Документ взят из кэша поисковой машины. Адрес
оригинального документа
: http://www.astronaut.ru/bookcase/books/spaceage/text/11.htm
Дата изменения: Sun Jun 2 13:05:21 2013 Дата индексирования: Fri Feb 28 19:56:48 2014 Кодировка: Windows-1251 Поисковые слова: п п п п п п п п п п п п п п р п р п р п р п р п |
II. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
Полеты к планетам Солнечной системы
Эрике К. A. (Krafft A. Ehricke)
Введение | ![]() |
Полеты в Cолнечной системе в 2001 г. | ![]() |
Фиг.1. Перспективный солнечный зонд, предназначенный для очень близкого подхода к Солнцу.
Фиг.2. Автоматический зонд для исследования планеты Плутон.
Фиг.3. Станция связи с дальним космосом и радиотелескоп на Луне в 1985-1988 гг.
Фиг.4. Станция для исследования Солнца на северном полюсе Меркурия (1988 г.).
Фиг.5. Астробиологическая исследовательская база на Марсе (1992 г.).
Фиг.6. Создание научно-исследовательской станции на Титане для изучения Сатурна (1995 г.).
Фиг. 7. Лунный космический порт для обслуживания межпланетных полетов (1988 г.).
Фиг.8. Количество межпланетных летательных аппаратов, обслуживаемых ежегодно околоземными и лунными станциями (старт и посадка).
Общество 2000 г. | ![]() |
Начало полетов в Солнечной системе | ![]() |
Эволюция профилей гелионавтических полетов | ![]() |
Фиг. 9. Профили длительного синодического полета к Венере и Марсу. ηзахв- центральный угол, описываемый планетой-целью в период захвата.
Фиг.10. Профили экспресс-полетов к Венере и Марсу.
Фиг.11. Центральные линии коридоров перелетов при экспресс-полетах и синодических продолжительных полетах к Марсу и обратно.
Фиг.12. Благоприятные коридоры перелетов по моноэллиптическим траекториям между Землей и Венерой, Землей и Марсом.
Фиг.13. Маневр с торможением в перигелии и его влияние на скорость подлета к Земле.
Фиг.14. Уменьшение скорости входа в атмосферу Земли
vE при переходе от моноэллиптической траектории к маневру с торможением в перигелии.
Сравнение изменений скоростей торможения в перигелии
(Δvтп) и при подходе к Земле
(ΔvЕ).
Фиг.15. Профили полета с захватом корабля Венерой и Марсом
Однако был найден другой способ торможения, который состоял в использовании гравитационного поля планеты Венера. Этот способ изменения траектории полета лунных или межпланетных кораблей был предложен в 1954 г. [3]. В 1956 г. был описан полет с последовательным пролетом мимо двух планет - Марса и Венеры [6], а в 1963 г. было исследовано несколько вариантов полета с захватом корабля двумя планетами (захват каждой планетой) (фиг.15); рассматривались варианты захвата корабля Марсом и Венерой, или Венерой и Марсом, или Венерой и Меркурием [43]. Целесообразность таких полетов основывалась на том соображении, что если не существует благоприятного окна перелета между планетами Л и В, то оно может существовать для перелета между планетами М и С, а затем С и В. На фиг.16 показаны благоприятные коридоры перелетов в обоих направлениях между Венерой и Марсом [60]. Совмещая коридоры перелетов фиг.12 и 16, получим коридоры перелетов одновременно к двум планетам - Марсу и Венере (фиг.17). Анализ этих профилей полетов показывает, что иногда лучше осуществить полет сначала к Венере, а затем к Марсу, а иногда наоборот. Такие полеты с захватом корабля двумя планетами не всегда приводят к уменьшению скорости полета по сравнению со случаем захвата корабля одной планетой, но не вызывают ее увеличения , что позволяет исследовать последовательно две планеты вместо одной. Но в этом случае необходимо примириться с увеличением продолжительности полета на 100 - 200 суток.
Фиг.16. Благоприятные коридоры перелетов по моноэллиптическим траекториям между Венерой и Марсом.
Фиг.17. Благоприятные коридоры перелетов для полетов к двум планетам - Венере и Марсу с захватом корабля планетами или с пролетом с работающими двигателями мимо одной или обеих планет.
В 1963 - 1964 гг. был закончен последний этап исследований полета одновременно к двум планетам с использованием возмущающего маневра и захвата корабля двумя планетами [44, 57-59, 69, 71, 76]. Уменьшая продолжительность захвата корабля планетой Венера до нуля при полете от Марса к Земле, можно использовать пролет мимо Венеры при возвращении с Марса для снижения при некоторых условиях скорости подлета к Земле до 12 - 13 км/сек. Другими словами, уменьшение скорости достигается ценой небольшого расхода топлива или вообще без всякого расхода, тогда как ТП-маневр всегда требует расхода некоторого количества топлива. При таком способе полета с пролетом мимо Венеры общая продолжительность полета возрастает до 550 - 600 суток вместо 400 - 450 суток. Профиль полета с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры показан на фиг.18. Характеристики типичного полета представлены на фиг.19 [76]. Для сравнения на фиг.20а приведены типичные характеристики моноэллиптического полета по замкнутому маршруту (прямой полет) к Марсу и обратно, соответствующего профилю полета, показанному на фиг.10. Венера, Земля и Марс занимают такое взаимное положение каждые 6,4 года [37 (стр. 1069); 76]. Поэтому возможность осуществления моноэллиптических полетов по замкнутому маршруту также повторяется примерно через каждые 6,4 года.
Фиг.18. Профиль полета с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры при возвращении к Земле.
