью. Получив такую скорость, космический аппарат движется по
параболе и уже не возвращается к центру тяготения. Когда скорость (10) сообщается в вертикальном направлении, траекторией является прямая
линия, но и в этом случае скорость называют параболической. Между скоростью освобождения и круговой скоростью в любой точке существует
простая зависимость (11) Значение скорости освобождения у поверхности Земли носит название второй космической скорости и составляет 11,186
км/c. На высоте h=200 км скорость освобождения сост. 11,015 км/c.
4. Гиперболические траектории.
Если космический аппарат получит скорость v0, превышающую параболическую, то он также “достигнет бесконечности” , но при этом будет
двигаться уже по линии иного рода гиперболе. При этом скорость аппарата в бесконечности (ven;) уже не будет равна нулю. Физически это
означает, что по мере удаления аппарата его скорость будет непрерывно падать, но не сможет стать меньше величины ven;, которую можно найти,
приняв в формуле (12) r=en;. Получим Величину ven; называют по-разному: остаточная скорость, гиперболический избыток скорости и т.д.
Гиперболическая траектория вдали от центра притяжения становится почти неотличимой от двух прямых линий, называемых асимптотами
гиперболы. На большом расстоянии от центра притяжения гиперболическую траекторию приближенно можно считать прямолинейной. Для
гиперболических и параболических орбит справедливы как и для эллиптических орбит, формулы (7) и (7а) .
В заключение заметим, что пассивное движение в центральном поле тяготения часто называют кеплеровским движением, а эллиптические,
параболические и гиперболические траектории объединяются общим названием кеплеровских орбит. Всегда важно помнить, что любая кеплерова
орбита расположена в плоскости, проходящей через центр притяжения. Положение этой плоскости в пространстве не изменяется.
Проблемы проектирования и создания систем электроснабжения для крупных космических станций
СОДЕРЖАНИЕ
Введение
1. Проблемы выбора источников электрической энергии
2. Проблемы проектирования линий электропередач
3. Проблемы проектирования преобразователей и распределителей электрической энергии
Список литературы
Введение
Перспектива создания в будущем крупной космической станции во многом зависит от ее системы электроснабжения, которая существенно влияет на общую массу станции, надежность, управление и стоимость. Большие размеры,
множество потребителей, обеспечение возможности дальнейшего совершенствования космической станции выдвигают требования, существенно отличающиеся от тех, которые предъявлялись к другим космическим системам энергоснабжения.
Несмотря на то, что такая система может иметь большие размеры, она должна быть способна хорошо адаптироваться к постоянно меняющимся нагрузкам; что делает ее более похожей на автономную наземную энергетическую установку, чем на
типичную систему электроснабжения космического аппарата, имеющую определенный, неменяющийся состав потребителей.
Проблемам проектирования и создания систем электроснабжения для крупных космических станций посвящено немало научных статей, в которых рассматриваются источники электрической энергии, линии электропередач,
преобразователи и распределители электороэнергии.
1. Проблемы выбора источников электрической энергии.
В основном, в качестве возможных источников электрической энергии рассматривают следующие [1]: фотоэлектронные с электрохимическим накоплением энергии; источники построенные на динамическом преобразовании солнечной
энергии с термическим накоплением энергии; атомные энергетические установки [2].
Для фотоэлектронного преобразования солнечной энергии используются большие (8x8 см) кремниевые элементы, которые устанавливаются на гибкие развертываемые панели.
Для накопления энергии применяют топливные элементы, никель- кадмиевые и никель-водородные батареи.
Топливные элементы накапливают избыточную электрическую энергию, получаемую от солнечных батарей, посредством генерации кислорода и водорода в процессе электролиза воды. Электроэнергия затем может быть получена из
тепловой, которая выделяется при соединении накопленного кислорода и водорода. Такой метод накопления электрической энергии значительно гибок и топливные элементы значительно легче батарей, но имеет низкую эффективность и
надежность.
Никель-кадмиевые батареи изготавливаются на основе хорошо отработанной технологии. Они уже давно успешно используются в космических аппаратах, хотя низкая глубина разряда приводит к значительному увеличению их массы.
Никель-водородные батарей были выбраны для космических платформ, так как они более надежны, чем топливные элементы, и при этом на 50 % легче, чем никель-кадмиевые батареи. В настоящее время никель-водородные батареи
используются на геостационарных орбитах. Но что на низкой орбите, где будет располагаться космическая станция, они будут испытывать гораздо больше циклов заряда-разряда в год. Проведенные испытания показали, что время работы никель-
водородных батарей на низкой околоземной орбите составляет около пяти лет.
Несмотря на то, что фотоэлектронные источники широко используются в космосе, солнечные динамические энергоустановки оказались более эффективными и менее дорогими. Принцип работы солнечных динамических установок
заключается в следующем: солнечные лучи фокусируются параболическим отражателем на приемнике, который нагревает рабочее тело, приводящее в действие двигатель или турбину.
Затем механическая энергия преобразуется генератором в электрическую. Для накопления термической энергии используется соль, которая расплавливается в приемнике.
Во время затемнения соль остывает и отдает тепло для расширения рабочего тела. Отражатель состоит из изогнутых треуголных пластин, с зеркальной поверхностью, установленных на гексогональных конструкциях соединенных 14-ти
футовыми штангами с космической платформой.
Эффективность солнечной динамической энергоустановки составляет 20-30 %; для сравнения, эффективность кремниевых фотоэлементов составляет 14 %.
Эффективность термического накопителя более 90 %, аккоммуляторных батарей - 70-80 %, топливных элементов - 55 %. Более высокая эффективность позволяет уменьшить площадь собирателя солнечной энергии, что облегчает решение
проблем динамики станции. Меньшее лобовое сопротивление особенно важно при размещении станции на низкой высоте - при том же расходе топлива и на той же орбите увеличивается время жизни станции.
