Способ управляемого спуска космического аппарата с околоземной орбиты на участке гиперзвуковых скоростей
METHOD FOR CONTROLLED DESCENT OF SPACECRAFT FROM NEAR-EARTH ORBIT AT SECTION OF HYPERSONIC SPEEDS

Предлагается способ управляемого спуска космического аппарата с околоземной орбиты на участке гиперзвуковых скоростей, заключающийся в том, что для достижения более медленного снижения орбитальной скорости аппарата и, соответственно, уменьшения теплового воздействие на элементы его конструкции управляемость аппарата поддерживается за счет создания дополнительной реактивной силы, направленной вдоль вектора центробежной силы, отличающийся тем, что необходимый для этого реактивный поток формируется за счет преобразования нижнего, более холодного слоя динамической газовой подушки, образующейся перед головной частью аппарата с использованием пара охлаждающего агента, отработавшего на отъеме тепла от наиболее горячих конструкций аппарата.
Существует несколько способов управляемого спуска космического аппарата с орбиты спутника земли. Так при управляемом аэродинамическом спуске после отработки тормозного импульса спускаемый аппарат переходит на более низкую орбиту, проходящую через более плотную атмосферу, когда нарастание плотности этой атмосферы с высотой носит логарифмический характер, а атмосферные условия на конкретной высоте изменяются непрерывно. Аэродинамическое качество корпуса аппарата на гиперзвуковых скоростях невелико, поэтому приходится управлять траекторией движения аппарата путем разворота планера относительно набегающего потока. При этом возникают очень быстрые причинно - следственные последовательности и, как показывает практика, такое управление возможно только с помощью автоматики, - велика вероятность срыва в неуправляемый, аварийный режим.
Наиболее безопасно и комфортно было бы полностью погасить космическую скорость в безвоздушном пространстве космоса с помощью маршевых ракетных двигателей и безопасно спуститься, - так поступают на небесных телах, не имеющих атмосферы. Но в условиях Земли и на химическом топливе это невозможно, т.к. требует такого же количества топлива, как и при взлете.
В нашем случае рассматривается другой известный способ управляемого спуска космического аппарата. После воздействия на аппарат тормозного импульса, он переходит на более низкую орбиту, где испытывает тормозное воздействие атмосферы, еще более замедляющее его скорость. При этом центробежная сила, снизившаяся при тормозном маневре и все более снижающаяся при торможении в атмосфере дополняется не аэродинамической подъемной силой планера, а создаваемой реактивным двигателем силой, действующей в том же направлении, что и центробежная. Величина этой силы должна постоянно регулироваться, чтобы, с одной стороны, уравновесить вес аппарата, и с другой стороны выбрать высоту полета, на которой лобовое сопротивление атмосферы создавало бы желаемое отрицательное ускорение. Для такого управления также требуется много топлива. Так для гашения скорости в 9 км в секунду с торможением в 3G поддерживающий реактивный двигатель должен работать 300 секунд, создавая в среднем силу, равную половине веса аппарата.
По описываемому здесь способу сила, поддерживающая аппарат в полете на гиперзвуковой скорости, создается струей воздуха, который выпускается в направлении, противоположном действующей центробежной силы. Необходимый для этого воздух предварительно подвергается преобразованию, после которого скорость молекул газа уменьшается до величин, когда их воздействие на элементы конструкции аппарата не приводят к их разрушению. Это преобразование заключается в селекции молекул газа по скоростям и добавкой более холодных паров охлаждающего агента.
(по п. 2) Следующим отличием предлагаемого способа является то, что преобразование динамической газовой подушки, образующейся перед головной частью аппарата, осуществляется путем установки в головной части аппарата глубокого открытого спереди фронтального стакана, формирующего динамическую структуру газового потока, когда быстрые молекулы набегающего газового потока отдают свою энергию верхнему слою газа этой подушки, причем этот слой, разогреваемый до высокой температуры, в основном, сдувается, унося большую часть выделяющейся энергии.
При движении спускаемого аппарата на гиперзвуковом участке (при числах Маха 28… 10) молекулы газа набегают на плоскости конструкции аппарата со скоростями в несколько километров в секунду. На такой скорости ни о какой аэродинамике в классическом смысле этого понятия не может быть и речи и, когда молекула врезается в твердое тело, вся ее энергия расходуется на его разрушение: разогрев, испарение, эрозию. Если угол наклона рассматриваемой плоскости к направлению движения аппарата достаточно велик, на поверхности образуется воздушная подушка, которая воспринимает на себя экстремальное воздействие набегающего потока и передача тепла плоскости происходит опосредованно. Казалось бы, наиболее выгодно встречать поток газа на плоскость, нормальную к направлению движения. Но есть еще более выгодный вариант, -это открытый фронтальный газовый стакан.
