С. И. Королев, Н.К. Матвеев. Космические аппараты серии Зенит
advertisement
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ ЗЕНИТ Учебное пособие Санкт-Петербург 2005г. ББК 39.6 УДК 629.78.02 С. И. Королев, Н.К. Матвеев Космические аппараты серии Зенит: Уч. пособие/Балт. гос. тех. ун-т. СПб, 2005. 45с. В учебном пособии изложены общие сведения о космических аппаратах, созданных на базе космического корабля Восток: КА оптической разведки Зенит, КА для исследования природных ресурсов Земли и контроля окружающей среды серии Ресурс-Ф, для космической технологии и материаловедения серии Фотон, космической медицины и биологии серии Бион. В приложении приводятся конструктивные схемы ракет-носителей, отдельных узлов КА, схемы размещения агрегатов. Предназначено для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности «Космические летательные аппараты и разгонные блоки» направления подготовки дипломированных специалистов «Ракетостроение и космонавтика». Оригинал-макет выполнен А.А. Семеновым. Запросы по опубликованным материалам направлять по адресу: 190005, Санкт-Петербург, 1-ая Красноармейская ул. д.1, БГТУ © БГТУ, СПб., 2005 -3СОДЕРЖАНИЕ ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ …………………………………………. 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ, СОЗДАННЫХ НА БАЗЕ КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ ВОСТОК …………………………………………………………………… 2. КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ОПТИЧЕСКОЙ РАЗВЕДКИ ЗЕНИТ ……………………………………………………………………… 2.1. Конструкция спускаемого аппарата.………………………………… 2.2. Основные системы спускаемого аппарата ………………………….. 2.2.1. Система приземления …………………………………………. 2.2.2. Парашютная система ………………………………………….. 2.2.3. Система пеленгации …………………………………………… 2.2.4. Система терморегулирования ………………………………… 2.2.5. Система вентиляции …………………………………………... 2.3. Общие сведения о приборном отсеке ……………………………….. 2.4. Тормозная двигательная установка …………………………………. 3. КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРИРОДНЫХ РЕСУРСОВ ЗЕМЛИ И КОНТРОЛЯОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ СЕРИИ РЕСУРС-Ф ………..………………………………………………... 4. КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНОЛОГИИ И МАТЕРИАЛОВЕДЕНИЯ СЕРИИ ФОТОН …………………………... 5. КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ КОСМИЧЕСКОЙ МЕДИЦИНЫ И БИОЛОГИИ БИОН ………………………………………………………. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ …………………….. Приложение 1. НОСИТЕЛИ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ДЛЯ ВЫВОДА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ СЕРИИ ЗЕНИТ …. Приложение 2. ИНФОРМАТИВНЫЕ СВОЙСТВА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ЗОНДИРОВАНИЯ …………………… Приложение 3. КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА РАЗМЕЩЕНИЯ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ТИПА ЗЕНИТ.. Стр. 4 5 8 12 14 15 15 16 17 18 19 20 23 32 33 35 36 39 42 -4ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ АПО ББР БКС ГЖТ ДУ ЖРД ИСЗ КА КК КДУ КПЛ КС ЛКИ ОКБ ОР ПО ПТДУ РН РРГ РРЖ СА СИО СО ССО СТР СУ ТДУ ТЗП ТИМ ТНА ЭВТИ - система аварийного подрыва объекта; - блок барометрических реле; - бортовая кабельная сеть; - газожидкостный теплообменник; - двигательная установка; - жидкостный реактивный двигатель; - искусственный спутник Земли; - космический аппарат; - космический корабль; - корректирующая двигательная установка; - крышка парашютного люка; - камера сгорания; - летно-конструкторские испытания; - опытно-конструкторское бюро; - ориентатор; - приборный отсек; - пороховая тормозная двигательная установка; - ракета-носитель; - регулятор расхода газа; - регулятор расхода жидкости; - спускаемый аппарат; - система исполнительных органов; - система ориентации; - солнечно-синхронная орбита; - система терморегулирования; - система управления; - тормозная двигательная установка; - теплозащитное покрытие; - теплоизоляционный материал; - турбонасосный агрегат; - экранно-вакуумная теплоизоляция. -51. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ, СОЗДАННЫХ НА БАЗЕ КК ВОСТОК Все КА этого типа объединяет общая конструктивно-компоновочная схема, заложенная при создании пилотируемого корабля-спутника Восток и сохраняемая до настоящего времени. Начало серии этих КА положено созданием первого спутника-разведчика Зенит, предназначенного для ведения детальной фоторазведки. Космическая разведка используется для получения легально недоступной информации о деятельности иных государств путем космического базирования технических средств наблюдения. В 1986 году 41-ая сессия Генеральной Ассамблеи ООН приняла Принципы, касающиеся дистанционного зондирования Земли из космоса. Термин дистанционное зондирование (ДЗ) означает зондирование поверхности Земли из космоса с использованием свойств электромагнитных волн, излучаемых, отражаемых или рассеиваемых зондируемыми объектами, в целях улучшения использования природных ресурсов, совершенствования землепользования и охраны окружающей среды. Эта деятельность может осуществляться без согласия государств, территория которых зондируется, однако она не должна наносить ущерба правам и интересам этих стран. В настоящее время отсутствуют международные соглашения, определяющие верхнюю границу пространства, попадающего под национальную юрисдикцию. Большинство государств выступают за то, чтобы считать ее равной критической высоте околоземной орбиты, т.е. минимальной высоте орбиты, при которой КА еще может совершить полный орбитальный оборот вокруг Земли без использования двигательной установки (Н = 90- 110 км). Таким образом, разведывательные спутники могут законно приближаться к любому объекту, расположенному на любой территории на расстоянии около 100 км. Первым отечественным КА дистанционного зондирования (фоторазведчиком) стал Космос-4, выведенный на орбиту 26 апреля 1962 года. Западные аналитики выделяют три основные варианта фоторазведчиков востоковского типа, называемых поколениями. КА первого поколения запускались РН Восток, на орбиты с наклонениями 51.2-51.3 с космодрома Байконур и 64.6 с Плесецка. -6Типичная продолжительность полетов равна 8 суткам, частота запусков до 9 в год (с 1962 по 1969 г.). Второе поколение КА фоторазведки связывается с началом эксплуатации в 1963 году РН Союз позволившего увеличить массу выводимого груза, что дало возможность установить более совершенную фотоаппаратуру. Аппараты второго поколения использовали ту же 8-суточную схему, что и аппараты первого поколения. При этом высота орбиты подбиралась так, чтобы каждый спутник, совершая по 16 витков в сутки, на 8-ой день полета проходил вдоль той же наземной трассы, что и в первый, обеспечивая равномерное покрытие всей охватываемой полосы широт за время полета. С 1966г. для запуска фоторазведывательных спутников стали использоваться также стартовые комплексы близ Плесецка Архангельской области. Это позволило повысить количество пусков до 20 и более в год, причем, если с Байконура КА выводились на орбиты с наклонением 65 (и, реже, 51.8°), то расположение северного полигона позволяло запускать их также на орбиты с наклонениями 72-73 и 81, покрывающие все