Ehrike К., Aero Digest, 73, № 1, 46 — 48, 50, 52, 54 (1956).

Конечной целью полета в мировое пространство является достижение других небесных тел и исследование их поверхности и атмосферы (если таковая имеется). Очень важным этапом в такой операции является возвращение обратно и спуск на землю.

Скорости, с которыми предстоит иметь дело в таких полетах, требуют совершенно другого подхода к решению задачи снижения в более плотные слои атмосферы, чем в случае высотных самолетов. При входе космического корабля в атмосферу какой-либо планеты условия его движения претерпевают коренные изменения наподобие тех, которые испытывает самолет при соприкосновении колес с землей. Без преувеличения можно сказать, что для космического корабля понятие «приземление» скорее относится к правильному входу в атмосферу, чем к спуску на летное поле.

«Посадочной площадкой» для космического корабля являются верхние слои атмосферы. Мы не можем изменять существующих в этой области условий, но можем и должны исследовать их с целью приспособления к ним конструкции летательных аппаратов и выработки соответствующих методов навигации. Необходимо, чтобы эта область была хорошо знакома астронавигаторам, возвращающимся на землю. Эти требования определяют необходимость широкого исследования определенных областей верхней атмосферы Земли.

Попадая в атмосферу, космический корабль должен плавно пикировать и выравниваться на заданной высоте. Основную проблему последующего снижения составляет выбор траектории, при которой тепловые потоки в наружную оболочку корабля были бы минимальными. Неизбежное количество получаемого за счет трения тепла определяет внутреннюю конструкцию, к которой предъявляются требования защиты основных силовых элементов чрезмерного нагрева, а также минимальный вес.

При входе в земную атмосферу космического корабля, возвращегося с орбиты, удаленной на 2200 км, последний обладает орбитальной скоростью 28 000—29 000 км/час (скорость, при которой уравновешивается действие гравитационных сил). При таких скоростях аэродинамические силы действующие на больших высотах в условиях сильно разреженного воздуха, можно сравнить с теми, которые испытываются при обычных скоростях вблизи земной поверхности. Сравнительно небольшая ошибка в задаваемой высоте выравнивания приводит к резкому возрастанию аэродинамических сил, действующих на корабль. Езда по шсссе со скоростью 100 км/час создает динамическое давление около 73 кг/м² что соответствует давлению на космический корабль, движущийся с орбитальной скоростью на высоте 87 000 м. Динамическое давление на самолет, летящий на высоте 6000 м со скоростью 500 км/час, равно давлению на космический корабль, движущийся с орбитальной скоростью на высоте 64 000 м. (Приведенные высоты могут быть не совсем точными ввиду отсутствия для них общепрнзнанных точных значений плотности.) На левой кривой фиг. 1 приведен график зависимости величины динамического давления, действующего на тело, движущееся с местной орбитальной скоростью, от высоты. Кривая обнаруживает быстрое возрастание динамического давления с уменьшением высоты, на которой корабль переходит в горизонтальный полет после входа в атмосферу (высота выравнивания). Если корабль, входящий в атмосферу с высоты в несколько миллионов метров, ошибочно вместо высоты 75 000 выравняется на высоте 30 000 м, динамическая нагрузка увеличится со 145 до 4900 кг/м².

Таким же образом резко увеличатся ускорения, действующие на конструкцию и экипаж. Две правые кривые на фиг. 1 выражают изменение перегрузки вследствие замедления (шкала ординат справа) с высотой при двух значениях коэффициента лобового сопротивления 1(0,35 и 0,70). Следует отметить, что, изменяя коэффициент сопротивления, пилот может уменьшить нагрузку на корабль и экипаж. С этой целью желательно иметь такую основную конструкцию корпуса с малым лобовым сопротивлением, которая даст возможность, изменяя угол атаки, получить большое сопротивление за счет увеличения подъемной силы.

Фиг. 1 Динамическое давление и перегрузки, связанные с замедлением движения, действующие на сателлоид на различных высотах.

Наконец, ошибка в высоте выравнивания должна сильно увеличить термическую нагрузку приблизительно пропорционально корню квадратному из подъема давления).

Если даже обшивка окажется в состоянии выдержать стационарные тепловые потоки, возникающие в таких условиях, временный эффект, известный под названием термического удара и появляющийся в результате резкого увеличения теплового потока, может серьезно повлиять на жесткость конструкции корабля и его способность противостоять последующим тепловым нагрузкам.