Уход от Земли | 14.I.1982 | 9.VII.1983 | 16.II.1984 | 21.III.1985 |
Время полета в сутках | ||||
к Венере |
54 | 171 | ||
к Марсу |
229 | 202 | 156 | 184 |
Период (в сутках) захвата корабля Марсом | 28 | 20 | 18 | 29 |
Время полета в сутках | ||||
к Венере |
149 | 162 | ||
к Земле |
161 | 188 | 128 | 176 |
Возвращение на Землю | 4.VIII.1983 | 9.IV.1984 | 25.V.1985 | 2.X.1986 |
Фиг.19. Профили скоростей полетов к двум удаленным планетам с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры либо при удалении от Земли, либо при возвращении к ней.
Δv1 -маневр ухода от гравитационного поля Земли;
Δv2 - маневр захвата корабля Марсом (круговая орбита
r*=1,3);
Δv3 - маневр ухода из гравитационного поля Марса; vЕ - скорость входа в атмосферу Земли.
Средняя скорость движения Земли по орбите 29,8 км/с.
Фиг.20а. Профили скоростей полетов по моноэллиптическим траекториям с захватом корабля Марсом в 1973 - 1990 гг. Для каждого полета первые три колонки характеризуют маневр ухода с околоземной орбиты, захват корабля Марсом с выходом на круговую орбиту и маневр ухода из гравитационного поля Марса. Четвертая колонка соответствует скорости входа, в атмосферу Земли при подходе к ней по гиперболической траектории без тормозного маневра.
Уход из гравитационного поля Земли: r* = 1,1; захват корабля Марсом: r* = 1,3; n=1. Для каждого полета указаны суммы Т1 + Tзахв + Т2 = Т, определяющие период полета в сутках. Над первой колонкой указаны даты ухода от Земли по григорианскому календарю.
Фиг.20б. Сравнение требований к скорости полета при выполнении первых полетов по замкнутому маршруту к Венере и Марсу с захватом корабля планетой-целью и возвращением в атмосферу Земли.
- разница между наибольшей и наименьшей скоростями полета в каждом случае; 1 - захват с выходом на круговую орбиту (r* = 1,1); 2 -захват с выходом на эллиптическую орбиту (n = 8; r*Р = 1,1; 3 - торможение при подходе к Земле по моноэллиптической траектории до скорости vE = 12,2 км/сек; 4 - торможение в перигелии до скорости vE = 12,2 км/сек; 5 -торможение во время пролета мимо Венеры до скорости vE = 12,2 км!сек; 6 -торможение при подходе к Земле по моноэллиптической траектории до скорости vE - 15,2 км/сек; 7 - полет по моноэллиптической траектории с входом в атмосферу Земли по гиперболической траектории без торможения.
Некоторые проблемы, варианты и решения, связанные с осуществлением первых межпланетных полетов | ![]() |
Фиг.2la. Радиальный обитаемый отсек.
Используется как установка для старта с орбиты. Отсеки подготовки старта с орбиты в летном варианте заменяются "такси". Отсек силовой установки для маневрирования заменяется отсеком входа в атмосферу Земли [68].
Фиг.21б. Радиальный обитаемый отсек (летный вариант).
Возвращаемый отсек размещен в передней части межпланетного корабля. Отсек силовой установки расположен за "мастерской". Дополнительные отсеки являются отделяемыми [68].
Национальные цели 1970 - 1985 гг. | ![]() |
Выбор двигательных систем для продолжительных пилотируемых полетов в пределах Cолнечной системы | ![]() |
Таблица 1
Двигатель |
Удельная тяга, сек | Ускорение силы тяжести, g | Рабочее тело |
Твердофазный ЯРД (замедлитель - графит или вода) | 750-850 | >< 1 | Водород |
Твердофазный ЯРД (металл или карбид металла, без замедлителя) | 850-1000 | >< 1 | ' |
ЯРД с псевдоожиженной активной зоной | 1000-1100 | 0,1 - 1 | ' |
ЯРД с жидкой активной зоной | 1100-1200 | 10-4 - 10 -3 | ' |
Газофазный ЯРД | 1700-2500 | >< 1 | ' |
Импульсный РД с ядерными зарядами | От 2500 до > 5000 | >< 1 | Металл |
Импульсный РД с термоядерными зарядами | От 5000 до > 10 000 | >< 1 | ' |
Термоядерный РД | От 10000 до > 100 000 | 10 -4 - 10 -3 | Дейтерий, гелий-3 |
Электростатический РД с ядерным реактором | От 5000 до > 3 0 000 | ~ 10 -4 | Цезий, ртуть |
Фиг.22. Скорость полета в зависимости от времени полета по замкнутому маршруту к Венере и Марсу, включающего период захвата (от 5 до 30 суток) и время обращения по круговой околоземной орбите при завершении полета.