населенные районы Земли. С 1968г. КА стали оснащаться дополнительным двигательным отсеком, установленным на СА с противоположной стороны от ПО и использовавшимся для коррекции орбиты. Корректирующая двигательная установка (КДУ), позволяющая корректировать орбиту в ходе полета, используется для компенсации тормозного воздействия атмосферы (важно для орбит с низким перигеем, обеспечивающим более высокое наземное разрешение), а также для временного снижения орбиты, обеспечивающего ежесуточное повторение наземной трассы в течении нескольких дней. Типичная продолжительность полета спутников третьего поколения - 12 суток, а с 1976 года - 14 суток. С 1971г. один - два раза в год стали запускаться аппараты, подобные по телеметрии маневрирующим спутникам третьего поколения, но не маневрирующие, носовые двигательные установки которых заменялись отсеком вспомогательной полезной нагрузки. В ряде случаев дополнительная нагрузка использовалась для испытаний новых приборов и научных исследований. Продление орбитального существования спутников третьего поколения до 14 суток позволило с 1976 г. изменить профиль обзорных полетов, осуществлявшихся ранее спутниками 1 и 2 поколений. Предназначающиеся для общего обзора спутники третьего поколения в течение первых суток полета выводятся на рабочие орбиты с апогеем 415 км. -7Высота перигея подбирается в зависимости от наклонения так, что за один виток трасса спутника смещается относительно земной поверхности на 23.3 (для используемых наклонений перигей меняется от 324 до 356 км). Это обеспечивает возвращение ее к исходной точке через 201 виток по прошествии почти 13 суток, и как раз в этот момент спутник возвращается на Землю. Меньшее расстояние между соседними витками, чем в 8-суточной схеме покрытия, позволяет, не теряя полноты охвата, использовать более длиннофокусную оптическую систему, обладающую меньшим полем зрения, но дающую более высокое разрешение. С 1975 г. спутники 3 поколения стали запускаться на приполярные орбиты с наклонением 81.3 (с 1980г. - 82.3). В сообщениях ТАСС указывалось, что поступающая информация передается в Государственный научноисследовательский производственный центр Природа для обработки и использования. Эти аппараты, носившие название Фрам, были доработаны для ведения многозональной, спектрозональной и цветной съемок в целях изучения природных ресурсов. Средняя высота полета составляла обычно 265 - 275 км либо 220-230 км (отдельные спутники выводились на более высокие орбиты 340-390 км). Спутники, запускаемые с 1979г. на более круглые орбиты с высотой от 250 км в перигее до 280 км в апогее, с 1989г. стали официально именоваться Ресурс-Ф и получаемые ими изображения с 1987 года предлагаются зарубежным пользователям на коммерческой основе. Кратковременность полетов спутников, созданных на основе Востока, вынуждала запускать их в огромных количествах. К середине 70-х годов осуществлялось по 30 - 35 запусков ежегодно. Другим недостатком аппаратов востоковского типа является то, что получить и проанализировать изображения можно только после завершения полета и возвращения фотоаппаратуры с отснятой пленкой на Землю. С этой точки зрения даже двухнедельный срок полета спутника в критических условиях оказывается неприемлемо долгим. Созданные на базе кораблей Восток автоматические аппараты на несколько десятилетий стали основой систем космической фоторазведки. Поскольку первым среди них был КА Зенит, все последущие модификации этого аппарата относят к серии Зенит. -82. КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ОПТИЧЕСКОЙ РАЗВЕДКИ ЗЕНИТ Работы по Зенитам начались в 1956 году еще до запуска первого в мире ИСЗ и велись на базе широкой кооперации различных организаций в тесном взаимодействии с Заказчиком - Министерством обороны. Головной организацией било Опытно-конструкторское бюро №1 (ОКБ-1), возглавляемое С. П. Королевым. По завершению летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) в 1962 году все работы по этому виду КА были переданы Куйбышевскому (ныне г. Самара) филиалу ОКБ-1. Штатная эксплуатация аппарата ведется с 1963г. В 1958г. в ОКБ-1 развернулись работы по созданию пилотируемого КА Восток, имевшие первостепенное значение. Проектные работы по Зениту к этому моменту были завершены выбором компоновочной схемы, его основных летне-технических характеристик, а также состава и принципов построения бортовых систем. Однако, ввиду смены приоритетов (первым космонавтом должен быть советский человек) и жестко ограниченных ресурсов разработчики вынуждены были отказаться от оптимизированной по массе схемы и принять востоковскую компоновку (ранее планировалась другая схема - возвращение пленки в специальной капсуле конической формы). Этот шаг позволил существенно сократить затраты ресурсов за счет использования результатов отработки КК Восток. Таким образом, компоновочная схема КА Зенит, его масса, форма СА и принципиальная схема его функционирования при спуске и посадке оказались очень близки к реализованным в КК Восток. КА Зенит предназначался для ведения детальной разведки, оснащен 3 фотоаппаратами с фокусными расстоянием объектива F = 1м, одним топографическим фотоаппаратом F = 0.2м и аппаратурой радиоразведки. Фотоаппараты способны вести съемку малыми сериями кадров и длинных трасс. Ширина полосы фотографирования при полете спутника на орбите высотой 200км составляет 180км. Длиннофокусные аппараты обеспечивают разрешающую способность снимков, равную 10-12м, запасы пленки позволяют отснять 1500 кадров каждым аппаратом. Из структурной схемы КА Зенит исключены следующие системы, входящие в состав КК Восток : система жизнеобеспечения; катапультируемое кресло; аварийный запас; пульты космонавта; средства ручного управления; радиотелефонная линия; телевизионная ливня; система управления. В состав КА Зенит включены следующие новые системы: 1. фото аппаратура; 2. фототелевизионная аппаратура; -93. специальная радиоаппаратура; 4. специальная радиотелеметрическая система; 5. система аварийного подрыва объекта (АПО); 6. радиосистема Маяк ; 7. программная радиолиния; 8. командно-вычислительное устройство; 9. система управления; 10. система управления бортовым комплексом. А также - системы, разработанные на базе КК Восток: система терморегулирования (СТР), приборный отсек (ПО), система электропитания; - системы, заимствованные с минимальными изменениями: тормозная двигательная установка (ТДУ), система радиоконтроля орбиты, радиотелеметрические системы, система Сигнал, система приземления, программное устройство Гранат, система пеленгаторов. При летно-конструкторских испытаниях Зенита впервые в космической технике был реализован режим практически постоянной точной 3-х осной ориентации в орбитальной системе координат, при которой одна из осей должна отслеживать в орбитальном движении аппарата направление на Землю (местная вертикаль), а вторая направлена по нормали к плоскости орбиты. Указанные направления определяются путем использования инфракрасного излучения Земли (инфракрасная вертикаль), гироорбитанта и датчиков угловых скоростей. Исполнительными органами системы ориентации (СО) являются