Несмотря на то, что в настоящее время солнечные динамические энергоустановки еще не используются в космосе, уже существует мощная технологическая база, разработанная для применения в наземных и аэровоздушных условиях. В
качестве рабочего тела применяют толиен (органический цикл Ранкина с температурой подачи в турбину 750F) или гелий-ксенон (цикл Брайтона с температурой подачи в турбину 1300F) . Установки с органическим циклом Ранкина мощностью
от нескольких киловатт до нескольких сотен киловатт используются в наземных условиях. Установки с циклом Брайтона используются для электроснабжения систем управления газовых турбин; многие из них имеют тысячи часов наработки.
В программе НАСА 1960 г. была испытана установка с рабочим циклом Брайтона, которая тестировалась 50,000 часов. Эта же установка затем была успешно испытана в вакуумной камере.
2. Проблемы проектирования линий электропередач.
Применение атомных энергетических установок связано со многими проблемами. Однако, уже существует проект ядерной космической электростанции SP - 100, которая разрабатывается для обеспечения энергией пилотируемой
космической платформы LEO [2]. Для уменьшения воздействия на астронавтов радиации, SP - 100 устанавливается на расстояние 1 - 5 км от платформы. Преимущество этого метода заключается в том, что значительно уменьшается масса защитной
оболочки реактора, а следовательно и общая масса системы. Однако, при этом возникает проблема передачи энергии от источника до платформы на расстояние от 1 до 5 км.
После термоэлектрического преобразования SP - 100 генерирует напряжение 200 В постоянного тока. Это достаточно высокое напряжение, чем необходимое для большинства потребителей космической платформы, но недостаточно
высокое для допустимой массы соединительного кабеля. Для уменьшения необходимой массы соединительного кабеля необходимо высоковольтное преобразование. В некоторых работах показано, что возможно соединить SP - 100 с космической
платформой с помощью кабелей с коаксиальной оболочкой, которая служит для полной изоляции проводника от космической плазмы.
Эта оболочка необходима, так как поведение космической плазмы сильно зависит от напряженности электрического поля вблизи проводника. Эксперимент SPEAR показал что возможно оставить высоковольтный кабель незащищенным, и
это не приведет к разрыву проводника, но напряженность электрического поля не должна превышать 400 В/см.
Напряженность электрического поля вблизи кабеля, связывающего SP - 100 с космической платформой, будет составлять 20 - 100 кВ/см.
Однако, при этом появляются новые проблемы: коаксиальная оболочка имеет большую площадь поверхности, и, следовательно, будет подвергаться воздействию метеоритов.
Кроме того вблизи ядерного реактора уровень радиации высок.
Это вызывает возникновение в кабеле вихревых токов, что приводит к нагреву кабеля и уменьшению проводимости.
В процессе проектирования была разработана конструкция, позволяющая компактно разместить в одной защитной оболочке(метеоритный бампер) несколько коаксиальных высоковольтных кабелей. Для увеличения защищенности кабеля и
уменьшения его массы, применяется газовое охлаждение. При применении газового охлаждения в одном метеоритном бампере располагается четыре коаксиальных кабеля, и этот бампер имеет диаметр в четыре раза меньший чем, бампер с двумя
коаксиальными кабелями и с полимерной изоляцией.
3. Проблемы проектирования преобразователей и распределителей электрической энергии.
Система электроснабжения и подсистемы распределения космической станции, как указывалось ранее, должны быть удобными в эксплуатации, хорошо приспосабливаться к изменению типа и величины нагрузки, и иметь возможность
дальнейшего расширения. Высокая потребляемая мощность станции - 75 кВт с возможным увеличением до 300 кВт - требует более высокого распределительного напряжения, чем 28В, которое обычно используется в космических аппаратах.
Точные расчет системы показал, что распределительное напряжение должно быть 440 В. При выборе частоты тока были рассмотрены в качестве возможных частот - 20 кГц, 400 Гц, и постоянный ток.
Постоянный ток имеет преимущества в подключении к определенным потребителям, но напряжение переменного тока можно легко изменить.
В самолетах обычно применяется переменный ток частотой 400 Гц. Но в космических условиях возникает ряд проблем - акустические шумы, электромагнитная интерференция и другие.
Высоковольтные 20 кГц волновые системы пока еще не применялись в космической и аэровоздушной технике, но их применение очень перспективно. При применении высокой частоты, компоненты систем электроснабжения становятся
меньше в размерах, легче, более эффективными, особенно, когда применяется резонансное преобразование переменного тока в постоянный, постоянного в переменный, постоянного в постоянный, или переменного в переменный.
Высоковольтным 20 кГц системам электроснабжения посвящен ряд работ [3,4,5], в которых рассматриваются различные проблемы проектирования таких систем - конфигурация системы, преобразователи, влияние электромагнитной
интерференции, минимизация гармонических искажений в преобразователях.
Важной проблемой проектирования высокочастотных систем электроснабжения является минимизация количества преобразования электроэнергии при передаче ее от источника к потребителю. Каждое преобразование энергии
увеличивает сложность системы, ее массу, искажает форму волны, увеличивает потери энергии. Наиболее оптимальный вариант, когда используется только два преобразования постоянного тока в переменный, для передачи энергии от источника к
потребителю, и переменного тока в постоянный, для определенных потребителей. Для второго преобразования большое значение имеет стандартизация напряжений потребителей.
Список литературы
1. Ronald L. Thomas, Power is the keystone, Aerospace America, Sept., 1986.
2. David J. Bents, Power transmission studies for thedered SP-100, Lewis Research Center, Cleveland, Ohio 44135.
3. Irving G. Hansen, Gale R. Sandberg, Space station 20-kHz power management and distribution system. Lewis Research Center, Cleveland, Ohio 44135.
4. Louis F. Lollar, Roberts E. Kapustka, Minimizing the total distortion for a 3 kW, 20 kHz AC to DC converter using spice, NASA/Marshal Spase Flight Center, Huntaville, Alabama.