Таблица 2
Планета | Характер полета | Скорость полета по траектории с захватом, км/сек |
Меркурий |
Круговая орбита захвата; r *
=1,1 Т 1 = 80-110 суток Т 2 = 330-350 суток |
27,5-32 (вход по гиперболической
траектории без торможения)
1
) 30-33,5 (скорость входа в атмосферу Земли 15,2 км/сек) 39,5-42 (круговая орбита захвата Землей, r *= 1,06) 2 ) |
Юпитер | Эллиптическая орбита захвата; n
= 3, * р = 1,1 Т 1 = 460 суток Т = 1000-1050 суток |
40-41 (вход по гиперболической
траектории без торможения) 1 ) 41-42,5 (скорость входа в атмосферу Земли 15,2 км/сек) 49,5-51 (круговая орбита захвата Землей, r * = 1,06) 2 ) |
Эллиптическая орбита
захвата;
= 30, r * р = 1,1 T = 460 суток Т = 1000-1050 суток |
23-24,5
(вход по гиперболической траектории
без торможения) 1 ) 24,5-26 (скорость входа в атмосферу Земли 15,2 км/сек) 32,5-34 (круговая орбита захвата Землей, r *= 1,06) 2 ) |
|
n - отношение
апоапсиды к периапсиде; |
Таблица 3
Планета цель | Промежуточный маневр | ||||||||||||
Полет от Земли к планете | Возвращение от планеты к Земле | ||||||||||||
полет без манев- ра | полет с пролетом или захватом | полет без манев- ра | полет с манев- ром тор- можения в перигелии | полет с пролетом или захватом | |||||||||
Венера | Юпитер | Сатурн | Уран | Нептун | Венера | Юпитер | Сатурн | Уран | Нептун | ||||
Меркурий | * | * | * | * | |||||||||
Венера | * | * | |||||||||||
Марс | * | * | * | * | * | ||||||||
Юпитер | * | * | *1) | *1) | |||||||||
Сатурн | * | * | * | * | * | ||||||||
Уран | * | * | * | * | * | * | * | ||||||
Нептун | * | * | * | * | * | * | * | * | * | ||||
Плутон | * | * | * | * | * | * | * | * | * | * | * |
1 ) В этом случае перигелий орбиты ухода от Юпитера расположен на таком расстоянии от Венеры, что маневр торможения в перигелии может быть совмещен с пролетом мимо Венеры
Фиг.23. Связь между требуемой удельной тягой и суммарной скоростью полета для ряда значений относительного веса полезного груза λ.
Фиг.24. Принцип действия импульсного ЯРД внешнего действия.
Фиг.25. Космический корабль с импульсным ЯРД в момент взрыва ядерного устройства.
Фиг.26. Удельный вес конструкции термоядерного ракетного двигателя с учетом веса защиты в зависимости от параметра β.
Таблица 4
Подсистема |
Описание и типичные параметры |
Тепловая защита от тормозного излучения | Конструкция, окружающая плазму и отражающая тормозное и гиромагнитное излучение. Защита отражает от 70 до 90% излучения (что составляет значительную часть генерируемой мощности), направляет его обратно в плазму, а остальную часть поглощает. В зависимости от количества поглощаемой энергии защита имеет либо охлаждение излучением, либо жидкометаллический охлаждающий контур. В любом случае поглощаемая энергия используется для генерирования электрической энергии (термоионные или механические генераторы) |
Сверхпроводящие катушки | Изготовление,
крепление и охлаждение
сверхпроводящих катушек имеет
чрезвычайно важное значение при
проектировании термоядерных РД.
Перспективным интерметаллическим
соединением является соединение
ванадия с галлием (2,95Ga) [34],
работающее в сильных магнитных полях
до сотен килогауссов. Такие поля
необходимы для удержания плазмы,
образующейся при протекании
термоядерной реакции. В условиях сильного магнитного поля катушки испытывают воздействие чрезвычайно высоких сжимающих и радиальных нагрузок. Катушки крепятся в специальных узлах, работающих при криогенных температурах. Эти узлы интенсивно охлаждаются и изолируются от катушек. Из-за контакта с несколько более теплой изоляцией катушки находятся в условиях непрерывного криогенного охлаждения. Типичные величины потока тепловой энергии к катушкам через слой изоляции составляют 15-17 квт за счет нейтронного нагрева и 1-3 квт за счет теплопроводности или излучения. Эта тепловая нагрузка воспринимается катушками при температуре 10-20њ К. |
Теплозащита | Во всей системе применяется суперизоляция. Из-за относительно большой величины длины свободного пробега нейтронов высокой энергии в материале защиты была обречена на неудачу попытка уменьшения нейтронного потока путем размещения защиты между плазмой и криогенными сверхпроводящими катушками. При известном нейтронном потоке количество поглощенной энергии можно эффективнее всего уменьшить путем обеспечения максимума 'нейтронной прозрачности', т.е. путем сведения к минимуму массы катушек и использования материалов с минимальными сечениями захвата нейтронов. В качестве криогенного охладителя используется газообразный гелий, так как большое сечение захвата нейтронов жидкого гелия привело бы к увеличению нейтронного нагрева |
Циркуляционное охлаждение (охлаждение от нейтронного нагрева) | В двигателе многие материалы подвержены нейтронному облучению и нагреву, связанными с различными механизмами ядернонейтронных взаимодействий. Термоядерный РД весом 15 т, в котором использованы такие материалы, как титан (55%), алюминий (40%), сталь, ванадий, хром и галлий, поглощает около 17 квт энергии при потоке ~ 3,61011 нейтронов с энергией 2,45 Мэв на площади 1 см2 за 1 сек и ~ 1,091011 нейтронов с энергией 14,1 Мэв на площади 1 см2 за 1 сек. Охладителем служит газообразный гелий |
Радиационная защита |
Единственный отсек термоядерного РД, который не должен обладать нейтронной прозрачностью, расположен в направлении отсека экипажа, т.е. в передней части космического корабля. Нейтронная защита необходимой толщины, выполненная из гидрида лития и полиэтилена в передней (охлаждаемой) части, отделяет плазму от отсека полезного груза и обеспечивает экранирование |
Криогенная |
Криогенная подсистема состоит в основном из 1) криогенных космических излучателей, 2) энергетической установки, приводящей в действие гелиевые компрессоры и 3) криогенных агрегатов (компрессоров, турбин и рекуперативных теплообменников). Для создания криогенных агрегатов, указанных в п.3, потребуется значительный прогресс техники по сравнению с уровнем 1970 г.; в особенности это касается разработки гелиевых компрессоров с высокой степенью сжатия и технологии производства регенеративных теплообменников большой длины, состоящих из множества тонких трубок малого диаметра. Криогенная подсистема постоянно отводит тепло от сверхпроводящих катушек, работающих при температуре 10 - 20њ К |
Фиг.27. Принципиальная схема космического корабля с термоядерным ракетным двигателем.