управляющие реактивные сопла, работающие на сжатом азоте. Система может работать на прецизионном и экономическом режиме. Прецизионный режим использовался только при работе спецаппаратуры. -10Основные данные режимов: по крену и тангажу по рысканью угловые скорости, град/с расход азота, грамм/мин прецизионный экономический точность стабилизации осей, град. ±2 ±10 ±5 ±20 0.03 0.03 1.8 0.36 Для расширения возможностей получения фотоинформации со спутника система ориентации осуществляла быстрые программные развороты относительно продольной оси (поворот по крену), что позволяло снимать районы, расположенные на значительном удалении от трассы спутника. При движении по орбите в дежурном режиме спутник находится в неориентированном положении, бортовые системы работают в режиме минимальных энергопотреблений, обеспечивается проведение сеансов связи для измерения параметров движения КА и осуществляется телеметрический контроль состояния бортовых систем. Время перехода из неориентированного положения в ориентированное составляет не более 80 минут. КА Зенит состоит (рис. 2.1) из спускаемого аппарата (СА), приборного отсека (ПО), тормозной двигательной установки (ТДУ). КА устанавливается на переходнике головного отсека носителя и закрывается обтекателем. Более поздние модификации КА (с 1968г.) стали оснащаться корректирующей двигательной установкой (КДУ), устанавливаемой на СА с противоположной от ПО стороны и используемой для коррекции орбиты. Время существования спутника до 30 суток. Максимальная масса 6190 кг. -11- Рис. 2.1 Общий вид КА Зенит-2. 1 – фотоаппаратура; 2 – антенна специальной аппаратуры; 3 – система электропитания; 4 – приборный отсек; 5 – антенна программной радиолинии; 6 – аппаратура системы управления, радиотехнических и других систем; 7 – инфракрасная вертикаль; 8 – тормозная двигательная установка; 9 – антенны системы «Сигнал»; 10 – антенна радиотелеметрической системы; 11 – жалюзи системы терморегулирования; 12 – датчик ориентации на Солнце; 13 – баллоны системы ориентации; 14 - аппаратура системы управления, приземления, радиотехнических и других систем; 15 – разрывной заряд системы АПО; 16 – спускаемый аппарат. -122.1. Конструкция спускаемого аппарата СА является спасаемой частью КА и предназначен для размещения, создания необходимых условий для работы и возвращения на Землю спецаппаратуры. Корпус СА включает: - оболочку корпуса с каркасом и силовыми элементами для установки аппаратуры; - крышки трех люков; - оболочку парашютного отсека; - теплозащиту и теплоизоляцию; - балансировочные грузы. Оболочка корпуса СА представляет собой сварную конструкцию в виде сферы с внутренним радиусом 1104 мм, выполненную из листов АМг-6 толщиной 3 мм. С внутренней стороны оболочка подкреплена стрингерами и шпангоутами из гнутых профилей, которые одновременно используются для крепления приборов и арматуры. Масса СА составляет 2500 кг. В корпусе СА имеется 3 люка (рис. 1 на с. 1 [1]). Все три люка располагаются в верхней части СА, являющейся зоной уменьшенного аэродинамического нагрева. Люк № 1 d = 1000 мм располагается в 3 плоскости стабилизации, люк № 3 d = 1200 мм - в 1 плоскости. Оба люка имеют технологическое назначение и служат для установки и монтажа оборудования внутри СА. Люк № 2 d = 1000 мм во 2 плоскости стабилизации служит для установки парашютной системы. Расположение плоскостей стабилизации определяется в соответствии с расположением СА на носителе. Крепление крышек технологических люков № 1 и № 3 осуществляется с помощью болтового и шпилечного соединений соответственно (рис. 1 на с. З. [1]). Крепление сбрасываемой крышки парашютного люка (КПЛ) осуществляется 6-ю разрывными болтами и оснащено 36-ю пиротолкателями (рис. 1 на с. З. и рис. 16 на с. 18-20 [1]). На люке № 1 располагается два зарядных клапана, на КПЛ – один зарядный клапан (рис. 1З на с. 10). Крышка люка № 3 имеет пять иллюминаторов для оптической аппаратуры СА (рис. 10 на с. 8-9 [1]). Герметичность всех соединений обеспечивается прокладками из вакуумной резины. На верхней части СА располагаются 4 фланца крепления корректирующей двигательной установки (или отсека дополнительной полезной нагрузки), в -13которые входят замки-толкатели (рис. 41 на с. 54 [1]). На том же уровне между 1 и 4 плоскостями стабилизации располагается кронштейн для контактного датчика системы отделения КДУ. На оболочке СА имеются 3 фланца для установки антенн системы пеленгации (рис. 1 на с. 1 [1]). Первый фланец расположен в верхней части между 2 и 3 плоскостями стабилизации, второй - в нижней части, между 3 и 4 плоскостями стабилизации (закрыт заглушкой из асботекстолита), третий между 1 и 4 плоскостями стабилизации (рис. 13 на с. 12 [1]). Ниже уровня антенны Маяк располагается фланец бортового разъема, служащий для крепления отрывной платы кабель-мачты, связывающей гидравлические и электрические коммуникации СА и ПО (рис. 15 на с. 16-17 [1]). В верхней части СА между 1 и 2 плоскостями стабилизации расположен фланец блока огня (рис. 14 на с. 14-15 [1]), предназначенного для визуального обнаружения приземлившегося СА в ночное время. Для защиты СА от интенсивного нагрева корпуса при спуске предусмотрена наружная теплозащитное покрытие (ТЗП), а для обеспечения заданной температуры внутри СА служит внутренняя теплоизоляционная обшивка. Поскольку тепловые потоки на поверхности корпуса распределены неравномерно, толщина ТЗП также переменна (рис. 6 на с. 6-7 [1]). Наружный слой ТЗП образован асботекстолитом. Слой имеет максимальную толщину равную 45 мм в лобовой части. К донной части толщина слоя уменьшается до 3-4 мм. Под слоем асботекстолита на корпусе имеется слой теплоизоляционного материала (ТИМ), на крышках люков - слой пеношамота толщиной 20 - 30 мм (рис. 6 на с. 6-7 [1]). Крепление ТИМ к корпусу клеевое, пеношамот наклеен на крышки через подслой асботекстолита. Зазор между ТЗП люков и корпуса СА заполняется герметиком Виксинт (состав на основе органических каучуков). Для уменьшения поглощаемых тепловых потоков солнечного излучения на орбите поверхность СА оклеивают алюминиевой полированной фольгой с определенным значением коэффициентов отражения (А = 0.13 -0.14) и излучения (е = 0.06 - 0.07). Суммарная масса ТЗП приблизительно составляет 30% от массы СА. Для обеспечения допустимого радиального перепада температуры на стеклах иллюминаторов (не более 1.05°С) с внешней стороны теплоизолируют люк №3 с помощью ЭВТИ, а с внутренней - обеспечивают -14циркуляцию газа по каналам люка №3, тем самым исключая влияние температурного поля оболочки СА на оправы стекол. К СА теплоизоляция крепится с помощью текстильной застежки, пришитой к мату ЭВТИ, и застежкой, приклеенной к СА (рис. 5 на листе 10 [1]). В целях теплоизоляции внутреннего объема внутренняя поверхность спускаемого аппарата покрыта полиуретановым эластичным поропластом толщиной 50мм. В СА поддерживается температура в диапазоне (+20 ± 5)°С, давление 760 ± 200 мм рт. ст. Крепление СА к ПО осуществляется 4-мя стяжными лентами (рис. 42 на с. 56-57 [1]), электрическая и гидравлическая стыковка - через кабель-мачту и отрывную плату на корпусе СА (рис. 44 на о. 59-60 и