5. Irving G. Hansen, Frederick J. Wolff, 20kHz space station power system, Lewis Research Center, Cleveland, Ohio 44135.
Спуск и посадка космических аппаратов на планеты без атмосферы
Изучение Солнечной системы с помощью космических аппаратов вносит большой вклад в развитие естественных наук.
Большое внимание к Солнцу определяется вечно живущим в человеке желанием понять, как устроен мир, в котором он живет. Но если раньше человек мог только
наблюдать движение небесных тел и изучать на расстоянии некоторые (зачастую малопонятные) их свойства, то сейчас научно-техническая революция дала возможность
достичь ряда небесных тел Солнечной Системы и провести наблюдения и даже активные эксперименты с близкого расстояния в их атмосферах и на поверхностях. Эта
возможность детального изучения "на месте" изменяет саму методологию изучения небесных тел, которая уже сейчас широко использует арсенал средств и подходов,
применяемых в комплексе наук о Земле. На стыке планетной астрофизики и геологии идет формирование новой ветви научного знания - сравнительной планетологии.
Параллельно на базе законов электродинамики, атомной физики и физики плазмы идет формирование другого подхода к изучению Солнечной системы - космической физики.
Все это требует развития методов и средств космических исследований, т.е. разработки, проектирования, изготовления и запуска космических аппаратов.
Главное требование, предъявляемое к КА, - это его надежность. Основными задачами спускаемых и посадочных (ПА) аппаратов являются торможение и сближение с
поверхностью планеты, посадка, работа на поверхности, иногда взлет с поверхности для доставки возвращаемого аппарата на землю. Для обеспечения надежного решения всех
этих задач при проектировании СА и ПА необходимо учитывать условия в окрестностях и на поверхности изучаемого тела: ускорение свободного падения, наличие или
отсутствие атмосферы, а также ее свойства, характеристики рельефа и материала поверхности и т.д.
Все эти параметры предъявляют определенные требования к конструкции спускаемого аппарата.
Спуск является очень важным этапом космического полета, так как только успешное его выполнение позволит решить поставленные задачи. При разработке СА и ПА
принимаются две принципиально различные схемы спуска: с использованием аэродинамического торможения (для планет, имеющих атмосферу) ; с использованием
тормозного ракетного двигателя (для планет и других небесных тел, не имеющих атмосферы) .
Участок прохождения плотных слоев атмосферы является решающим, так как именно здесь СА испытывают наиболее интенсивные воздействия, определяющие
основные технические решения и основные требования к выбору всей схемы полета.
Отметим наиболее трудоемкие и сложные задачи, решаемые при проектировании СА: исследование проблем баллистического и планирующего спусков в атмосфере;
исследование динамики и устойчивости движения при раз личных режимах полета с учетом нелинейности аэродинамических характеристик ; разработка систем торможения с
учетом задач научных измерений в определенных слоях атмосферы, особенностей компоновки спускаемого аппарата, его параметров движения и траектории.
Что касается спуска на планеты, лишенные атмосферы (классическим примером здесь является Луна) , то в этом случае единственной возможностью является
использование тормозного двигателя, чаще всего жидкостного (ЖРД) . Эта особенность порождает дополнительные (кроме чисто баллистических) проблемы, связанные с
управлением и стабилизацией СА на так называемых активных участках работы ракетного двигателя.
Рассмотрим более подробно некоторые из этих проблем.
Корни проблемы устойчивости СА на активном участке лежат в существовании обратной связи между колебаниями топлива в баках, корпуса СА и колебаниями
исполнительных органов системы стабилизации.
Колебания свободной поверхности топлива, воздействуя на корпус СА, вызывают его поворот относительно центра масс, что воспринимается чувствительным
элементом системы стабилизации, который, в свою очередь, вырабатывает командный сигнал для исполнительных органов.
Задача заключается в том, чтобы колебания замкнутой системы объект - система стабилизации сделать устойчивыми (если нельзя их исключить вовсе) . Заметим, что
острота этой проблемы зависит от совершенства компоновочной схемы СА, а также от структуры и параметров автомата стабилизации (АС) .
Желательно, конечно, этот комплекс вопросов решить уже на стадии эскизного проектирования СА. Трудность здесь, однако, в том, что на этом этапе практически нет
информации о системе стабилизации объекта, в лучшем случае известна структура автомата стабилизации. Поэтому проводить анализ устойчивости СА на данном этапе
невозможно.
В то же время ясно, что полностью сформированный конструктивный облик СА целиком (или, во всяком случае, в значительной мере) определяет его динамику
реакцию на возмущение в процессе посадки. Следовательно, задача теоретического анализа заключается в выборе математического аппарата, способного выявить эту
зависимость на языке, понятном разработчику. Такой аппарат существует, и он опирается на известные термины "управляемость", "наблюдаемость", "стабилизируемость",
характеризующие именно свойства СА как объекта управления в процессе регулирования.
Этот аппарат дает возможность детально изучить зависимость "качества" конструктивно-компоновочной схемы СА от его проектных параметров и в конечном счете
дать необходимые рекомендации по доработке компоновки объекта либо обосновать направление дальнейших доработок.
Обычно для стабилизации СА кроме изменения компоновки объекта используют также демпферы колебаний топлива, наст ройку системы стабилизации и изменение ее
структуры.
Итак, применительно к рассматриваемой задаче на этапе эскизного проектирования инженеру приходится решать целый комплекс задач по качественному анализу
проблемы устойчивости в условиях относительной неопределенности в отношении целого ряда параметров. Поскольку рекомендации разработчика должны быть вполне
определенными, то единственный выход работать с математической моделью СА в режиме диалога "инженер - ЭВМ".
Рассмотрим другой круг задач проектирования - моделирование процессов ударного взаимодействия посадочного аппарата с поверхностью планеты.