Поэтому важно не только выдержать правильную траекторию снижения, но также выбрать достаточно большую высоту выравнивания, для которой практическая ошибка была бы допустимой. График, приведенный на фиг 2, показывает влияние ошибки в скорости, с которой спутник входит в апогее из круговой орбиты (высотой 550 и 2200 км), на высоту перигея. т. е. высоту выравнивания. Теоретическая орбитальная скорость для первого случая составляет 7580 м/сек; для входа на эллиптическую переходную орбиту с теоретическим перигеем на высоте 92,5 км ее необходимо уменьшить на 137 м/сек. Ввиду малости этих изменений величина относительно земли остается большой, и при отсутствии межпланетной станции с точно известной скоростью движения, по которой можно было бы ориентироваться при снижении скорости сателлоида, необходимо основываться на измерении начальной скорости и высоты относительно земли. В таких условиях возможные ошибки в скорости порядка нескольких метров в секунду дают ошибку в высоте от 3000 до 9000 м, что соответствует колебаниям плотности от 50 до 250%. В результате недостаточного снижения скорости высота выравнивания увеличивается и, наоборот, чрезмерное замедление сателлоида на начальной орбите вызывает уменьшение высоты выравнивания и соответствующее повышение плотности атмосферы.

Если намечаемая высота выравнивания достаточно велика, то последствия такой ошибки ввиду малой плотности могут быть несущественными (увеличение динамического давления от 5 до 7,5—17 кг/м²). В случае же малой высоты выравнивания, например 75 000 м, с динамическим давлением 250 кг/м² такого же порядка ошибка может привести к значительному увеличению его до 370—850 кг/м². Такие давления должны значительно изменить траекторию полета спутника под действием подъемных сил, которые возбуждают колебания, приводящие к увеличению нагрузок или разрушению при последующем снижении.

Поэтому желательно иметь возможно большую высоту выравнивания порядка 90 000 м и более в зависимости от высоты исходной орбиты. В связи с этим в некоторых случаях может потребоваться один или несколько дополнительных «затормаживающих» эллипсов, прежде чем завершится прцесс входа в атмосферу и начнется процесс снижения.

Фиг. 2. Влияние ошибки в скорости, с которой спутник выходит из орбиты в апогее на высоту перигея.

В общем случае область высот между 90 000 и 180 000 м можно рассматривать как «ворота в атмосферу», где на летательные аппараты начинают действовать аэродинамические силы.

Очевидно, что важность этих областей для входа в земную атмосферу вызывает необходимость подробного изучения существующих там условий в различное время года на всех широтах. Значительный интерес представляют данные о плотности, температуре, составе воздуха, степени ионизации (плотность электронов) и характере изменения этих величин на протяжении суток в зависимости от солнечной активности. Столь же важным является изучение динамики верхних слоев атмосферы, т. е. наличие и степень порывистости ветров, которые могут быть как термического, так и электрического происхождения.

Для систематического исследования отдельных слоев необходимо выполнить ряд оборотов по большим круговым орбитам. Могут ли оснащенные приборами искусственные спутники земли обеспечить возможность получения таких данных? На этот вопрос можно ответить утвердительно, но следует помнить, что спутники дают ограниченные сведения на внешних кольцах рассматриваемой переходной области. Для стабилизации спутника на орбите необходима определенная минимальная высота, гарантирующая постоянство орбиты на протяжении ряда оборотов. Поскольку спутник подвержен воздействию газодинамических сил, то на характер его движения по орбите влияет не только высота (плотность, динамическое давление), но также величины коэффициента лобового сопротивления C_D и плотности корпуса, выражаемые через отношение веса к площади поперечного сечения W/A. В области высот более 90 000 м коэффициент сопротивления сохраняет постоянное значение и для сферического тела равняется около 2,2. На фиг. 3 приведен график зависимости времени пребывания на орбите для спутника с отношением W/A=390 кг/м². (Под временем пребывания на орбите подразумевается промежуток времени, за который спутник под действием сил аэродинамического сопротивления снизится до высоты 150—165 км.) Очевидно, что ниже 185 км, и в особенности ниже 120 км, исследование атмосферы с помощью спутников уже не столь эффективно.

Фиг. 3. Время пребывания сферического спутника на орбите (С D =2,2, W/А =384 кг/м2).