рис. 15 на с. 16 [1]). Оболочка парашютного отсека представляет собой цилиндр эллиптического сечения, сваренный из двух гнутых листов АМг-ЗМ, и днища, которым оболочка опирается на шпангоут корпуса СА. Открытым торцом оболочка приварена к окантовке люка №2. На внутренней стенке оболочки парашютного отсека выполнен люк, закрываемый крышкой. На боковых стенках оболочки установлены клапаны входа и выхода системы вентиляции СА. На днище оболочки располагаются четыре кронштейна для установки парашютной системы, а в верхней части оболочки закреплен мощный кронштейн крепления парашютной системы. Сверху парашютный отсек закрыт сбрасываемой крышкой. Балансировочные грузы обеспечивают ориентированное положение СА при спуске и закрепляются к шпангоутам корпуса на кронштейне. Необходимый запас аэродинамической устойчивости обеспечивается смещением центра масс от центра сферы навстречу потоку воздуха на величину примерно 100мм. Допустимое смещение центра масс от продольной оси ± 2 мм. Масса балансировочного груза может достигать 72 кг. 2.2. Основные системы спускаемого аппарата Внутри СА размещается приборная рама, фотоаппаратура, экспонированная фотопленка, научно-исследовательская аппаратура, система приземления, система поиска СА, элементы системы терморегулирования, система вентиляции, коммутационная аппаратура, блоки телеметрической аппаратуры и блоки питания. -152.2.1. Система приземления Задачами системы приземления являются: введение в действие парашютной системы СА, подача питания на приборы, обеспечение функционирования системы пеленгации. В состав средств системы приземления входят: 1. Релейный коммутатор. 2. Блок питания. 3. Блок барометрических реле (ББР). 4. Приборы системы радиопоиска. 5. Пиропатроны отстрела крышки парашютного люка. 6. Пиропатроны отцепки тормозного парашюта. 7. Пиропатроны раскрытия антенны передатчика. 8. Бортовая кабельная сеть. 9. Парашютная система. При выведении спутника на орбиту и на орбите автоматика системы приземления обесточена. Перед началом приземления осуществляется ориентация продольной оси спутника в заданном направлении с помощью системы ориентации, расположенной на ПО. В качестве источника информации о положении КА используют прямое излучение Солнца (датчик ориентации на Солнце) и отраженное излучение Земли (инфракрасный построитель вертикали). Точность ориентации осей составляет ±2° при угловых скоростях не более 0.2 град./с по любой оси. После стабилизации спутника от блока стабилизации поступает команда одновременно на взведение автоматики системы приземления и включение автоматики системы управления ТДУ. После разделения ПО и СА команда на взведение снимается и обмотки реле обесточиваются. Затем осуществляется включение элементов автоматики с помощью бароблока, настроенного на давление 230 мм рт. ст., соответствующее высоте 9000 м. При срабатывании не менее чем 2-х барореле поступит команда на пиропатроны отстрела крышки № 2 и на электродвигатели временных механизмов. Вводится в действие парашютная система. 2.2.2. Парашютная система Парашютная система предназначена для обеспечения требуемой -16допустимой скорости приземления СА (10-12 м/с), позволяющей сохранить и повторно использовать фотоаппаратуру и сам СА. Парашютный контейнер размещен в оболочке, имеющей форму эллиптического цилиндра со сферическим днищем, и закрепленной на шпангоуте люка № 2 (рис. 17 на с. 21 [1]). Парашютная система обеспечивает двухкаскадное торможение. На крышке парашютного люка (КПЛ) закреплен вытяжной парашют (масса 4 кг) с площадью купола 1.5 м2. При отстреле КПЛ вытягивает его вместе с дипольными отражателями. Дипольные отражатели представляют собой металлизированные ленты, используемые для ориентировочного определения района приземления радиолокационными средствами, и располагаются под чехлом вытяжного парашюта. Вытяжной парашют тянет за собой тормозной (масса 47 кг) с площадью купола 18 м2 Для уменьшения аэродинамической нагрузки при раскрытии и устранения перехлеста применено рифление парашюта. При вытягивании тормозного парашюта взводятся пирорезаки, предназначенные для снятия рифления, которое осуществляется с замедлением на 4 ± 0.8с. Через 34±1с программные механизмы выдают команду на вывод основного парашюта (масса 68 кг) с площадью купола 574 м2. Одновременно осуществляется отцепка тормозного парашюта. Раскрытие основного парашюта проходит также в две стадии: 1 стадия - рифление, взвод пирорезаков; 2 стадия - снятие рифления, полное раскрытие. К моменту приземления скорость снижения гасится до 12 м/с. На 35-ой секунде работы временных механизмов подается напряжение на радиопередатчики и шину пиропатронов раскрытия антенн. Вступает в действие система пеленгации. 2.2.3. Система пеленгации Система включает 4 передатчика. Дальний пеленг района приземления СА осуществляется по излучению двух КВ-передатчиков (КВ-А и КВ-Б), работающих в разных частотах. По излучению УКВ-передатчиков (УКВ-А и УКВ-Б), работающих также на разных частотах, осуществляется ближний пеленг района приземления СА с самолетов и вертолетов. Передатчики А и Б дублируют друг друга для увеличения надежности дальнего и ближнего пеленга, т.к. условия распространения радиоволн и помехи могут быть различны для разных частот. Источником питания -17передатчиков являются химические источники. Передатчик КВ-А начинает работать в телеграфном режиме после раскрытия парашюта. Его антенна вшита в стренгу основного парашюта. Три часа пеленгатор работает на форсированном режиме (напряжение 18.3 В), далее 21 час на режиме малой мощности (напряжение 1.53В). Передатчик КВ-Б отличается от КВ-А частотой и отсутствием режима малой мощности. Он работает только в форсированном режиме в течение 3-х часов. Ближний пеленг района приземления осуществляется после приземления с помощью пеленгаторов УКВ-А и УКВ-Б. Пеленгатор УКВ-А имеет 3 антенны, фланцы которых располагаются в различных точках корпуса СА. В систему пеленгации включен ориентатор (ОР). В его функции входит выбор антенны, занимающей наилучшее с точки зрения поиска положение в пространстве. Из 3х антенн выбирается та, которая занимает после приземления наивысшее относительно горизонта положение. После выбора антенны ОР управляет ее раскрытием. Пеленгатор УКВ-А работает после раскрытия одной из антенн 24 часа в режиме непрерывного излучения несущей частоты. Пеленгатор УКВ-Б размещен в спецконтейнере СА, где также находится автономная аккумуляторная батарея и баллон с азотом (рис. 18 на с. 22-24 и рис. 19 на с. 25-27 [1]). Контейнер располагается на силовой окантовке люка №2, фалой прикреплен к СА и заключен в оболочку, которая после выброса наддувается азотом из баллона. При наддуве оболочки внутри нее натягивается тросиковая антенна (рис. 19 на с. 27 [1]) и подается питание на УКВ-Б, который начинает работать на излучение. Длительность работы до 24 часов. При движении СА на орбите функционирование его научной аппаратуры, а также поддержание в требуемом диапазоне параметров среды СА, обеспечивается системами и агрегатами приборного отсека, связанного с СА кабель-мачтой через плату бортовых разъемов. На плате располагаются электроразъемы БКС и два гидроразъема системы терморегулирования. 