Многие достижения отечественной и зарубежной космонавтики были связаны с применением посадочных аппаратов (ПА) для непосредственного, контактного,
исследования Луны и планет Солнечной системы. Использование ПА потребовало разработки новых теоретических и экспериментальных методов исследований, так как этап
посадки, характеризуемый значительными (по сравнению с другими этапами) действующими нагрузками, аппаратурными перегрузками и возможностью опрокидывания
аппарата, является критическим для всей экспедиции.
Такие характеристики процесса посадки объясняются большой энергией, накопленной ПА к моменту посадки, и совокупностью многих неблагоприятных случайных
действующих факторов: рельефом и физико-механическими характеристиками места по садки, начальными характеристиками и ориентацией СА, упру гостью его конструкции
и др.
Очевидно, что в таких условиях полная оценка надежности всего этапа посадки возможна лишь при глубоком и всестороннем аналитическом исследовании
характеристик ПА, зависящем от наличия математических моделей процесса и расчетных (или расчетно-экспериментальных) методов организации расчетов.
С точки зрения численного решения задача посадки, при учете всех сторон процесса, характеризуется большим потребным машинным временем расчета для одной
посадочной ситуации (до 10 с при быстродействии ЭВМ примерно 10 операций в 1 с) , большим количеством возможных посадочных ситуаций, ограничениями на шаг
интегрирования уравнений движения СА (резкое изменение величин действующих усилий может вызват вычислительную неустойчивость алгоритма) . При параметрическом
исследовании характеристик СА, в ряде случаев проводимом автоматизированно, возможно появление так называемых "окон неустойчивости", где расчет динамики аппарата
нецелесообразен и где используется диалоговый режим работы ЭВМ для исключения из рассмотрения ряда посадочных ситуаций.
При многих инженерных расчетах, ставящих целью выбор оптимального ПА, а также при качественной оценке его характеристик, наиболее разумно использовать
упрощенные математические модели процесса (например, модель посадки на ровную абсолютно жесткую площадку) . Потребное машинное время при этом невелико (до
десятка минут) и может быть еще уменьшено за счет применения оптимальных методов и шагов интегрирования уравнений движения ПА.
При проектировании ПА многократно возникает необходимость оценки влияния незначительных конструктивных изменений на характеристики процесса или
оперативной обработки результатов испытаний в найденных заранее расчетных случаях (критических ситуациях) посадки.
При проведении таких расчетных работ, доля которых в общем объеме велика, наиболее выгодно использовать ПЭВМ, обладающие такими (по сравнению с ЭВМ)
преимуществами, как доступность и оперативность. Применение ЭВМ в таких случаях нерентабельно, так как в силу их большого быстродействия, значительная часть
дорогостоящего машинного времени расхо дуется уже не на расчет, а на подготовительные операции при вводе-выводе информации или изменении начальных условий
процесса. Применение ПЭВМ выгодно также при отладке сложных программ контактной динамики, предназначенных для серийных расчетов на больших ЭВМ. Время отладки
таких программ, в силу их объема и структуры, зачастую превышает время их на писания, а оперативная и постоянная отладка программ на ЭВМ в диалоговом режиме работы
нежелательна из-за большого времени их компиляции и неэкономичного режима работы ЭВМ.
Так как в настоящее время не происходит значительного усложнения структуры моделей процесса посадки, то одновременное увеличение быстродействия ПЭВМ
вызывает широкое внедрение последних в расчетную инженерную практику.
ТИПИЧНЫЕ СХЕМЫ СПУСКА.
Посадка космических аппаратов на поверхность безатмосферной планеты (например, Луны) обычно производится по схеме полета, предусматривающей
предварительный перевод КА на планетоцентрическую орбиту ожидания (окололунную орбиту) .
Перспективность и преимущество такой схемы посадки определяются следующими обстоятельствами: свобода в выборе места посадки; возможность проверки системы
управления непосредственно перед спуском; возможность уменьшения массы СА, так как часть массы можно оставить на орбите ожидания (напри мер, топливо или прочный
термозащитный отсек для посадки на Землю при возвращении) .
После проведения на промежуточной орбите необходимых операций подготовки к спуску включается тормозной двигатель, и спускаемый аппарат переводится с
орбиты ожидания на переходную орбиту - эллипс траектории спуска с перицентром вблизи предполагаемого места посадки. В определенной точке переходной орбиты вновь
включается двигатель и начинается участок основного торможения, на котором решается задача эффективного гашения горизонтальной составляющей вектора скорости СА.
Управление на этом участке производится по программе, обеспечивающей заданные значения координат в конце участка при минимальном расходе топлива;
информация при этом поступает с инерциальных датчиков.
Заданные конечные значения координат определяют вид номинальной траектории спуска на последующем участке конечного спуска ("прецизионном" участке) ; спуск
может осуществляться по вертикальной или наклонной траектории.
На участке конечного спуска, измерение фазовых координат объекта производится радиолокационным дальномером и измерителем скорости (доплеровским локатором)
.
К началу этого участка могут накопиться значительные отклонения (от программных значений) координат, характеризующих процесс спуска. Причиной этого являются
случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погрешность отработки тормозного импульса, недостоверность сведений о гравитационном поле
планеты, закладываемых в расчет траектории спуска.
Кроме того, полет на всех участках подвержен действию случайных возмущений - неопределенности величины массы СА, отклонения от номинала тяги тормозного
двигателя и т.д. Все это в сочетании с неточностью априорного знания рельефа поверхности в районе посадки, делает необходимым терминальное управление мягкой
посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости снижения. Система управления мягкой посадкой должна обеспечить
заданную точность посадки при минимальных затратах топлива.
На завершающем участке спуска - "верньер ном" участке (В, О) происходит обычно вертикальный полет СА с глубоким дросселированием тяги тормозного двигателя.
Верньерный участок вводится для того, чтобы повысить конечную точность посадки, так как влияние погрешностей определения параметров траектории на точность
посадки СА снижается при уменьшении величины отрицательного ускорения. Кроме того, если тяга непосредственно перед посадкой мала, то уменьшается возможность
выброса породы под действием газовой струи и уменьшается опрокидывающее воздействие на СА отраженной от поверхности планеты реактивной струи.
ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ СА.
Таким образом, основное назначение системы управления полетом СА - компенсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом неточности
выведения СА на орби ту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие группы:
1. управление на участке предварительного торможения;
2. управление на пассивном участке;
3. управление на участке основного торможения;
4. управление на "верньерном" участке; Более удобна классификация задач по функциональному назначению.
Основной навигационной задачей является измерение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических параметров движения (координат и
скорости) , характеризующих возмущенную траекторию (орбиту) движения СА.
В задачу наведения входит определение потребных управляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространства с заданной
скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинематических параметров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных
ограничений и характеристик объекта управления.
Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной
поверхности вдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе
скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V.
Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в частности,
высоты СА над поверхностью Луны) , и формируются на их основе управляющие сигналы U, U, U, обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O - связанная
система координат СА) . При этом U, U задают ориентацию продольной оси СА (и, следовательно, тяги двигателя) и используются как уставки для работы системы
стабилизации, а управляющий сигнал U задает текущее значение тяги тормозного двигателя.
В результате обработки сигналов U, U, U, тормозным двигателем и системой стабилизации полет СА корректируется таким образом, чтобы обеспечить выполнение
заданных терминальных условий мягкой посадки. Конечная точность посадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент
контакта с поверхностью планеты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опрокидыванию аппарата.
Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим образом:
1. совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой
в пространстве известно (задача ориентации) ;
2. устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений осей космического аппарата от соответствующих осей базовой системы отсчета (задача
стабилизации) .
Заметим, что весь полет СА разбивается, по существу, на два участка: активный (при работе маршевого двигателя) ; пассивный (при действии на СА только сил
гравитационного характера) .
Решения перечисленных задач (навигации и наведения, ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках имеют свою специфику.
Например, процесс управления полетом на пассивных участках характеризуется, как правило, относительной медленностью и большой дискретностью приложения
управляющих воздействий.
Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, начиная с момента включения тормозного
двигателя, на борту решается навигационная задача: определяются текущие координаты СА и прогнозируются кинематические параметры движения на момент выключения
двигателя.
Так же непрерывно вычисляются и реализуются необходимые управляющие воздействия (момент силы) в продольной и поперечной плоскости наведения. Процесс
управления на этом этапе характеризуется большой динамичностью и, как правило, непрерывностью. В некоторых случаях задача наведения может решаться дискретно,
причем интервал квантования по времени определяется требованиями к динамике и точности наведения.
Для решения перечисленных задач система управления по летом СА последовательно (или параллельно) работает в режимах ориентации, стабилизации, навигации и
наведения.
Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппаратурного комплекса системы управления,
обычно называют системами навигации, наведения, ориентации и стабилизации.
Наиболее часто на практике системы, управляющие движе нием центра масс космического корабля, называют системами навигации и наведения, а системы,
управляющие движением космического корабля относительно центра масс, - системами ориентации и стабилизации.
КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА И УСТОЙЧИВОСТЬ СА.
Устойчивость - важнейшее свойство, которым должен обладать СА во время всех эволюций при посадке на планету.
Проблема обеспечения устойчивости, как известно, общая проблема для всех движущихся объектов, в каждом конкретном случае решаемая, однако, по-разному. И в
данном случае, применительно к СА, она также имеет свою специфику.
Дело в том, что жидкое топливо, питающее ракетный двигатель во время его работы, колеблется (в силу наличия случайных возмущений) . Воздействуя на корпус СА,
эти колебания порождают колебания СА в целом.
Чувствительные элементы(гироскопы) реагируют на колебания корпуса и включают, в свою очередь соответствующие исполнительные органы (рули) , тем самым
формируя замкнутую колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации (СА - АС) .
При определенных условиях, в значительной степени за висящих от " совершенства" компоновки СА, могут возникнуть нарастающие колебания корпуса СА,
приводящие в конечном счете к его разрушению.
Характерным здесь является то, что корни неустойчивости лежат именно в особенностях компоновочной схемы СА, что влечет за собой необходимость самого
тщательного исследования этих особенностей.
Использование жидкостного ракетного двигателя для обеспечения мягкой посадки СА порождает, как видно, ряд проблем, связанных с обеспечением его устойчивости.
Займемся одной из них, а именно - исследованием роли конструктивных параметров компоновочной схемы СА в формировании динамических свойств СА как
управляемой системы.
Управление СА относительно центра масс в плоскостях тангажа и рыскания осуществляется специальным автоматом стабилизации путем создания управляющих
моментов при целенаправленном включении управляющих двигателей. Возможны и другие схемы управления, например, путем перераспределения тяг управляющих
двигателей или отклонения маршевого двигателя (газового руля) .
Что касается топливных баков, то они обычно выполняются в виде тонкостенных оболочек различной геометрической конфигурации (обычно осесимметричной) и
размещены внутри СА.
Какими параметрами желательно характеризовать ту или иную компоновочную схему с тем, чтобы формализовать дальнейший анализ? С точки зрения динамики
представляют интерес те, которые в первую очередь характеризуют: форму и расположение топливных баков; положение центра масс СА; положение и тип управляющих
органов; соотношение плотностей компонентов топлива; "удлинение" (т.е. отношение высоты к диаметру) СА.
Будем предполагать, что траектория посадки СА выбрана (и является оптимальной в том или ином смысле) . Есть также (или формируется в процессе полета) программа
работы маршевого двигателя. Все это однозначно определяет упомянутые выше параметры компоновочной схемы СА в каждый момент времени активного участка.
Этих предположений достаточно для формализации обсуждаемой проблемы - исследования влияния особенностей компоновки СА на его устойчивость.