1 - возвращаемый аппарат; 2 - отсек экипажа и командный отсек; 3 - переходная камера и стыковочный узел; 4 - вспомогательный отсек; 5 - основной отсек; 6 - грузовой отсек и смотровой люк; 7 - ствол (диаметром 2 м); 8 - форсажное устройство; 9 - термоядерный РД; 10 - защита; 11 - теплообменники и запас рабочего тела; 12 - криогенный теплообменник (излучатель); 13 - многокамерный отсек хранения грузов с размещенными по окружности стыковочными устройствами; 14 - космическое "такси"
Фиг.28. Конвой межпланетных космических кораблей, прикрепленных к астероиду для прикрытия во время прохождения через участок пояса астероидов.
Эволюция космических полетов к 2001 г. | ![]() |
Фиг.29. Эволюция космических полетов к 2001 г. Общий обзор.
1 - пилотируемые орбитальные космические корабли и первые орбитальные лаборатории; 2 -постоянно действующие орбитальные исследовательские лаборатории и орбитальные эксплуатационные комплексы; 3 - лаборатории для исследований и других целей; 4 - орбитальные изоляторы, производственные комплексы и универсальные центры на 24-часовой орбите; 5 - орбитальные операции и работы на поверхности Луны на основе проекта "Аполлон", включая создание временной базы; 6 - постоянно действующие стационарные и передвижные лунные научные станции; 7 - использование лунных ресурсов для создания межпланетного космического порта; 8 - программа "Маринер"; 9 - программа "Вояджер"; 10 - полеты перспективных планетных зондов (ППЗ); 11 - полеты к астероидам и пролеты через кометы; 12 - полеты аппаратов "Вояджер" к внешним планетам солнечной системы; 13 - полеты зондов в трансплутоновое и межзвездное пространства; 14 - гелиоцентрические экспедиционные полеты; 15 -исследовательские полеты к Венере и Марсу; 16 - применение импульсных ЯРД; 17 - применение термоядерных двигателей.
Фиг.30. Эволюция космических полетов к 2001 г.
Основные этапы полетов.
1 - "Джемини"; 2 - орбитальная обитаемая лаборатория с ограниченным временем пребывания на орбите; 3 - орбитальные исследовательские лаборатории с ограниченным временем пребывания на орбите (приложения программы "Аполлон"); 4 - малые орбитальные постоянно действующие исследовательские лаборатории; 5 - орбитальный действующий комплекс с химическими двигателями; 6 -орбитальный действующий комплекс с ядерными двигателями; 7 -большая орбитальная исследовательская лаборатория; 8 - глобальный орбитальный центр наблюдения за космическим пространством (на низкой орбите); 9 - глобальный орбитальный центр связи (на низкой орбите); 10 - глобальный орбитальный центр информации, наблюдения и связи (24-часовая орбита); 11 - орбитальный изолятор; 12 - орбитальный производственный комплекс; 13 - искусственный спутник Луны ("Лунар Орбитер"); 14 - лунный посадочный корабль ("Сервейор"); 15 -высадка человека на Луне; 16 - лунная орбитальная разведывательная станция; 17 - расширенная экспедиция с высадкой на лунную поверхность; 18 - временная лунная база; 19 - постоянно действующая стационарная лунная научная станция; 20 - передвижная лунная научная станция; 21 - большая лунная база (использующая местные ресурсы); 22 - межпланетный космический порт; 23 - "Маринер" (к Венере); 24-"Маринер" (к Марсу); 25 - "Маринер" (к Меркурию); 26 - "Вояджер" (к Марсу); 27 - "Вояджер" (к Венере); 28 - "Вояджер" (к Меркурию); 29 -перспективный планетный зонд (ППЗ) (пролет мимо Юпитера); 30 - ППЗ (пролет мимо Юпитера и Сатурна); 31 -ППЗ (пролет мимо Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна); 32 - ППЗ (пролет мимо Сатурна); 33 - пролет мимо спутника Юпитера Каллисто; 34- пролет мимо Урана; 35 - полет к комете Дарре; 36 - полет к комете Копфа; 37 - полет к комете Джакобини - Циннер II; 38 - полет с захватом планетой Юпитер; 39 - пролет через комету Галлея; 40 - полет к галилеевым спутникам Юпитера (с захватом); 41 - полет автоматического зонда с захватом планетой Юпитер и входом в ее атмосферу; 42 - полет с захватом планетой Сатурн; 43 - полет с захватом планетой Сатурн и входом в ее атмосферу; 44 - полет зонда в трансплутоновое пространство с пролетом мимо Юпитера и Урана; 45 - зонды к Нептуну, Плутону и межзвездные зонды; 46 - "Пионер"; 47 - усовершенствованный вариант "Пионера"; 48 - солнечный зонд; 49 - гелиоцентрический экспедиционный полет в пределах земной орбиты (двигательная установка на химическом топливе, солнечный теплообменник); 50 - гелиоцентрический экспедиционный полет за пределами земной орбиты (уход с земной орбиты осуществляется с помощью ступени с ЯРД); 51 - полет с захватом планетой Марс и возвращение с пролетом мимо Венеры (уход из гравитационного поля Земли с использованием ступени с ЯРД); 52 - марсианская орбитальная разведывательная станция, высадка на поверхность и исследование спутников Марса (часть I); 53 - полет с Земли за экипажем разведывательной станции (часть II); 54 - посадка на Венеру; 55 - полет с пролетом через комету Энке; 56 - создание автоматической научной станции на астероиде Икар; 57 -создание научно-исследовательской станции на спутнике Юпитера Каллисто; 58 -посадка на спутник Сатурна Титан; 59 - обслуживание станции на Каллисто и вход в атмосферу Юпитера; 60 - создание научно-исследовательской станции на Титане; 61 - обслуживание станции на Титане; 62 - создание на Меркурии станции для исследования Солнца; 63 - полеты для исследования поверхности Меркурия; 64 - создание научно-исследовательской станции и станции снабжения на спутнике Марса Фобос; 65 - последующие челночные полеты; 66 - создание орбитальной научно-исследовательской станции на Венере; 67 - последующие челночные полеты; 68 - создание шахт по добыче металлической руды и перерабатывающих предприятий на Меркурии.