Фиг. 4. Зависимость высоты планирования от скорости при различных значениях параметра CL W/S

Более приемлемым методом для исследования нижних слоев атмосферы является планирование со сверхвысокими скоростями. Однако поднятые с помощью ЖРД планеры могут действовать только на высотах менее 90 000 м. Это можно видеть на фиг. 4, где представлены графики зависимости высоты планирования для ряда значений параметра C_L W/S¹). Здесь C_L — коэффициент подъемной силы, a W/S — нагрузка на единицу площади несущих поверхностей планера.

Таким образом, в интервале 90 000 — 180 000 м находится область высот, которую, с одной стороны, трудно исследовать с помощью планирующих аппаратов в силу большого разрежения воздуха и неблагоприятных аэродинамических условий, а, с другой стороны, она недостаточно высока для спутников в силу того, что плотность воздуха слишком мала, чтобы сателлоид смог удерживаться на орбите необходимое время.

Однако, как видно из фиг. 1, сила лобового сопротивления и связанное с ней замедление чрезвычайно малы. Для уравновешивания силы сопротивления и поддержания формы орбиты в таком виде, какой она была бы в пустоте, достаточно незначительной тяги.

Летательный аппарат, движущийся в рассматриваемой области высот должен перемещаться под действием небольшой постоянной силы тяги. Большая скорость и малая величина потребной тяги допускают работу на протяжении значительного числа оборотов. Аппарат может двигаться по круговой орбите с окружной скоростью подобно спутнику. Поэтому такой аппарат предлагают назвать сателлоидом.

Летные характеристики сателлоида, движущегося с орбитальной скоростью, можно легко проанализировать [1]. Из фиг. 1 видно, что для данной скорости и высоты замедление, выраженное в единицах g (отношение сопротивления к весу), является функцией только коэффициента сопротивления, который в данном случае скорее связан с площадью крыла, чем с площадью поперечного сечения. Поэтому сопротивление равно C_DS_q. Так как для поддержания постоянной скорости и высоты тяга должна равнять аэродинамическому сопротивлению, величина ее будет пропорциональна площади крыла сателлоида. Исходя из линейной зависимости между тягой и секундным расходом компонентов, можно построить общий график расхода компонентов, отнесенного к единице площади крыла

При входе космического корабля в атмосферу желательно наличие аэродинамического сопротивления, поскольку благодаря этому снижается скорость полета на таких высотах, где теплоотдача в оболочку еще невелика.

Фиг. 5. Расход компонентов сателлоидом на единицу площади крыла в 1 сек. CD для случая зеркального отражения. 0,35 < CD < 0,7 для случая диффузного отражения.

¹)Ввиду того что кривые на фиг. 4 и 5 даны в логарифмическом масштабе, по ним составлена английская система единиц. В переводе на метрическую систему 1 фунт= 0,453 кг; 1 фут=0.304 м; 1 фунт/фут²=5 кг/м²—Прим. ред.

С другой стороны, желательно иметь возможно большую подъемную силу с тем, чтобы как можно дольше удерживать корабль на значительной высоте, пока не будет достигнуто максимальное уменьшение скорости. Зная секундный расход компонентов на единицу площади крыла при данном значении коэффициента сопротивления, можно построить график расхода на единицу площади крыла за одни оборот, так как при движении по окружности высота и период обращения связаны однозначной зависимостью. На фиг. 6 приведен график расхода компонентов на единицу площади крыла один оборот вокруг земли для различных значений удельной тяги при C_D= 0,35. Интересно отметить, что изменение высоты сказывается значило сильнее, чем увеличение удельной тяги. На высотах более 120 000 м изменение удельной тяги почти не имеет значения, за исключением случаев большого периода обращения. Вообще на высоте более 90000 м расход компонентов, необходимый для поддержания сателлоида на орбите, чрезвычайно мал. Поэтому обращение сателлоида вокруг земли 10, 20 и более раз в процессе одного полета кажется вполне возможным.

Фиг. 6. Расход компонентов сателлоидом на единицу площади крыла за время одного обращения на орбите (СD =0,35).

Располагая необходимыми данными, можно произвести простой примерный расчет. Предположим, что вес пустого сателлоида равен 4540 кг, площадь крыла составляет 46,5 м², а нагрузка на крыло в незаправленном виде будет равняться 98 кг/м². Коэффициент аэродинамического сопротивления равен 0,35, а удельная тяга 350 кг. сек/кг. На фиг. 7 приведены графики, показывающие потребные значения расхода компонентов за один оборот W_r, начального веса W₀, начальной нагрузки на единицу площади крыла W₀/S (S — площадь крыла) и соотношение масс W₀/W_e (W_e — вec пустого сателлоида). Если допустить, что сателлоид вмещает 2270 кг компонентов (соотношение масс 1,5), то он совершит один оборот вокруг земли на высоте 100 000 м, 10 оборотов — на высоте 125 000 м и 1000 оборотов — на высоте 200 000 м.