Однако задача стабилизации СА при посадке на планеты, лишенные атмосферы, включающая в себя анализ динамики объекта, исследование причины неустойчивости
и методов ее устранения, не допускает полной формализации и требует привлечения диалоговой технологии исследования.
Для построения такой технологии необходимо начать с анализа основных факторов, определяющих в конечном счете структуру диалога "человек ЭВМ", а именно:
особенностей СА как механической системы; особенностей его математичек моделей; своеобразия методов исследования этих моделей.
Спускаемый аппарат как механическая система представляет собой тонкостенную (частично ферменную) конструкцию, снабженную тормозным устройством
жидкостным ракетным двигателем - и необходимой системой стабилизации.
Важной особенностью компоновочной схемы СА является наличие в конструкции топливных отсеков (с горючим и окислителем) различной геометрической
конфигурации.
Стабилизация СА относительно центра масс осуществляется специальным автоматом стабилизации путем создания управляющих моментов за счет отклонения
управляющих двигателей, маршевого двигателя или газовых рулей.
В процессе движения СА жидкость в отсеках колеблется, корпус аппарата испытывает упругие деформации, все это порождает колебания объекта в целом.
Чувствительные элементы (гироскопы) и исполнительные элементы (рули) замыкают колебательную систему спускаемый аппарат - автомат стабилизации и рождают
весь комплекс вопросов, связанный с обеспечением устойчивости системы в целом.
Движение СА мы представляем себе как "возмущенное" движение, наложенное на программную траекторию. Термин "устойчивость" относится именно к этому
возмущенному движению.
Уместно заметить, что выбор модели представляет собой хороший пример неформализуемой процедуры: без участия разработчика он в принципе невозможен.
Какими соображениями руководствуется инженер при выборе моделей?
Прежде всего ясно, что не имеет смысла перегружать расчетную модель различными подробностями, делая ее неоправданно сложной. Поэтому представляются
разумными следующие соображения.
Для анализа запасов статистической устойчивости объекта можно ограничиться моделью твердого жесткого тела.
При выборе же характеристик устройств, ограничивающих подвижность жидкости в отсеках, необходимо уже учитывать волновые движения на свободной поверхности
жидкости как источник возмущающих моментов.
Выбор рационального размещения датчиков системы стабилизации объекта приходится делать с учетом упругости.
Некоторые методы, используемые при анализе процессов стабилизации, связаны с анализом динамических свойств объекта в некоторый фиксированный момент
времени. Для получения интегральных характеристик объекта в течение небольшого интервала времени или на всем исследуемом участке используются геометрические
методы, связанные с построением в пространстве областей устойчивости, стабилизируемости специальным образом выбранных параметров (как безразмерных, так и
размерных) . Эти методы также позволяют дать ответ на вопрос, насколько велик запас устойчивости или стабилизируемости, и помогают выяснить причины возникновения
неустойчивости.
Существует еще группа методов обеспечения устойчивости СА, включающая в себя:
1) рациональный выбор структуры и параметров автомата стабилизации ;
2) демпфирование колебаний жидкости в отсеках с помощью установки специальных устройств;
3) рациональный выбор компоновочной схемы объекта (перекомпоновка) , с одновременной настройкой параметров АС или с принципиальным изменением его
структуры.
Обратимся теперь собственно к термину "технология решения" проблемы. Под этим термином мы будем понимать набор комплексов отдельных подзадач, на которые
разбивается обсуждаемая задача, математических методов и соответствующих технических средств для их реализации, процедур, регламентирующих порядок использования
этих средств и обеспечивающих решение задачи в целом.
Конечной целью проектных разработок по динамике СА является обеспечение его устойчивости на участке посадки.
Этой задаче подчинены все другие, в том числе и задача анализа структурных свойств СА как объекта регулирования (по управляемости, наблюдаемости,
стабилизируемости) .
Так как устойчивость - это то, что в конечном счете интересует разработчиков (и заказчиков) , то с этой задачи (в плане предварительной оценки) приходится начинать
в процессе исследования, ею же приходится и завершать все разработки при окончательной доводке параметров системы стабилизации. При этом меняется лишь глубина
проработки этого вопроса: на первом этапе используются сравнительно грубые модели как объекта регулирования, так и регулятора. На конечном этапе, после того как
проведен комплекс исследований, проводится детальный анализ устойчивости и качества процессов регулирования объекта.
Итак, следует руководствоваться следующим принципом: занимаясь анализом динамики объекта, начав с оценки устойчивости, время от времени надо возвращаться к
ней, проверяя все идеи и рекомендации, полученные в процессе анализа на замкнутой системе объект регулятор, используя (по обстановке) грубые или уточненные модели как
объекта, так и регулятора.
Этот принцип и лежит в основе комплекса процедур, регламентирующих порядок использования моделей СА, методов анализа этих моделей, обеспечивающих решение
задачи устойчивости СА в целом.
ЛИТЕРАТУРА
1. "Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов" под редакцией члена корреспондента АН СССР В. М. Ковтуненко. М.: Машиностроение, 1985.
2. Баженов В. И., Осин М. С. Посадка космических аппаратов на планеты. М.: Машиностроение, 1978.
Стратоплан для космолета
Во второй половине 50-х годов было принято говорить и писать о соревновании в космосе между Советским Союзом и США. Прошли годы, титула "космических держав" удостоились Китай, Франция, Индия, на околоземных орбитах побывали представители многих стран, пока еще не обладающих собственными ракетами или многоразовыми кораблями. Вместе с тем увеличивается и число членов международного " космического клуба". В частности, к вступлению в него уже подготовилась и Германия.
В 20-е годы мир переживал своего рода космический бум. Один за другим выходили романы о межпланетных путешествиях (вспомните хотя бы "Аэлиту" А. Толстого) ,
возникали общества исследователей других планет, в газетах появлялись сенсационные известия о таинственных световых сигналах, якобы присланных с Марса, о пришедших
ниоткуда радиосообщениях, никак не поддающихся расшифровке.