2.2.4. Система терморегулирования Для обеспечения нормальной работы аппаратуры температура газа в СА должна быть (+20 ± 5)°С, а в районе объективов - (+20 ± 2)°С. Ввиду постоянного функционирования внутри СА тепловыделяющей аппаратуры (тепловыделения в зависимости от режима работы от 120Вт до 1000Вт) существует постоянный приток тепла, которое необходимо сбрасывать в -18окружающую среду. С этой целью в СА установлена СТР. Основными элементами этой системы являются вентилятор-смеситель, регулятор расхода газа (РРГ) с приводом и газожидкостный теплообменник (ГЖТ) с вентилятором. Вентилятор обеспечивает циркуляцию газа в СА по двум контурам, выполненным в корпусе - внешнему и внутреннему. Внешний контур предназначен для поддержания постоянного протока газа через вентилятор, который работает, постоянно. РРГ служит для регулирования расхода газа через теплообменник с помощью поворотных лопаток. При температуре выше 25°С подается команда на включение привода регулятора, лопатки поворачиваются на открытие. Через теплообменник начинает протекать большее количество газа и интенсивность теплоотдачи в жидкость возрастает. При температуре ниже +15°С подается команда на закрытие лопаток, приводящая к уменьшению расхода через теплообменник. ГЖТ предназначен для отвода тепла от газа с помощью жидкого теплоносителя, циркулирующего в гидросистеме СТР. Подогретый в теплообменнике жидкий теплоноситель поступает по трубопроводам к гидроразъемам и далее по шлангам, расположенным в кабель-мачте, трубопроводам ПО в змеевик излучающего радиатора. На более поздних модификациях КА к температурному режиму в СА предъявлялись более жесткие требования. Поэтому РРГ был заменен регулятором расхода жидкости (РРЖ), осуществляющим изменение расхода теплоносителя через теплообменник. Номинал настройки чувствительного элемента, управляющего работой РРЖ, +20°С. Регулятор срабатывает при отклонении температуры газа СА на ±1°С от номинала. Время перекладки РРЖ из одного крайнего положения в другое 5-6 минут. Производительность теплообменника СА при разности температур таза и теплоносителя на входе в теплообменник 12С не менее 560 Вт. 2.2.5. Система вентиляции спускаемого аппарата Система вентиляции предназначена для предупреждения чрезмерного повышения температуры после приземления СА. Система включает (рис. 13 на с. 10 [1]) два вентилятора с приводами, два клапана входа, клапан выхода и термореле. Агрегат системы вентиляции установлен на стенке оболочки парашютного отсека. Термореле установлено на шпангоутах СА. Открытие клапанов входа и выхода и включение вентилятора -19производится по сигналу, поступающему от термореле при повышении температуры поверхности СА до +72С, что соответствует температуре внутри СА приблизительно 60°С При этом происходит подрыв пиропатронов замков клапанов входа и выхода, штоки замков освобождают защёлки и крышки клапанов под действием пружин открываются. Одновременно с открытием крышек включаются приводы вентиляторов и крыльчатки нагнетают наружный воздух через коленообразные патрубки клапанов входа в спускаемый аппарат. Из СА воздух выходит через клапан выхода. При снижении температуры до (+8±3)°С производится выключение вентилятора. 2.3. Общие сведения о приборном отсеке В приборном отсеке размещены основные обеспечивающие системы: командно-программное устройство, обеспечивающее управление фотографической и вспомогательной аппаратурой; аппаратура радиоуправления и измерения параметров орбиты; радиотехническая система контроля состояния бортовой аппаратуры и конструкции КА; системы теплового режима КА, энергопитания, ориентации и стабилизации. Приборный отсек (рис. 23 на с. 30 и рис. 32 на с. 38 [1]) выполнен в виде герметичной оболочки, образованной двумя коническими и одной цилиндрической поверхностями, соединенными между собой болтами, и заполнен азотом. В днище верхнего конуса (рис. 24 на с. 32 [1]) вварен стакан для размещения пружинного толкателя (рис. 43 на с. 58 [1]) для отделения СА от ПО. На шпангоуте верхнего конуса находятся 4 замка для стяжных лент крепления СА к ПО (рис. 42 на с. 56 [1]). На наружной поверхности верхнего конуса располагаются элементы пневмосистемы основной и дополнительной системы исполнительных органов (СИО) СО (рис. 37 на с. 48 [1]). Двигатели системы ориентации располагаются на конусах ПО. На верхнем конусе - двигатели управления по крену, на нижнем - двигатели управления по тангажу и рысканию. Рабочим телом пневмосистемы служит сжатый азот, находящийся в шаре-баллоне. На наружной поверхности нижнего конуса также установлены чувствительные элементы СО, антенны радиотехнических систем, излучающий -20радиатор СТР и створки жалюзи (рис. 27 на с. 36 [1]). На шпангоуте нижнего конуса на болтах установлены двенадцать опор для стыковки с переходником носителя. Жалюзи служат для регулирования теплоотвода путем изменения площади излучаемой поверхности и обеспечивают температуру азота в ПО в пределах +10°С - +30°С. Выравнивание температурного поля газа в приборном отсеке осуществляется с помощью газовода, куда газ подается из ПО двумя вентиляторами. Соприкасаясь со стенками корпуса ПО, газ охлаждается. Теплоотдача газа регулируется с помощью жалюзи. Жалюзи представляют собой систему из восьми пар створок. Каждая створка конструктивно выполнена в виде штамповонного листа (из алюминиевого сплава), поверхность которого химически полируется. Для увеличения жесткости на каждой створке установлены нервюры. Привод жалюзи представляет собой электродвигатель с редуктором. Предельный угол поворота жалюзи составляет 80. Жалюзи открываются при температуре +13.5С и закрываются при +10.5С. Время перекладки жалюзи из одного крайнего положения в другое не более 5 секунд. Площадь створок жалюзи 3.8 м2. Излучающий радиатор состоит из змеевика, жалюзи и оболочки нижнего конуса. Змеевик представляет собой спираль из алюминиевой трубы диаметром 18 мм и длиной около 30 м. Труба приварена к поверхности нижнего конуса ПО и дополнительно закреплена хомутами с шагом 25-30 см. После приварки змеевика и зачистки сварного шва на всю поверхность нижнего конуса наносится, керамическое покрытие белого цвета, чтобы получить необходимые оптические характеристики поверхности. Максимальная излучательная способность радиатора при температуре +12С составляет 800 Вт. Площадь излучения 4.8 м2. 