Фиг.31. Эволюция ракет-носителей.
1 - ракета-носитель "Сатурн-5"; 2 - усовершенствованная ракета-носитель "Сатурн-5" (вес полезного груза 160 т) с усовершенствованной ступенью S-IV или со ступенью с ЯРД "Нерва-2"; 3 - ракета-носитель "пост-Сатурн"
Тип |
Биологическая подсистема |
Техническая подсистема |
Периоды времени, годы |
||
1960-1970 |
1971-1985 |
1986-2000 |
|||
1. Энергетика и двигательная система |
Мускулы |
Двигатель |
|||
Химический |
Iуд = 430 сек |
Iуд ≤ 450 сек |
Iуд ≤ 600 сек |
||
С солнечным тепло-обменником |
Iуд ≤ 700 сек |
Iуд ≤ 900 сек |
|||
Ядерный с твердофазной активной зоной |
Iуд ≤ 800 сек |
Iуд ≤ 950 сек |
|||
Электроядерный |
Iуд ≤ 5000 сек |
Iуд ≤ 20000 сек |
|||
С ядерным реактором и магнитогидро- |
Iуд ≤ 2000 (в космосе) |
||||
Импульсный ядерный |
Iуд ≤ 20000 сек F ~ 5*105 кг |
||||
Термоядерный |
Iуд ≤ 105-5*103 сек |
||||
Генератор электрической энергии |
|||||
Фото-гальванический |
< 1 квт |
1-5 квт |
> 5 квт |
||
Топливные элементы |
1-10 квт |
10-100 квт |
10-100 квт |
||
Термо-электрический |
< 100 вт |
0,1 - 1 квт |
> 1 квт |
||
(радио-изотопный и солнечный) |
|||||
Ядерно-динамический |
≤ 60 квт |
≤ 60 квт |
|||
Солнечный термоионный |
≤ 300 квт |
≤ 500 квт |
|||
Ядерный термоионный |
≤ 1 Мвт |
10 Мвт |
|||
Ядерный магнитогидро- |
≤ 10 Мвт |
≤ 10000 Мвт |
|||
2. Элементы жесткости и устойчивости |
Скелет |
Конструкция |
|||
Материалы |
Титановые сплавы |
Композиции бериллий - бор |
Сверхчистые металлы |
||
Тип |
Сотовые конструкции (стеклопластики и др.) |
Эластичные затверде-вающие конструкции |
Сверхпроводящие криогенные конструкции, способные генерировать сильное магнитное поле |
||
3. Защита |
Кости |
Теплозащита |
|||
При входе в атмосферу |
Фенольный нейлон |
Композиции на основе графита |
Затупленные тела при входе по параболической и
гиперболической траекториям |
||
Нагрев от Солнца |
Отражающие покрытия |
Системы с выносными теплоза-щитными экранами |
Покрытия из саморегулирующих тепловой режим материалов с селективной спектральной чувстви-тельностью |
||
Нагрев от источника энергии |
Излучатели |
Излучатели |
Излучатели |
||
Защита от пробоя метеоритами |
Комбини-рованные конструкции для защиты от пробоя метеоритами |
Комбини-рованная выносная система защиты от солнечного излучения и пробоя метеоритами |
Поверхности с повышенной стойкостью к воздействию метеоритов и излучатели |
||
Защита от корпус-кулярного излучения |
Экранирование от протонов [полиэтилен; жидкости, богатые водородом (H2O, CH4, N2H4)], от тормозного излучения (свинцовая обшивка) |
Экранирование |
Магнитная защита (отклонение заряженных частиц в защитном магнитном поле, окружающем космический корабль |
||
Космический костюм для астронавтов |
Высотные компенси-рующие костюмы |
Усовершенст-вованные высотные компенси-рующие костюмы |
Космическая кожа (наружная оболочка, скрепленная с подкладкой, имеющей миниатюрные баллончики высокого давления для поддержания внутреннего давления и регулирования температуры; шлем с полем обзора 360 град. из материала с саморегули-рующимися оптическими свойствами; микроминиатюрная система регенерации кислорода и блок питания с неограниченным временем работы) |
||
4. Чувстви-тельные элементы и системы ориентации |
Глаза (4,2*106 бит/сек) |
Сбор информации (оконечное приборно-измерительное оборудование) |
|||
Датчики поля (магнитного) |
Повышение чувстви-тельности и расширение диапазона измерений; уменьшение размеров, веса и потребляемой мощности |
||||
Датчики электро-магнитного излучения |
То же |
||||
Датчики корпус-кулярного излучения |
' |
||||
Датчики пыли и микро-метеоритов |
' |
||||
Датчики ускорения и вибрации |
' |
||||
Акустические датчики |
' |
||||
Датчики температуры |
' |
||||
Датчики давления |
' |
||||
Анализатор инородной (органической и неорганической) материи |
' |
||||
Наведение и навигация |
|||||
Инерциальное наведение |
Мощность ~ 50 вт |
Мощность ~ 5 вт |
Мощность < 5 вт |
||
Астро-навигация |
|||||
Метод навигации |
Путем определения положения |
Путем определения положения |
Путем непосредст-венного измерения составляющих скорости относительно центра притяжения |