Таким решением достигается не только создание не контактирующего непосредственно с поверхностью аппарата газового слоя, где происходит гашение космических скоростей молекул встречного газа, но и задача преобразования разряженной околоземной атмосферы в газовый объем относительно высокого давления, пригодный для формирования полезной реактивной струи.
Физика взаимодействия нейтральных или слегка ионизированных молекул газа, заполняющих разреженное пространство на высотах в несколько десятков километров, с открытым спереди глубоким стаканом, перемещающимся со скоростью в несколько километров в секунду, достаточно сложна. Рассматривается случай, когда масса газа, захватываемого сечением аппарата при его движении по орбите во много раз больше, чем масса газа, потребляемая фронтальным стаканом на создание реактивной струи. Для первой космической скорости такие условия возникают при атмосферном давлении приблизительно 0.5 мм рт.ст., что соответствует высотам 70-80 км. Над фронтальной плоскостью стакана обязательно образуется достаточно острый конус высоко ионизированного газа или плазмы, который воспринимает большую часть энергии встречных молекул. Формируется поток плазмы, направленный по образующей этого конуса, выносящий очень горячие высоко ионизированные молекулы и свободные электроны за пределы аппарата.
Если аппарат на своей траектории замедляется с ускорением, допустим, два G, то сила, вызывающая это замедление, приложена перпендикулярно плоскости нашего стакана в направлении центра тяжести масс (если корпус аппарата цилиндрический, и он ориентирован фронтальным стаканом вперед, - то на все сечение спускаемого аппарата). Противостоять этой силе может только накопленный и сжатый во фронтальном стакане газ, причем давление этого газа в зависимости от отношения веса аппарата к площади сечения стакана на начальном этапе спуска может составить 800-1000 мм рт.ст. При таком давлении средняя длина свободного пробега молекул очень мала, и тепловой обмен между молекулами многостадиен и хаотичен. Образуется эффективный теплоизолирующий слой, замедляющий проникновение тепла вглубь фронтального стакана. Быстрые молекулы не проникают глубоко, вдоль траектории их внедрения создается очень высокий градиент температуры и давления, после чего в этих локальных зонах происходит резкое расширение газа, поглощение энергии рекомбинации ионов и снижение средней температуры газа до приемлемых величин.
(по п. 3) Следующим отличием предлагаемого способа является то, что пар охлаждающего агента, отработавшего на отъеме тепла от наиболее горячих конструкций аппарата, подается в верхнюю часть фронтального стакана, где вводится в нижнюю, более холодную часть воздушной подушки, что способствующую формированию в стакане поля температур, когда элементы конструкций аппарата не подвергаются экстремальным воздействиям.
Средняя температура сжатого атмосферного воздуха, собираемого во фронтальном стакане и постепенно проходящего через него для выпуска через окно - сопло все-таки относительно высока и ее нужно снизить, прежде всего, в зонах, где газ контактирует с элементами конструкции аппарата. Для этого используется пар охлаждающего агента, например, воды. Поскольку при управляемом спуске время воздействия гиперзвукового потока на аппарат составляет сотни секунд, внутренний объем, а также элементы его конструкции в любом случае нужно охлаждать. Вода забирает тепло, нагреваясь и превращаясь в пар, далее пар смешивается с горячими газами, сильно расширяется и продолжает за счет них дальше нагреваться. Так при критической температуре (374 град.С) вода расширяется в 225 раз. Для уменьшения расхода охлаждающего агента конструкция аппарата предусматривает раздельный, выборочный ввод пара в поток сжатой атмосферы так, чтобы элементы конструкции аппарата нигде не перегревались выше допустимых температур. Тогда можно будет отказаться от использования тяжелой и ненадежной керамики.
(по п. 4) Следующим отличием является то, что формирующийся во фронтальном стакане горячий газ повышенного давления используется для создания реактивной силы, путем выпуска его через окно, расположенное в нижней части фронтального стакана в направлении против вектора центробежной силы, действующей на аппарат.
Фронтальный стакан преобразует разряженный поток быстро летящих молекул в относительно плотный газ со средней температурой около тысячи градусов. Газ в таком состоянии уже подчиняется законам аэродинамики и его можно использовать для формирования реактивной струи. Нужно отметить, что на ранней стадии спуска, когда встречный поток более агрессивен, требуется компенсировать потерю лишь небольшой части потерянной центробежной силы, что облегчает процесс трансформации газовой подушки в полезную реактивную струю. На заключительном этапе спуска, когда центробежная сила мала, нужно при том же давлении пропускать через полость аппарата больше воздуха, конструкцию в целом можно рассматривать, как внутреннее крыло, обтекаемое воздушным потоком и создающее необходимую подъемную силу.