2.4. Тормозная двигательная установка Состоит из тормозного однокамерного жидкостного реактивного двигателя (ЖРД) и блока сопел системы угловой стабилизации КА. Тормозная двигательная установка (ТДУ) размещается в цилиндрическом стакане, приваренном к нижнему шпангоуту ПО. Используемый ЖРД - с насосной подачей самовоспламеняющегося высококипящего топлива, состоящего из азотнокислотного окислителя (АК-27) и горючего на основе аминов (ТГ-02). -21Основные данные ТДУ: - тяга - удельный импульс - давление в камере сгорания - масса топлива - время работы (максимальное) R = 15.63 кН; J = 2610 м/с; р = 5.59 МПа; m = 280 кг; t = 46 с. Камера ЖРД устанавливается неподвижно вдоль оси торовых топливных баков. Отработанный газ турбины ТНА истекает через восемь неподвижных рулевых сопел. Блок сопел стабилизации состоит из двух сопел тангажа, двух сопел рысканья и четырех сопел вращения. Для наддува баков и управления агрегатами автоматики ТДУ используется сжатый азот, хранящийся в двух сферических баллонах. Подача топлива в двигатель при его запуске на орбите в условиях невесомости обеспечивается установленными в баках эластичными разделителями, работающими только при запуске ЖРД (в дальнейшем газ наддува воздействует на топливо непосредственно, минуя разделители). Нормальное воспламенение топлива достигается созданием в камере сгорания (КС) избыточного давления. С этой целью КС изолирована от окружающей среды тонкой металлической заглушкой (с предохранительным клапаном), впаянной в сопло, и при запуске наддувается азотом. С началом работы ТДУ заглушка выбрасывается продуктами сгорания топлива. Размеры камеры сгорания: - диаметр - длина - длина сопла - диаметр критического сечения сопла -диаметр выходного сечения сопла - масса d = 145 мм; 1 = 280 мм; 1 = 420 мм; d = 54 мм; d =269 мм; m = 16 кг. Для включения ТДУ, стабилизации углового положения на участке работы ТДУ и для выключения используется система управления ТДУ. С помощью этой системы вектор тяги выдерживается относительно начального направления продольной оси КА с точностью ± 2°. Исполнительными органами СУ ТДУ являются реактивные сопла, рабочим телом для которых являются отработанный газ, выходящий из ТНА. На более поздних модификациях вместо ЖРД использовали пороховую -22тормозную двигательную установку (ПТДУ), состоящую из пяти ракетных двигателей - одного основного и четырех управляющих. Для обеспечения заданного теплового режима и защиты ПТДУ от воздействия солнечной радиации выступающая часть закрыта теплозащитным экраном (рис. 34 на с. 45 [1]). Среднеинтегральная тяга ДУ 30 кН, время работы около 23 секунд, расход равен 11.4 кг/с. -233. КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРИРОДНЫХ РЕСУРСОВ ЗЕМЛИ И КОНТРОЛЯ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ СЕРИИ РЕСУРС-Ф Для исследования природных ресурсов Земли и контроля окружающей среды разработана космическая система Ресурс-Ф, которая включает в себя КА Ресурс-Ф1 и Ресурс-Ф2, являющиеся КА серии Зенит третьего поколения. Общий вид КА Ресурс-Ф1 приведен на рис. 3.1. Аппарат периодически запускается с 1981г. РН Союз. Масса КА 6300 кг, масса научной аппаратуры 800 кг. Вначале КА Ресурс-Ф1 выводится РН на промежуточную орбиту. Далее с использованием КДУ формируется рабочая орбита в диапазоне высот 250 - 400 км и наклонением к плоскости экватора 63…83. Параметры рабочих орбит выбираются из условия обеспечения сплошного покрытия поверхности Земли полосами захвата фотоаппаратуры с необходимым поперечным перекрытием на заданной географической широте. Поддержание заданного значения поперечного перекрытия в процессе полета КА осуществляется за счет проведения соответствующих маневров на орбите. КА Ресурс-Ф1 может находиться на орбите до 25 суток. Из них 11 суток аппарат находится в дежурном режиме, т.е. с выключенными системой ориентации и некоторыми другими бортовыми системами. Наличие дежурного режима позволяет увеличить срок существования КА на орбите и обеспечивает 2-х кратное покрытие части межвиткового интервала, используемое для повторного фотографирования. Наряду с выполнением основной задачи полета - проведения фотосъемок поверхности Земли, КА типа Ресурс-Ф способен выводить на орбиту научную аппаратуру для проведения различных экспериментов в условиях космического пространства. Научная аппаратура может находиться в спускаемом аппарате и в контейнере научной аппаратуры, установленном на поверхности СА. Научная аппаратура работает в космосе при открытой крышке контейнера. Перед спуском крышка закрывается, и научная аппаратура доставляется на Землю. Установленная снаружи КА научная аппаратура не возвращается на Землю, информация с нее может передаваться только по радиотелеметрической системе. -24- Рис. 3.1 Общий вид КА Ресурс – Ф1 1 – бленда звездного фотоаппарата; 2 – спускаемый аппарат; 3 – тормозная двигательная установка; 4 – корректирующая двигательная установка; 5 – приборный отсек -25- Рис. 3.2 Схема фотографирования КА Ресурс-Ф1 -26В комплекс исследовательской аппаратуры КА зондирования включены: - три широкоформатных топографических аппарата КАТЭ-200 с размером кадра 180х180 мм и фокусным расстоянием 200 мм для съемок в спектральных диапазонах 510 - 600, 600 - 700, 700 - 850 нм, позволяющие получать синхронные снимки территорий с разрешением до 15 - 20 м (в каждом аппарате по 1800 кадров); - два длиннофокусных широкоформатных аппарата КФА-1000 с размером кадра 300х300 мм и фокусным расстоянием 1000 мм, ведущие съемку в спектральном диапазоне 570 - 800 нм, позволяющие получать спектрозональные снимки (в каждом аппарате по 1200 кадров) с разрешением до 6 - 8 м, которое последующей обработкой может быть улучшено до 2 - 4 м. В составе фотоаппаратуры КА имеется звездный аппарат для определения элементов внешнего ориентирования КА (фотографирование звезд до 5 звездной величины) с целью координатной привязки осей космического аппарата в пространстве в момент выполнения съемки и анализа особенностей его перемещения- Точность определения углового положения составляет 40 60. Бортовой комплекс управления КА обеспечивает проведение многозональной (КАТЭ-200) и спектрозональной (КФА-1000) съемок совместно и по отдельности (предусмотренно шесть различных режимов работы, отличающихся друг от друга числом одновременно включаемых фотокамер). Ширина полосы фотографирования и фотографируемая площадь с высоты 250 км составляет соответственно 225 км и 27 млн. км2 при многозональной съемке и 147 км и 16 млн. км2 при спектрозональной съемке. Следует отметить, что диапазон широт наблюдения (83) обеспечивает практически глобальный обзор территории земного шара. Во время полета с наземных пунктов осуществляется управление и телеметрический контроль работы космического аппарата. С помощью КА типа Ресурс-Ф1 обеспечивается получение высококачественной картографической информации в масштабах 1: 1000000 и 1: 200000. Основные технические характеристики КА Ресурс-Ф1 и фотоаппаратуры приведены в табл.3.1 и 3.2. Схема фотографирования КА Ресурс-Ф1 показана на рис. 3.2. Космический аппарат Ресурс-Ф2, общий вид которого показан на рис. 3.3, запускается с 1988г. РН Союз и обеспечивает синхронную многозональную и -27спектрозональную (или цветную) фотосъемку поверхности Земли с высоким разрешением. Аппарат функционирует на околокруговых орбитах в диапазоне высот 210…450 км с наклонением орбиты к плоскости экватора 63…83 Масса КА Ресурс-Ф2 6300…6450 кг. В отличие от КА Ресурс-Ф1 в космическом аппарате Ресурс-Ф2 используется система электропитания на базе солнечной энергетической установки, что позволяет увеличить время активного существования до 30 суток. В КА установлена высокоинформативная многозональная фотокамера МК-4, которая обеспечивает фотографирование в четырех зонах спектра из шести возможных (см. табл.3.1). МК-4 позволяет получать многозональные снимки с разрешением 