||
Создание искусственной силы тяжести |
Нет |
Вращение аппарата |
Система жизне-обеспечения |
||
5. Внутреннее распре-деление, обмен и удаление отходов |
Нервы |
Электрические схемы |
Комбини-рованные |
Полупро-водниковые из окислов металлов |
Матричные схемы на кристаллах |
Циркуляция крови |
Теплообменные подсистемы |
||||
Сердце |
Гидравлические подсистемы |
||||
Легкие |
Пневматические подсистемы |
||||
Желудок |
Экологические подсистемы |
Разомкнутые неорганические |
Полузамкнутые |
Замкнутые органические и неорганические |
|
Почки и кишечник |
Подсистемы удаления отходов |
Коллекторы центрифуги Фильтры |
Криогенные коллекторы Окисление, псевдо-ожижение |
||
6. Регуля-ционный контроль, защитные устройства |
Гормоны |
Контроль давления (продувка) |
|||
Витамины |
Устройства проверки и диагностики внутри космического аппарата |
||||
Пот |
Меры безопасности в случае аварии |
Дублирование |
Поблочный ремонт |
Самовосста-новление |
|
Вести-булярный аппарат (чувство равновесия) |
Контроль положения |
||||
Точность ориентации |
1' (активн.) 3º (пассивн.) |
0,01' (активн.) 1º (пассивн.) |
0,001' (активн.) 1' (пассивн.) |
||
Стерилизация |
Стерилизация корабля на Земле Стерилизация в космосе от воздействия внеземных форм |
||||
Автоматическая стерилизация подсистем, выполняемая на межпланетном корабле |
|||||
7. Сбор и обработка информации |
Мозг |
Обработка информации |
|||
Количество операция в 1 сек |
~ 75000 |
~ 500000 |
~ 3000000 |
||
СВР, час |
~ 15000 |
~ 100000 |
Неограниченное |
||
Потребляемая мощность, вт |
~ 100 |
~ 10 |
3-6 |
||
Средства связи |
Радар |
Радар и лазер |
В основном лазер |
||
Мощность, квт |
|||||
Автоматические планетные зонды |
0,1 |
2 |
5-10 |
||
Пилоти-руемые межпланетные корабли |
2-5 |
10-100 |
|||
Двоичное запоминающее устройство, бит |
|||||
Автоматические межпланетные зонды |
107 (Марс) |
108-1014 |
1015-1020 |
||
Наземная сеть станций слежения за дальним космосом |
Станции слежения за объектами в дальнем космосе (НАСА, Бюро космических наук и прикладных исследований) |
Улучшенный вариант станции слежения за объектами в дальнем космосе |
Сеть лунных станций слежения за объектами в дальнем космосе |
||
Центр управления пилотируемыми космическими полетами и экипаж |
Создание центра управления на орбите |
Создание центра управления на орбите, использование его на космических станциях, окололунных и межпланетных кораблях со временем полета до 600 суток |
Использование центров управления на кораблях, исследующих очень дальний космос; на космических кораблях, совершающих челночные рейсы (со временем действия центра 10000-20000 суток), и на внеземных базах |
Фиг.32. Эволюция экологических систем в зависимости от задач полета.
1 - проект "Меркурий"; 2 - проект "Джемини"; 3 - обитаемая орбитальная лаборатория; 4 - проект "Аполлон-1"; 5 - проект "Аполлон-10"; 6 - проект "Аполлон-2"; 7 - межпланетные исследовательские и испытательные полеты; 8 - орбитальная исследовательская лаборатория (приложения программы "Аполлон"); 9 - небольшая лунная база; 10 - разведывательные экспресс-полеты к Венере и Марсу; 11 - синодические полеты к Марсу или Венере (орбитальная разведывательная станция или база); 12 - транспортные полеты по трассе Земля - Луна; 13 - экспресс-полеты по замкнутому маршруту к Венере и Марсу с использованием импульсного ЯРД; 14 - средняя лунная база; 15 - большие орбитальные исследовательская и технологическая лаборатории; 16 - полет к Юпитеру по замкнутому маршруту с использованием импульсного ЯРД; 17 - полет к Сатурну по замкнутому маршруту с использованием импульсного ЯРД; 18 - большая лунная база; 19 - лунная колония; 20 - большие околоземные космические станции.
Фиг.33. Сопоставление типов и характеристик экологических систем.
1 - разомкнутая неорганическая; 2 - неорганическая с регенерацией воды и воздуха, но без регенерации пищи; 3 - разомкнутая неорганическая; 4 - биологические системы, в основном полностью замкнутые; 5 - использование местных ресурсов.
Фиг.34. Положения Юпитера и Сатурна в 1970 - 2000 гг. Положения относятся к началу указанного года (первым числам января).