Сопло-окно располагается в нижней части фронтального стакана с таким расчетом, чтобы вектор создаваемой реактивной силы проходим через центр масс аппарата и не возникало возмущающих разворачивающих аппарат моментов сил.
(по п. 5) Следующим отличием является то, что для регулирования величины реактивной силы по мере спуска увеличивается площадь сечения окна, через которое газ вытекает из фронтального стакана, а для регулирования направления, в котором действует эта сила, осуществляется разворот аппарата относительно оси нос - корма.
Как объяснялось ранее, аппарат на орбите поддерживается не подъемной силой планера, а реактивной силой воздуха, выходящего из окна в нижней части фронтального стакана, и эта сила компенсирует постепенно уменьшающуюся орбитальную центробежную силу. Если исходить из того, что выбором высоты полета спускаемого аппарата поддерживается постоянное избыточное давление во фронтальном стакане, то соотношение подъемной силы и лобового сопротивления будет равно отношению площади окна к площади фронтального стакана. Увеличивая площадь сечения окна, мы соответственно увеличиваем величину реактивной силы, доводя ее на заключительной фазе спуска до величины, равной весу аппарата (при ускорении два G - равной половине лобового сопротивления).
Поддержание необходимой высоты полета облегчается возникновением положительной обратной связи: при слишком сильном погружении в атмосферу аппарат как бы всплывает за счет увеличения реактивной силы, вызванной некоторым подъемом давления во фронтальном стакане, и наоборот. Поскольку, из конструктивных соображений, регулировать площадь сечения окна сложно, оперативное воздействие на величину реактивной силы, а точнее ее составляющей, направленной вдоль вектора центробежной силы, и соответственно на высоту полета, проще путем разворота в небольших пределах аппарата вокруг оси нос-корма, что легко осуществляется с помощью гироскопического устройства.
Таким образом, главный контур регулирования траектории полета будет выглядеть так: при возрастании средней величины избыточного давления во фронтальном стакане нужно увеличить площадь сечения окна, сохраняя, по возможности, это избыточное давление постоянным на всем протяжении спуска. Более плавное регулирование высоты полета и, соответственно, избыточного давления во фронтальном стакане, напрямую связанное со скоростью замедления G, осуществляется небольшим разворотом вектора реактивной силы относительно вектора центробежной силы. Боковая составляющая реактивной силы при этом может использоваться для более точного выбора места посадки при отклонении траектории движения аппарата от расчетной. Кроме того, система управления полетом должна постоянно регулировать расход и распределение охлаждающего агента в соответствии с изменяющимся условиями динамического газового потока.
В начальной фазе полета, перед выполнением первичного тормозного импульса аппарат разворачивается окном-соплом вверх, тогда при возникновении уже небольшого лобового сопротивления появляется реактивная сила, направляющая аппарат в более плотные слои атмосферы. Это позволит сэкономить топливо, необходимое на создание первичного тормозного маневра.
На заключительной фазе спуска, когда инерция аппарата уже не способна создавать лобовое сопротивление, превышающее вес аппарата, система управления переводит аппарат в фазу парашютного спуска.
Полезность предлагаемого подхода была бы очевидной, если бы удалось реализовать такой аппарат в виде цельнометаллической конструкции, отказавшись от тяжелых и ненадежных керамических защитных плиток. Какая температура установится в открытом встречному потоку фронтальном стакане? Чему по этому поводу учит наука?
Нашел работу из ФИЗТЕХа по поводу воздействия гиперзвукового потока на планер спускаемого аппарата. (Исследование аэротермодинамики перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов Зея Мьо Мьинт, Хлопков А.Ю. Московский физико-технический институт (государственный университет), ФИЗТЕХ,).
Наблюдаем типичный подход математика - ремесленника к новому для него предмету: набросать несколько исходных несложных закономерностей, по этим условиям сформулировать систему интегрально - дифференциальных уравнений (желательно не более трех - четырех), которые, естественно, корректно решить невозможно, а частные решения определяются из им же выбираемых субъективных допущений и граничных условий, - здесь полезно немного заглянуть в ответы задачника, да и побольше греческих букв - дело техники, однако.
Можно исходить из более простых соображений. Молекулярно-кинетическая теория устанавливает простое соответствие между скоростью молекулы и температурой, которой характеризуется тот объем, где этот газ находится. Зависимость квадратичная, при возрастании скорости молекулы в девять раз температура растет втрое. Так для азота при нормальной температуре (300 град.К) среднеквадратичная скорость молекул равна 500 м/сек. Тогда 16-катной скорости (8 км/сек) будет соответствовать в четыре раза большая температура -1200 град.К или 930 град.С. Т.е., собирая такие «скоростные» молекулы в некий замкнутый объем получим, вроде, и невысокую температуру.