5-8 м, спектрозональные снимки с разрешением 8-12 м. В каждый кадр снимка впечатывается необходимая информация: номер кадра, код бортового времени, значение фактической выдержки, координатные кресты, фотометрический клин (устройство для ослабления светового потока). В составе фотоаппаратуры КА Ресурс-Ф2 имеется звездная камера для определения элементов внешнего ориентирования КА. Фотоаппаратура позволяет при необходимости проводить многозональную съемку в сочетании со спектрозональной и цветной фотосъемкой. Время активного существования (до 30 суток) дает возможность осуществить двух - трехкратное покрытие всего межвиткового интервала, поэтому здесь не предусматривается дежурный режим. Основные технические характеристики КА Ресурс-Ф2 и фотокамеры МК-4 приведены в таблицах 3.1 и 3.2. [10]. С помощью КА Ресурс-Ф2 возможно картографирование земной поверхности в масштабе 1: 50 000. Проведение фотосъемок с заданным продольным перекрытием обеспечивает стереоскопичность снимков. Доставка информации на Землю осуществляется, как и в КА Ресурс-Ф1 в спускаемом аппарате. На КА Ресурс-Ф2 может устанавливаться дополнительная исследовательская аппаратура. -28- -29- -30- Рис. 3.3 Общий вид КА Ресурс-Ф2 1 – спускаемый аппарат; 2 – бленда звездного фотоаппарата; 3 – тормозная двигательная установка; 4 – корректирующая двигательная установка; 5 – солнечные батареи; 6 - приборный отсек. -31- Рис. 3.4 Схема фотографирования КА Ресурс-Ф2 -324. КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНОЛОГИИ И МАТЕРИАЛОВЕДЕНИЯ ФОТОН Разработан в ЦСКБ (г. Самара) на базе ИСЗ серии Зенит. Запуск осуществляется РН Союз. Один из последних аппаратов функционировал 18 суток на орбите с высотой апогея 383 км, высотой перигея 228 км, наклонением i = 62.8. КА предназначен для проведения экспериментов по получению в условиях микрогравитации кристаллов белков и полупроводниковых материалов, отработки технологии их опытно-промышленного производства (установки Сплав, Каштан). Наряду с советскими установками для производства на орбите материалов с улучшенными свойствами на борту КА Фотон устанавливалась (4-20 октября 1991г.) немецкая (эксперимент Козима-4) и французская (эксперимент Седекс) аппаратура для проведения аналогичных работ. Имеются планы использования КА Фотон в рамках программы EuroKosmos для проведения полетов с размещением на борту оборудования для проведения исследований в условиях микрогравитации с последующим возвращением результатов в спускаемом аппарате. Предполагается завершить модификацию спускаемого аппарата КА Фотон, установив на нем дополнительную привязную возвращаемую микрокапсулу Мирка, которая в ходе полета будет разворачиваться на орбите с помощью троса длиной 30-50 м. -335. КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ КОСМИЧЕСКОЙ МЕДИЦИНЫ И БИОЛОГИИ БИОН Разработан в ЦСКБ (г.Самара) на базе КА серии Зенит. Основной внешний отличительный признак - отсутствие носовой корректирующей двигательной установки, вместо которой установлен отсек с дополнительной полезной нагрузкой (рис. 5.1). Рис. 5.1 Общий вид КА Бион. К настоящему времени проведено 10 запусков биологических КА (19661993г.). Последний из КА этой серии Космос 2229 (Бион-10) запущен РН Союз 29 декабря 1993г. и выведен на орбиту с параметрами: высота апогея - 396.8 км, высота перигея - 226 км, наклонение орбиты - 62.8 период обращения - 90.4 мин. Ведущее предприятие по разработке и изготовлению комплекса научной аппаратуры специальное конструкторско-технологическое бюро Биофизприбор Минздрава РФ (г. Санкт-Петербург). Для реализации программы научных экспериментов в полете биоспутника был создан комплекс аппаратуры, включающий: - две капсулы БИОС-Примат для обеспечения условий содержания и проведения исследований на обезьянах; -34- прибор Blobox (разработка Европейского космического агентства), предназначенный для экспериментов по клеточной и гравитационной биологии; - блоки и контейнеры для экспериментов с использованием объектов общей биологии; - аппаратуру для получения, регистрации и предварительной обработки физиологической информации; - систему управления комплексом научной аппаратуры биоспутника с использованием отечественных микропроцессоров; - четыре контейнера для размещения пассивных сборок на внешней поверхности спускаемого аппарата. В соответствии с научной программой предусматривалось орбитальное функционирование биоспутника продолжительностью до 14 суток и возможность коррекции длительности полета с учетом следующих факторов: - реального хода выполнения научной программы; - данных о расходовании энергетических запасов химического источника тепла; - состояния систем КА; - условий среды обитания внутри СА; - метеоусловий в районах предполагаемых мест приземления. Фактическая продолжительность полета БИОН-10 составила 11 суток 16 часов. В гермоконтейнере давление поддерживалось на уровне 720-760 мм рт. ст., парциальное давление кислорода составляло 140-180 мм рт. ст., углекислого газа - не превышало 1 мм рт. ст., относительная влажность воздуха составляла 30-70%, температура воздуха в первые 9.5 суток поддерживалась в диапазоне от 20°С до 26°С, а затем в течении 15 часов повышалась и достигла 30-31.3 С (когда орбита спутника стала полностью солнечной, т.е. перестала заходить в тень Земли). Исследования на 2-х обезьянах были дополнены серией биологических экспериментов в области клеточной и популяционной биологии, биологии развития, хроно- и радиобиологии. Для этих целей использовали культуры растительных и животных клеток и тканей, насекомых (плодовых мушекдрозофил, пустынных жуков-чернотелок, личинки тутового шелкопряда) и земноводных (испанских тритонов и икру шпорцевых лягушек). -35СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ Альбом рисунков /Л.: ЛМИ, 1980. Гусева В.Н., Королев С. И. Спускаемый аппарат /Уч. пособие СПб.: Мех. ин-т, 1992. Кобелев В.Н., Милованов А.Г. Ракеты-носители. М.: МГАТУ, 1993 Лазарев А.И. Космос открывает тайны Земли. Л.: Гидрометеоиздат, 1993. 240 с. Материалы по истории создания КК Восток. М.: Наука, 1991. Первый спутник-разведчик //Авиация и космонавтика. №3. 1993. С. 41-42. Полет Космос-2229 //Авиакосмическая и экологическая медицина №1. 1993. С. 79-81. Соллогуб А.В. и др. КА систем зондирования поверхности Земли. М.: Машиностроение, 1993. 9. Тарасенко М.В. Военные аспекты советской космонавтики. М.: Агенство российской печати, 1992. 164 с. 10. Д.И. Козлов, Г.П. Аншаков, В.Ф. Агарков и др. Конструирование автоматических космических аппаратов /Под ред. Д.И. Козлова. М.: Машиностроение, 1996. 448с. ил. 11. Гущин В.Н. Основы устройства космических аппаратов /Учебник для вузов. М.: Машиностроение, 2003. 272с. : ил. 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. -36Приложение 1 НОСИТЕЛИ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ДЛЯ ЗАПУСКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ СЕРИИ ЗЕНИТ РН, используемые для запуска КА серии Зенит относятся к семейству носителей, созданных на основе двухступенчатой МБР Р-7 (разработана ОКБ С. П.