Фиг.35. Положения планет-гигантов в 1970 - 2000 г. Положения относятся к началу указанного года(первым числам января)
Таблица 6
Вид полета и транспортная система | Аппарат для возвращения на Землю | Космический корабль ('Аполлон-1') (11 км/сек) |
→ | → | 'Аполлон-2' (7,65 км/сек) |
Способ возвращения на Землю | Непосредствен- ный вход в атмосферу | → | → | Тормозной маневр с уменьшением скорости на 3,35 км/сек | |
Доставляемый космический аппарат | Лунный экспедицион- ный отсек (ЛЭО) | ЛЭО (ОРС)1) и ОЭВ2) | ЛЭО (убежище)3) | → | |
Доставляемый космический аппарат | Лунный экспедицион- ный отсек (ЛЭО) | ЛЭО (ОРС)1) и ОЭВ2) | ЛЭО (убежище)3) ЛЭО (такси)4) |
→ → ЛЭО (снабжение)3) |
|
Вид полета |
Посадка |
Захват | Захват и (или) посадка |
Только захват |
|
Лунный межорбиталь- ный космический корабль | S-IV/ ОЭВ2) | → | → | → | |
Транспорт для доставки экипажа с Земли | 'Сатурн-5' | → | → | → | |
Ракета- носитель для старта с Земли | 'Сатурн-5' | 'Сатурн-5' (на два запуска) | 'Сатурн-5' (многоразового использования) | ||
Год | 1971/72 | 1971/72 | 1971/72 | 1973/1974 | |
Проект | Система 'Аполлон' для исследования лунной поверхности |
Система 'Аполлон' в качестве лунной орбитальной разведыватель- ной станции | Усовершенствованная система 'Аполлон' для исследования лунной станции | ||
Вид полета и транспортная система | Аппарат для возвращения на Землю | 'Аполлон-2' | Встреча с МОТ5) | → | ↑ |
Способ возвращения на Землю | Непосредствен- ный вход в атмосферу с тормозным маневром, во время которого скорость уменьшается до 3,35 км/сек | Возвращение на околоземную орбиту спутника | → | Непосредственный вход в атмосферу (с круговой или меньшей скоростью) и планирующая посадка | |
Доставляемый космический аппарат | Ступень для взлета с Луны и (непосредствен- ного) возвращения |
Лунный посадочный аппарат (спуск и возвращение к челночному КЛА6)) | → | ↑ | |
Вид полета |
Посадка |
Посадка |
→ | → | |
Лунный межорбиталь- ный космический корабль | Усовершенство- ванная ступень S -IV
(захват Луной и спуск) Ядерная двигательная установка ('Нерва-2') (уход их сферы притяжения Земли) |
Ядерный челночный КЛА (с жидкометалли- ческим теплоно- сителем) | Челночный КЛА; Электрический двигатель с ядерным реактором и МГД-прео- бразователем | ↑ | |
Транспорт для доставки экипажа с Земли | 'Сатурн-5' (усовершен- ствованный) | МОТ |
МОТ |
↑ | |
Ракета- носитель для старта с Земли | 'Сатурн-5' (усовершен- ствованный) | 'Пост-Сатурн' | → | Воздушно- космический аппарат с МГД-прео- бразователем | |
Год | 1976 и позже | 1980 и позже | 1985 и позже | 1990 и позже | |
Проект | Усовершенство- ванная система 'Аполлон' для расширенных исследований поверхности Луны (временная лунная база - предшественник стационарной лунной базы) | Стационарная лунная научная база и передвижная лунная научная станция | Большая база, использующая местные ресурсы, и межпланетный космический порт | → | |
1)
ОРС - орбитальная разведывательная
станция |
Фиг.36. Полет с захватом Марсом в 1982 г.
Орбитальный экипаж осматривает двойной ядерный двигатель "Нерва-2" ступени, с помощью которой был осуществлен уход из гравитационного поля Земли. Тяга каждого двигателя 113 т.
Фиг.37. Конвой кораблей с импульсным ЯРД (1988 г.) на подходе к Венере.
На переднем плане виден межорбитальный корабль с импульсным ЯРД. На заднем плане показан спускающийся к облачному покрову Венеры экспедиционный космический летательный аппарат с импульсным ЯРД. Внизу слева виден открытый маленький спутник Венеры Купидон-1.
Фиг.38. Пассажирский корабль с термоядерным двигателем над полуночным районом Меркурия (1988 г.).
Корабль выполняет маневр в гравитационном поле планеты для последующего спуска и посадки тороидального отсека, расположенного в передней части корабля и представляющего собой станцию для исследования Солнца. Экипаж станции состоит из шести ученых и шести инженеров и будет находиться на поверхности планеты в течение 9 мес.
Фиг.39. Высадка исследователей на VII спутник Юпитера (1997 г.).
Таблица 7
Вид полета и транспортная система | Аппарат для возвращения на Землю | Затупленная капсула, входящая в атмосферу со скоростью ≤ 12,8 км/сек | → | → | Нет | Аппарат для доставки экипажа | Аппарат для доставки экипажа |
Способ возвращения на Землю | Непосред- ственный вход в атмосферу | → | → | Пересадка на аппарат, прибываю- щий в следующее 'окно' полета | Захват с выходом на
эллипти- ческую орбиту спутника Земли.