С другой стороны, как свидетельствует опыт, выступающие кромки и поверхности спускаемого аппарата оплавляются и растрескиваются, а мелкие метеориты просто сгорают в атмосфере. Здесь мы явно имеем дело с кумулятивным эффектом: молекула отдала часть своей энергии поверхности и ушла, облегченная, за ней следующая, и так непрерывно. Перед полой плоскостью фронтального стакана, на уплотненной газовой подушке образуется динамический конус, по образующей которого встречный поток частично обтекает аппарат. Налетая на преграду при скорости в 8 км/сек, каждая частица, будь то нейтральная молекула или ион, получает дополнительную энергию в 5-10 эВ в зависимости от массы атома. Частица либо уходит в сторону, либо резко тормозится, излучая квант света в видимом или ИК спектре и унося при этом 2-3 эВ. Какая часть энергии будет накапливаться в открытом объеме фронтального стакана, и до какой температуры разогреется конструкция при прохождении через нее сформированного газового потока может показать только опыт.
В случае, если придется облицовывать внутренние поверхности конструкции керамикой, сделать это будет проще, поскольку плитки на внутренних криволинейных поверхностях частично работают на сжатие.
На фиг. 1 показан вариант реализации спускаемого аппарата по защищаемому здесь способу. Цельнометаллический корпус имеет цилиндрическую форму, причем какие-либо аэродинамические плоскости снаружи аппарата отсутствуют. Передняя часть выполнена в виде полого фронтального стакана, сечение которого занимает, по возможности, весь срез цилиндра корпуса. Далее, по мере движения от носа к корме сечение фронтального стакана трансформируется, как показано на фиг. 1, уступая место полезному объему аппарата. В задней части фронтального стакана расположено регулируемое (только в сторону увеличения) окно - сопло, через которое происходит истечение преобразованного в стакане газа (рабочего тела), который создает необходимую для поддержания аппарата на высоте реактивную силу. Окно вынесено достаточно далеко от носа аппарата, чтобы направление реактивной силы, по возможности, проходило через центр масс аппарата.
Поскольку лобовое сопротивление прикладывается к передней части корпуса, для общей стабилизации аппарата в полете используется якорь в виде длинного троса из стекловолокна, который создает дополнительное тормозящее усилие, направленное против возможного разворота корпуса. В задней части корпуса аппарата расположены твердотопливные реактивные двигатели, работающие на этапе создания начального тормозного момента, а также при мягкой посадке после парашютного спуска. Для обеспечения возможности оперативного регулирования высоты полета и требуемой коррекции по курсу на борту аппарата установлена гироскопическая система, позволяющая плавно разворачивать аппарат относительно главной оси. Так при отклонении направления действия реактивной силы от вертикали уменьшается вертикальная составляющая и аппарат под действием центробежной силы переходит на более высокую траекторию, а появляющаяся боковая составляющая уводит аппарат в сторону.
На фиг. 2 показано сечение фронтального стакана в продольной плоскости. Отработавший во внутренних частях конструкции хладоагент интенсивно охлаждает кромку фронтального стакана, затем равномерно вводится в газовый поток по периферии конструкции, снижая его температуру вдоль образующей стакана. На рисунке показан конус формирующейся динамической газовой подушки, на границе которого происходит процесс преобразования агрессивного разряженного газового потока в горячую равномерно уплотненную атмосферу внутри объема фронтального стакана. При этом большая часть быстрых частиц встречного газового потока лишь немного изменяют вектор своего движения под действием возникающих внутри граничного слоя интенсивных колебательных и турбулентных процессов. Вдоль всего корпуса аппарата возникает некоторое разряжение, улучшающее температурный режим обшивки.
Для иллюстрации примера зададим такие параметры. Пусть площадь сечения аппарата 4 кв. м, а вес 16 т, тогда для обеспечения тормозящего ускорения при спуске в 3G потребуется обеспечивать лобовое сопротивление в 48 т. Для этого во фронтальном стакане на протяжении всего спуска необходимо поддерживать избыточное давление немногим более одной атмосферы.
Пояснения к фиг. 1
1. Спускаемый аппарат.
2. Корпус
3. Рабочее пространство.
4. Ракетные двигатели для создания начального тормозного импульса и ракеты мягкой посадки.
5. Тормозные парашюты.
6. Стабилизирующий якорь.
7. Фронтальный стакан.
8. Окно-сопло.
9. Передний срез фронтального стакана.
10. Разделительная поверхность.
11. Центр масс аппарата.
12. Направление полета.
Пояснения к фиг. 2
13. Выход хладоагента.
14. Набегающий поток.
15. Динамический конус уплотнения.
16. Уплотненная атмосфера внутри фронтального стакана.