Королева в 1953-57гг.) и представленных на рис. П.1. Рис. П.1 Семейство ракет-носителей Восток 1 – Спутник; 2 – Луна; 3 – Восток; 4 – Восход; 5 – Луна-Венера; 6 – Союз; 7 – Прогресс. РН семейства Восток выполнены по пакетной схеме с параллельным отделением боковых ракетных блоков в конце работы первой ступени и поперечным отделением ракетного блока второй ступени от третей ступени по окончании ее работы. Четыре боковых блока (блоки Б, В, Г и Д) равномерно расположены вокруг центрального (блока А) и соединены с ним двумя поясами силовых связей: верхним, воспринимающим нагрузку в осевом и поперечном направлениях, и нижним, воспринимающим только поперечную нагрузку На первом этапе полета работают двигатели четырех боковых блоков и центрального, на втором - только двигатели центрального блока. 3 ступень (для -37РН Восток - блок Е, для РН Союз - блок И) установлена на центральном блоке. Разделение 2 и 3 ступени происходит по горячей схеме. РН на первом и втором этапах полета управляется путем отклонения рулевых камер, входящих в состав двигателей боковых и центрального блоков. На каждом боковом блоке имеются по две рулевые камеры, на центральном - четыре. Для управления полетом на 3 ступени используются четыре рулевых сопла. На боковых блоках установлены ЖРД РД-107, на центральном - РД-108. На боковых блоках в зоне хвостового отсека на специальных пилонах установлены воздушные рули, улучшающие управление РН при полете на первом этапе. Основные характеристики блоков представлены в таблице П.1.1. РН Восток (по классификации Министерства обороны США - SL-3) с 1962 по 1968 год применялась для запуска фоторазведывательных спутников первого поколения, год первого запуска - 1958г., космодром Байконур (ТюраТам). С 1966 по 1983 гг. использовалась для выведения метеорологических спутников и спутников радиотехнической разведки. С 1984г. продолжает использоваться только для эпизодических запусков спутников дистанционного зондирования на солнечно-синхронные орбиты и в ближайшее время будет выведена из эксплуатации. РН Союз (SL-4). Используется для выведения Н.К Восход, Союз, Прогресс и КА серии Зенит. Год первого запуска - 1963. Используемые -38космодромы - Байконур, Плесецк. С 1963 по 1991 год осуществлено 963 успешных запуска, что делает Союз самой массовой РН в мире. Основные характеристики ракет-носителей Восток и Союз приведены в таблице П.1.2. Таблица П.1.2 Характеристики РН -39Приложение 2 ИНФОРМАТИВНЫЕ СВОЙСТВА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ЗОНДИРОВАНИЯ Под информативными свойствами КА понимают свойства, определяющие качество получаемых с помощью КА изображений зондируемых участков земной поверхности. На практике наиболее часто используются такие показатели качества изображения как разрешающая способность и линейное разрешение на местности. Разрешающая способность изображения (R) определяется наибольшим значением частоты штрихов регулярной одномерной решетки - миры, при котором в фотоизображении эти штрихи еще могут быть различены (не сливаются). Мира состоит из набора полей, каждое из которых представляет собой чередующийся набор светлых и темных полосок одинаковой ширины. Ширина полосок от поля к полю меняется. Разрешающая способность изображения определяется как максимальное число штрихов на единицу длины (число штрихов или линий на миллиметр), т.е. измеряется в лин./мм (мм-1). Показатель (R) используется для оценки информативных свойств как отдельных звеньев сквозного тракта формирования изображения, например объектива, фотопленки, так и системы объектив - фотопленка в целом. Важным преимуществом показателя разрешающая способность является его простой физический смысл, несложность методики измерения, а также учет свойств глаза как зрительного анализатора. С показателем разрешающая способность тесно связан другой показатель линейное разрешение на местности.. Этот показатель помимо разрешающей способности учитывает параметры аппаратуры зондирования и условия функционирования КА, а именно фокусное расстояние и параметры относительного расположения КА в зондируемых районах. Линейное разрешение на местности (L) для частного случая зондирования подспутниковой точки определяется из соотношения LH 2 R f , где 1 2 R - ширина штриха в изображении миры; H - высота полета; -40f - фокусное расстояние объектива. В общем случае LD 2 R f ; где D - расстояние от центра масс КА до точки пересечения оптической оси аппаратуры зондирования с поверхностью Земли. DH cos y ; где y - угол отклонения оптической оси от местной вертикали. В некоторых случаях находит применение еще один показатель изображения, называемый добротностью системы. Добротность определяет предельно допустимое угловое разрежение системы и измеряется в радианах. a 1 2 R f Чтобы более полно описать передаточные свойства системы используют характеристику, которая называется контраст миры. Контраст миры количественная оценка распределения яркости в поле миры, определяемая из соотношения: kt BMAX BMIN , BMAX BMIN где BMAX и BM1N - яркости светлых и темных полос поля миры соответственно. Величина kt принимает значение из диапазона (0, 1). Известно, что чем меньше контраст миры при прочих равных условиях, тем хуже разрешающая способность. Помимо контраста kt различают контраст kt' изображения миры, который характеризует распределение освещенности в фокальной плоскости объектива (плоскости изображения): E MIN E k t MAX E MAX E MIN где EMAX и EM1N - освещенности изображения соответственно для светлых и темных полос поля миры. -41Изображение поля мири (или какого-либо объекта) отличается от оригинала двумя факторами: - амплитуда колебаний освещенности в изображении меньше, чем в самой мире (изменение амплитуды); - вне оптической оси изображение миры может не совпадать с его положением, рассчитанным по законам оптики идеальной системы (изменение фазы); Для более полного описания этих факторов используется частотная передаточная функция и ее составляющая, называемая функцией передачи модуляции или частотно-контрастной характеристикой. -42Приложение 3 КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА РАЗМЕЩЕНИЯ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ТИПА ЗЕНИТ Конструктивная схема размещения основных агрегатов системы ориентации и стабилизации космических аппаратов типа Зенит представлена на рисунке П.2: а) приборный отсек; б) размещение системы стабилизации; в) размещение системы ориентации. -43- Рис. П.2. 1 – шаровый баллон; 2 – конус верхний; 3, 9, 12 – антенна; 4 – кронштейн; 5 – вставка цилиндрическая; 6 – опора; 7 – конус нижний; 8 – установка ТДУ; 10 – жалюзи; 11 – монтаж кабелей и установка датчиков. -44- Рис. П.2. 1 – шаровый баллон; 13 – перекрывной ЭПК; 14 – редуктор; 15 – заправочный клапан; 17 – сопл управления по тангажу; 18 – сопло управления по рысканию; 19 – сопло управления по крену; 20 – датчики высокого давления; 22 – коллектор. -45- Рис. П.2. 1 – шаровый баллон; 21 – сопло управления по тангажу; 22 – коллектор; 23 – сопло управления по рысканию; 24 – корпус спускаемого аппарата; 25 – электропневмоклапан; 26 – датчик низкого давления; 27 – сопло управления по крену; 28 – заправочный клапан; 29 – датчики высокого давления; 30 – редуктор; 31 – шланг.