Во многих странах инженеры и изобретатели принялись экспериментировать с ракетными двигателями, работавшими на твердом и жидком топливе. В нашей стране
этим занимались Ф. Цандер и С. Королев, в США - Р. Годдард, в Германии - И. Венигер и Г. Оберт.
Однако вскоре ажиотаж вокруг космоса и реактивной техники сменился покрытыми мраком секретности работами над новыми видами вооружений, авиационных
моторов. Уже в 1938-1941 годах состоялись первые полеты опытных летательных аппаратов в Германии, Италии и СССР - с реактивными двигателями. В нашей стране были
созданы реактивные системы залпового огня для Красной Армии и реактивные снаряды для авиации.
В нацистское Германии в 1943 году под руководством В. фон Брауна создали одноступенчатую баллистическую ракету А-4 (она же "Фау-2") массой 12,9 тонн. Она
предназначалась для бомбардировки Лондона и других крупных промышленных центров с дистанции 260 км.
После войны некоторые образцы ракетного оружия, научные материалы, виднейшие специалисты, в том числе и фон Браун оказались за океаном, в США. Что же
касается ФРГ и ГДР, то там хоть и занимались исследованиями космоса, но ничего даже отдаленно напоминающего баллистические ракеты не было создано. И первые
немецкие космонавты на околоземные орбиты на советском "Союзе" и американском "Шаттле".
Лишь сравнительно недавно стало известно, что в ФРГ во всю идут исследования и практические работы над аэрокосмической системой многоразового применения.
Специалисты концерна "Мессершмитт - Бельков - Блом" в 1986 году остановились "на концепции, в основе которой были труды одного из пионеров космонавтики,
профессора Ойгена Зенгера (1905-1964) ". Видимо прежде чем рассказывать об этом проекте, который в некоторых чертах схож с американским кораблем многоразового
применения "Шаттл" и советским "Бураном", стоит вспомнить, кто такой Зенгер и почему он считается "отцом немецкой космонавтики".
Закончив курс в 1923-1929 годах в высших технических школах Граца и Вены, этот молодой австриец еще пять лет проработал ассистентом в последней, потом перешел
в Ракетный научно-исследовательский институт в Трауне. В годы второй мировой войны Зенгер работал над совершенствованием планеров которые, кстати, с 1939 года
весьма широко применялись немцами в десантных операциях.
Одновременно он, как и многие авиаконструкторы и двигателестроители в Германии и других воюющих странах, трудился над реактивными авиамоторами, которые
обещали военным самолетам невиданные скорости. Один из них, тягой в 2,4 тыс. л. с, был установлен на выделенном для экспериментов бомбардировщике До-217 фирмы
"Дорнье", но в серийное производство не пошел.
В 50-е годы Зенгер много и плодотворно работал в научно-исследовательских учреждениях ФРГ, специализирующихся на ракетной тематике. Его избирали
президентом Международной астронавтической федерации и Немецкого общества ракетной техники и межпланетных полетов в Штутгарте. Перу профессора принадлежат
капитальные труды по космонавтике, например, "Ракетная авиатехника", "К механике фотонного реактивного двигателя". Заслуги О. Зегнера были высоко оценены как
соотечественниками, дважды наградившими его медалью Г. Оберта, так и иностранными коллегами. В СССР он удостоен медали Ю. Гагарина. Именем Зенгера назван один из
кратеров на обратной стороне Луны.
Ну а теперь поговорим о его идеях, которыми воспользовались инженеры "Мессершмитт - Бельков - Блом". Начнем с того, что еще в 1931 году Зегнер, тогда еще
начинающий физик, спроектировал и построил в мастерских Венского университета реактивный двигатель с оригинальной сферической камерой сгорания диаметром 50 мм и
соплом длиной 254 мм. Весьма своеобразно была решена им проблема охлаждения - остуженное топливо сначала проходило через наружную рубашку камеры сгорания,
отнимая ее тепло, и только после этого попадало в камеру, где и смешивалось с газообразным или распыленным окислителем - кислородом. Двигатель неоднократно
испытывался на стенде причем он безотказно работал по 15 с, а однажды и полминуты, развивая солидную по тем временам тягу для опытного образца - 25 кгс.
... Вскоре после "аншлюса" - захвата Австрии нацистской Германией, в 1938 году, Зенгер вместе с теоретиком И. Бредтом приступил к созданию математической модели
перспективного, сверхдальнего и сверхскоростного стратегического бомбардировщика, завершив ее к 1942 году.
По их замыслу, гиперзвуковой реактивный самолет взлетной массой 100т., длиной 28м, с крылом размаха 15м должен был взлетать с обычного аэродрома с помощью
мощного ускорителя - реактивной тележки. После старта машина разгонялась до скорости 6 км/с, одновременно поднимаясь на высоту 160 км, чтобы затем перейти в
планирующий полет по пологой траектории, время от времени как бы ныряя в плотные слои атмосферы, чтобы, оттолкнувшись от них, взмыть в стратосферу. Уже пятый
"нырок" бомбовоз совершил бы в 12,3 тыс. км от своего аэродрома, девятый - в 15,8 тыс. км. В заданной точке экипаж должен был сбросить на цель 300 кг бомб, затем
опуститься до высоты 40 км и планировать к посадочной площадке, чтобы огромная машина коснулась бетонки на скорости 145 км/ч. При необходимости бомбовоз мог
проделать в верхних слоях атмосферы и беспересадочный полет вокруг земли.
Специалисты "Мессершмитт - Бельков - Блом" и создали концепцию многоразового орбитального аппарата, воспользовавшись рядом идей Зенгера: системой
охлаждения камеры сгорания силовой установки криогенным топливом, гиперзвуковым носителем орбитального космолета с планирующим возвращением того и другого на
обычный аэродром.