С уменьшением высоты необходимая тяга быстро возрастает, и проблема аэродинамического нагрева, ограничивающая время действия сателлоида, приобретает еще большую остроту. На фиг. 8 представлена температура оболочки при равновесном излучении в зависимости от высоты сателлоида, движущегося с орбитальной скоростью. Как предполагают, сателлоид имеет нулевой угол атаки, а корпус и крыло образуют клин с углом 20°, так что наклон верхней и нижней поверхностей по отношению к потоку составляет 10°. Из графика видно, что для неконической конструкции максимальная температура устанавливается на высоте около 100 000 м. В таких условиях при наличии весовых ограничений защита баков с компонентами и помещения для экипажа возможна только на протяжении одного оборота. Для более длительных полетов следует выбирать большие высоты.

Фиг. 7. Изменение основных параметров в зависимости от высоты орбиты для сателлоида весом 4540 кг (без горючего) и нагрузки на единицу площади крыла в незаправленном состоянии We/S= 97,6 кг/м2 при CD=0,35.

Фиг 8. Приблизительная температура оболочки сателлоида. 1 - сторона, обращенная к солнцу; 2 — теневая сторона.

При движении сателлоида со скоростью меньше орбитальной условия полета значительно усложняются, а величина необходимой тяги резко увеличивается. Это вызвано тем, что достигаемая на этих высотах подъемная сила весьма мала, и сателлоид, вес которого в данном случае не равняется нулю, должен поддерживаться за счет тяги.

Возможность выполнения сателлоидом в процессе одного полета нескольких полных оборотов вокруг земли, помимо научной и технической стороны, представляет также значительный экономический интерес. Для запуска сателлоида на орбиту необходима многоступенчатая ракета и несколько сот тонн компонентов (т. е. примерно столько же, сколько тратится на запуск гиперзвукового планирующего летательного аппарата, совершающего полет вокруг половины земного шара). Однако если планер приземляется примерно через час, то спутник использует затраченные на его запуск средства более экономно, находясь в полете на протяжении нескольких оборотов. К достоинствам сателлоида относится не длина покрытого расстояния, а тот промежуток времени, на протяжении которого предоставляется возможность проведения исследований и обучения экипажа.

Сателлоиды, которые предназначены для исследования верхних слоев атмосферы, а также разработки и опробования методов входа в атмосферу не ограничиваются исследованием одной земли. Их можно использовать также для изучения верхних слоев атмосферы других планет (Марса, Венеры) и подготовки к приземлению путем установления правильных условий входа.

В случае Венеры приземление будет значительно затруднено (если оно вообще окажется возможным) наличием большой турбулентности в атмосфере этой планеты. Из-за непрозрачности атмосферы невозможно также наблюдение поверхности с помощью оптических приборов. Поэтому для исследования Венеры большой интерес представляет использование сателлоидов, поскольку только с помощью отраженных сигналов радиолокатора могут быть получены сведения о топографии планеты. Для облегчения составления ее карт необходима небольшая высота (примерно 90 000 м). Межпланетные космические корабли, став временными спутниками Венеры, не могут допустить снижения, связанного с входом в наружные слои ее атмосферы. Практически удобнее запустить с корабля сателлоид, который может осуществить исследование атмосферы Венеры и ее территорию с помощью радиолокатора.

Подводя итог, можно отметить желательность разработки летательных аппаратов, снабженных ракетной двигательной установкой малой тяги, называемых сателлоидами. Они пригодны для продолжительного полета в сильно разреженных слоях атмосферы, слишком высоких для планера и слишком низких для постоянного искусственного спутника. Возникает необходимость проведения исследования земной атмосферы в интервале высот от 90 000 до 180000 м и создания летательного аппарата с крыльями, способного доставить людей и аппаратуру на удаленную от земли орбиту с возвращением на землю. В будущем, когда окажется возможным провести исследование Марса и Венеры, сателлоиды могут оказаться очень удобным вспомогательным средством. Таким образом, сателлоид является не только промежуточным этапом на пути решения проблемы межпланетных сообщений, но также может быть полезным в процессе дальнейшего изучения космических пространств.