Отсюда транспор- тировка в орбиталь-
ный изолятор
|
Возвраще- ние на орбиту спутника Земли (орбиталь- ный изолятор) | |
Тип космичес- кого аппа- рата и доставля- емый полез- ный груз | Гелиоцен- трический межорби- тальный корабль (ГМКК) | → | Автомати- ческие зонды | ОРС1) Три аппарата для посадки на поверх- ность Марса. Один аппарат для посадки на спутник Марса |
Роботы |
||
Вид полета |
Гелиоцен- трический маневр возвращения к Земле |
→ | Венера (пролет) Марс (захват с выходом на круговую орбиту) |
Полет на Марс без возвраще- ния |
Возвраще- ние к Земле с
пролетом мимо Венеры Смена экипажа 1984 г. Захват Марсом |
Возвраще- ние к Земле |
|
Гелиоцен- трический межорби- тальный корабль (ГМКК) |
Ступень с СТ3) в
качестве источника энергии (гелиоцен-
трический маневр для возвращения к
Земле) |
Ступень СТ |
СТ (гелиоцен- трические
коррекции) |
Ступень на химичес- ком
топливе (коррекция орбиты) |
В основном такой же, как корабль для полета на Марс в 1982 г. | Гелиоцен- трический межорби- тальный космичес- кий корабль с термоядер- ным двигателем | |
Транспорт для доставки экипажа с Земли | 'Сатурн-5' (усовер- шенство- ванный) | МОТ5) | Усовер- шенство- ванный МОТ | Усовер- шенство- ванный МОТ | МОТ с МГД- преобразо- вателем | МОТ с МГД-пре- образова- телем | |
Ракета- носитель для старта с Земли | 'Сатурн-5' (усовер- шенство- ванный) | → | 'Пост- Сатурн' | 'Пост- Сатурн' | 'Пост- Сатурн' | 'Пост- Сатурн' |
Год | 1976 | 1979 | 1982 | 1984 | 1984 | 1988 |
Проект | Экспедиционные гелиоцентрические полеты. Цели - отработка операций ухода из гравитационного поля Земли; отработка приборного оборудования в полете, включая управление и навигацию во время трех маневров: при уходе из гравитационного поля Земли, во время гелиоцентрического полета и при приближении к Земле; тренировка экипажа на случай возникновения критической ситуации во время полета к планете; отработка операций на случай прекрашения полета по гелиоцентрической траектории вследствие аварийной ситуации | Полет с захватом Марсом. Цели - детальное картографирование и исследование планеты с орбиты с помощью усовершенствованных датчиков и автоматических зондов | Создание около Марса ОРС1) с почти синодическим периодом. На ОРС имеются пилотируемые корабли для посадки на поверхность Марса и его спутников, а также автоматические зонды (некоторые из них возвращаются с поверхности Марса), научные лаборатории и усовершенствованное оборудование для обследования поверхности |
Полет по замкнутому
маршруту (в отличие от полета 1984 г.) |
Создание на Меркурии станции для исследования Солнца |
Вид полета и транспортная система | Аппарат для возвращения на Землю | Транспорт- ный корабль для перевозок экипажа | → | → | Как и в 1988 г. | → |
Способ возвращения на Землю |
Возвращение на орбиту
спутника Земли (орбитальный изолятор) |
→ → |
→ |
Как и в 1988 г. | → | |
Тип космичес- кого аппара- та и достав- ляемый полезный груз |
Исследова- тельская
станция на Фобосе |
Нет | ||||
Вид полета |
Возвращение к Земле |
Возвращение к Земле |
Такой же, как и в 1988 г. |
Возвращение к Земле |
Возвращение к Земле |
|
Гелиоцентри- ческий межорбиталь- ный космический корабль (ГМКК) | С импульсным ЯРД | → | С термоядерным РД6) | С термоядер- ным РД | С импульсным ЯРД | |
Транспорт для доставки экипажа с Земли | МОТ с МГД-прео- бразователем | → |
→ |
МОТ с МГД-прео- бразователем | → | |
Ракета-носи- тель для старта с Земли (фиг.31) | 'Пост- Сатурн' | → | → | 'Пост- Сатурн' | → |
Год | 1988 | 1989 | 1990 | 1990 | 1991 |
Проект | Посадка на поверхность Венеры пилотируемогоаппа- рата с импульсным ЯРД и исследование отдельных участков поверхности | Создание автоматической научной станции на астероиде Икар, перигелий орбиты которого лежит внутри орбиты Меркурия, а афелий - за пределами орбиты Марса | Первый из серии полетов с целью исследования поверхности Меркурия | Создание исследовательской станции и снабжения экипажей, работающих на планете, на спутнике Марса Фобос, который вполне доступен для КК7) с малой тягой | Исследовательский полет пилотируемого ГМКК с импульсным ЯРД через голову кометы Энке с целью более подробного исследования по сравнению с автоматическими зондами |
1) |
Таблица 8
Полет (год) | Гелиоцентрический полет (1976) | Гелиоцентрический полет (1979) | Полет с захватом Марсом и пролетом мимо Венеры (1982) | Создание орбитальной разведывательной станции и экспедиция на поверхность планеты (1984) | |
экипаж ? 1 | экипаж ? 2 | ||||
Отлет с Земли | 4 июля 1976 г. | 16 ноября 1978 г. | 2 января 1982 г. | 20 марта 1984 г. | 2 марта 1985 г. |
Скорость ухода из гравитационного поля Земли, км/сек | 3,35 | 3,57 | 3,81 | 4,3 | 4,3 |
Время полета в космическом пространстве, сутки | 20 | 30 | 200 (Земля - Марс) | 220 (Земля - Марс) | 171 (Земля - Венера) 184 (Венера - Марс) |
Маневр, связанный с прерыванием гелиоцентрического полета, км/сек | 2,32 | 4,11 | - | - | |
Маневр входа в гравитационное поле Марса, км/сек | - | - | 4,27 | 3,05 | 5,85 |
Прибытие к Марсу | - | - | 21 июля 1982 г. | 27 октября 1984 г. | 11 марта 1986 г. |
Время пребывания на орбите спутника Марса, сутки | - | - | 69 | 529 | 29 |
Отлет с Марса | - | - | 28 сентября 1982 г. | 9 апреля 1986 г. | |
Маневр ухода из гравитационного поля Марса, км/сек | - | 4,27 | 2,74 | ||
Время полета при возвращении на Землю, сутки | 60 | 100 |
149 (Марс - Венера) |
176 (Марс - Земля) | |
Прибытие на Землю | 22 сентября 1976 г. | 26 марта 1979 г. | 4 августа 1983 года | 2 октября 1986 г. | |
Скорость входа в атмосферу Земли, км/сек | 11,1 | 11,15 | 11,9 | Маневр выхода на орбиту
с ИСЗ 3,26 км/сек |
|
Общее время полета, сутки | 80 | 130 | 579 | 925 | 560 |
Суммарная скорость полета без учета специальных маневров у планеты-цели, км/сек | 5,67 | 7,68 | 12,35 | 7,35 | 16,15 |
Перспективы в 2001 г. | ![]() |
Постскриптум | ![]() |
ЛИТЕРАТУРА |