... Это будет, наверное, космическая "Одисея" по-немецки. На одном из крупных германских аэродромов обслуживающий персонал завершит тщательный предполетный
осмотр двухкилевого самолета "Зенгер", на первый взгляд напоминающего сверхзвуковой авиалайнер со стреловидным крылом, только без обычных иллюминаторов по
бортам. На "спине" у него примостится короткокрылый самолет-бесхвоска "Хорус" весом более 23 т.
Экипаж занимает места, включает мощные двигатели, "этажерка" выруливает на взлетную полосу, останавливается, пропуская только что приземлившийся рейсовый
авиалайнер. "Полный газ", машина отрывается от бетонки и начинает набирать высоту и скорость.
Первое время ее силовая установка работает подобно обычному турбореактивному двигателю. Но после того, как скорость "Зенгера" достигает 3,5 М, ее переведут на
режим более выгодного в таких условиях прямоточного воздушнореактивного. Наконец стратоплан разгонится до намеченной скорости и поднимется на 31-37км. Там согласно
программе полета произойдет расстыковка комплекса. "Зенгер" пойдет на снижение, чтобы совершить посадку на том же аэродроме.
А "Хорус" устремится ввысь, на околоземную орбиту. Там исследователи приступят к выполнению научных программ, запуску искусственных спутников, а то исполнят
роль космического такси, доставив на будущую орбитальную станцию, которую сейчас создают в странах Западной Европы, сменный экипаж или 3,3т приборов и
оборудования, забрав приготовленные астронавтами материалы.
Одновременно с "Хорусом" немецкие конструкторы проектируют аналогичный по устройству, но непилотируемый космоплан "Каргус". За счет экономии на местах для
пилотов и системах жизнеобеспечения масса полезной нагрузки будет достигать 7,5т.
Выполнив задание, космолет опустится в плотные слои атмосферы и подобно "Зенгеру" спланирует на посадку.
Орбитальный полет немецкого челнока состоится еще не скоро. Пока же специалисты заняты выполнением первого этапа научно-исследовательских работ.
Самую значительную сумму на него - 220 млн. марок - выделило Федеральное министерство научно-исследовательских и технологических разработок, еще 86 млн. -
Германский научно-исследовательский институт авиации и космонавтики, 30 млн. - Немецкая аэрокосмическая промышленность. Ряд заданий по проекту "Зенгер" выполняют
фирмы-подрядчики, различные научные и исследовательские учреждения и университеты, в частности Аахена, Брауншвейга, Мюнхена и Штутгарта.
Уже проводятся изыскания в области аэродинамики. В ближайшее время намечено создать базисные технологии и новые материалы, чтобы затем на их основе
спроектировать, изготовить и испытать прототипы силовых установок, навигационного оборудования и других систем, устройств и агрегатов. При этом немецкими
обозревателями не раз подчеркивалась, что перспективная техника и технологии найдут применение не только в аэрокосмическом проекте, но и в авиационной
промышленности, да и в других отраслях экономики. Иными словами, заранее предусмотрено то, что у нас поспешили бы окрестить конвесией аэрокосмического комплекса в
интересах народного хозяйства.
... Приоритетными разработками концепции "Зенгер" считаются двухступенчатая схема носителя и орбитального космопланаоба многоразового применения,
комбинационный двигатель первой ступени, работающий на сжиженном водороде и расчитанный на эксплуатацию в двух режимах, и ракетная установка второй ступени.
Работы над воздушно-реактивным прямоточником концерн "Мессершмитт - Бельков Блом" начал летом 1988 года, а в декабре уже провел стендовые испытания
прототипа. Его диаметр не превышает 350 мм, тогда как у "настоящего" достигнет полутора метров. Исследователи моделировали скорость 4,7 М, одновременно изыскивая
оптимальную форму камеры сгорания.
Кстати, у прототипа она охлаждалась пластмассовым кожухом, а в будущей силовой установке решено воспользоваться идеей Зенгера: перед тем как поступить в камеру
сгорания, охлажденное до 230°C горючее пройдет по сети трубопроводов, пронизывающих ее тонкостенную оболочку, чтобы температура внутри не превышала плюс 1700°С.
Как рассчитывают немецкие специалисты, непрерывно охлаждаемая силовая установка станет меньше изнашиваться от перегрева.
После первого было еще четыре десятка экспериментальных пусков прототипа, и все прошли вполне благополучно. Например 7 июля 1990 года его вывели на режим,
соответствующий реальному полету будущего "Зенгера" на высоте 20 тыс. м со скоростью, равной четырем звуковым, при этом тяга составила около тонны. Реактивные
двигатели космоплана также будут поглощать экологически чистый водород.
... После того как появятся прототипы других систем "Зенгера", изготовят гиперзвуковой экспериментально-технологический самолет "Хитекс".
По мнению немецких экспертов, аэродинамический комплекс "Зенгер" позволит ученым проводить работы в околоземном пространстве, изучая, осваивая, а потом, как
подчеркивали представители акционерного общества "Дойче Аэроспейс" на аэрокосмической выставке в сентябре 1990 года, "и эксплуатируя его".
"Система самолетного типа с горизонтальными стартом и посадкой, оснащенная воздушными водородными двигателями, представляет собой на сегодняшний день
наилучшее решение названной проблемы", - считают специалисты "Мессершмитт - Бельков - Блом" и "Дойче Аэроспейс".
Немецкие ученые и инженеры полны надежд, что будущий комплекс окажется выгоднее не только не только француской ракетной системы "Ариан", с помощью которой думают забрасывать на орбиту корабль многоразывого применения "Гермес", но и тех устройств, которые обеспечивают старты "Шатла" и "Бурана". Имеются в виду связки рактных ускорителей и сверхмощные ракетоносители. Видимо, не случайно англичане заинтерисовались советским транспортным самолетом Ан-226 "Мрия", чьи качества позволяют им удешевить доставку в околоземное пространство своих возвращаемых аппаратов "Хотол". По крайней мере, договоренность между специалистами Англии и СССР в этом отношении уже достигнута.