В настоящее время интенсивно изучается и осваивается Ближний космос, уже осуществлены полеты автоматических станций к Луне, планетам Марсу и Венере, освоены полеты человека в космическое пространство на орбиты, расположенные вблизи Земли, вход в атмосферу и посадка на Землю по баллистическим траекториям.

Изучение Ближнего космоса осуществляется главным образом с помощью автоматических станций, искусственных спутников Земли, движущихся по эллиптическим орбитам на различных расстояниях от Земли.

Программы исследований предусматривают изучение: корпускулярных потоков и частиц малых энергий, концентрации в ионосфере заряженных частиц, энергетического спектра радиационных поясов Земли с целью оценки радиационной опасности при длительных космических полетах; первичного состава космических лучей и вариаций их интенсивности; магнитного поля Земли, коротковолнового излучения Солнца и других космических тел; строения верхних слоев атмосферы;
действия метеорного вещества на элементы конструкции космических аппаратов, образование и распределение облачности в атмосфере Земли.

Использование достижений космической техники в интересах народного хозяйства идет по пути создания орбитальных систем искусственных спутников Земли различного назначения, пассивных ретрансляторов радиопередач; активных ретрансляторов с задержкой по времени; телевизионных космических систем; навигационных систем для морского флота и воздушного транспорта; геодезических и метеорологических спутников. Кроме того, многие достижения космической технологии могут быть переданы в различные отрасли промышленности и способствовать их развитию.

Орбитальная космическая станция. В ближайшее время будут созданы крупные орбитальные космические станции как постоянно действующие базы, на которых будут жить и работать дежурные смены научных работников и специалисты различных профилей.

Фирма Douglas (США) разработала проект крупной Орбитальной космической станции—лаборатории LORL (Large Orbital Research Laboratory) с нулевой гравитацией, рассчитанной на экипаж в 24 человека. Орбитальная станция будет иметь форму цилиндра диаметром 10 м и длиной 42 м, разделенного на четыре герметизированных отсека. В отсеке № 1 будут находиться лаборатории с центрифугой, в отсеке № 2— командное и жилые помещения, в отсеке № 3—системы обеспечения Орбитальной станции, отсек № 4 будет использоваться как ангар для прибывающих транспортных кораблей. Через отсеки № 1, 2 и 3 пройдет туннель диаметром 2 м. Во всех отсеках, кроме отсека № 4, будет поддерживаться кондиционированная атмосфера, позволяющая работать экипажу без скафандров. Вес конструкции Орбитальной станции 110 г. Станция без экипажа будет выведена на орбиту высотой 480— 500 км двухступенчатым вариантом ракеты-носителя «Saturn V».

Рассматривается три типа транспортных космических кораблей для обеспечения Орбитальной станции:

1. Модифицированный космический корабль типа «Apollo» на 6 человек.

2. 12-местный космический корабль с высоким аэродинамическим качеством.

3. 12-местный космический корабль с грузовым отсеком в кормовой части.

В зависимости от типа транспортного космического корабля экипаж, обслуживающий орбитальную космическую станцию, будет доставлен на орбиту в две очереди по 12 человек или в четыре очереди по 6 человек.

Фирма Lockheed (США) работает над проектом Орбитальной космической станции с экипажем в 24 человека, которая может быть выведена на орбиту вокруг Земли в 1968 г. ракетой-носителем «Saturn V». Вес орбитальной станции 125 т. Работа финансируется Министерством обороны США, стоимость работ оценивается в 2.6 млрд. долл.

Предполагаемый наклон орбиты к плоскости экватора 29,5°. Станция будет функционировать в течение пяти лет. Смена экипажей будет производиться каждые шесть месяцев. Регулярно каждые три месяца для доставки продуктов, замены оборудования и приборов будут производиться полеты транспортных кораблей Земля — Орбитальная станция — Земля. На каждого члена экипажа станции установлена норма потребления 50 кг пищи и 85 кг кислорода в год.

Полет человека на Луну. Осуществление проекта «Apollo»— главная задача космической программы NASA (National Aeronautic and Space Administration), США. По этому проекту будет осуществлен полет космического корабля с экипажем из трех человек к Луне, высадка двух астронавтов на поверхность Луны и возвращение на Землю

Из бюджета NASA, составляющего в 1965 г. 5,5 млрд. долл., на пилотируемые полеты по проекту «Apollo» будет израсходовано 3,5 млрд. долл. Эта сумма расходов будет с каждым годом увеличиваться. Суммарные расходы на проект составляют 20 млрд.долл.

Полет человека к Марсу. Исследование пилотируемых полетов к планетам ведется в США под руководством Отдела перспективных исследований и Научно-исследовательского центра им. Маршалла, входящих в NASA. Руководство NASA считает, что после осуществления проекта «Apollo» в США будет предпринят пилотируемый полет к Марсу. Полагают, что экспедиция к Марсу осуществима в астрономически благоприятный период 1972—1973 гг. и может быть предпринята с использованием ракеты-носителя «Saturn V», но потребуется коренная модернизация космического корабля, который, возвращаясь с Марса, будет иметь скорость входа в атмосферу Земли 14—18 км/ceк.

Стоимость проекта оценивается в 40—50 млрд. долл.

По современной концепции NASA к Марсу должно быть послано два корабля, каждый будет иметь отсек оборудования, командный отсек и отсек посадки на планету. В случае неисправности в одном из кораблей его экипаж в командном отсеке может покинуть аварийный корабль и присоединиться ко второму кораблю.

Фирма Astronautics (США) исследовала условия полета к Марсу с выходом на орбиту спутника планеты и последующей посадкой на Марс.

Фирма Lockheed (США) изучала полет продолжительностью 630 суток по сложной траектории, проходящей мимо Марса и Венеры. Проектом предусматривается использование ядерного ракетного двигателя «Нерва».

Стоимость проекта 12 млрд долл.
Фирма Douglas (США) по контракту с NASA работает над проектом полета к Марсу в период соединения планеты с Солнцем. Такой полет требует меньших затрат энергии, и проще может быть решена проблема входа в атмосферу и посадки на Марс и Землю. Недостатком полета по траекториям минимума энергии является очень большая продолжительность экспедиции. По заданию NASA, фирма Douglas должна разработать оптимальную схему полета и посадки на планеты, чтобы продолжительность всей экспедиции не превышала 2, 6 года, а время пребывания на Марсе или на орбите спутника Марса — 1, 5 года.

На первом этапе изучение и проверка комплекса вопросов механики полета к ближайшим планетам проводится с помощью автоматических межпланетных станций. NASA для этих целей использует автоматическую станцию «Mariner».

Электроракетные и ядерные ракетные двигатели. На некоторых этапах развития механики полета главную роль играют двигатели. Переход от одного класса двигателей к качественно новому, более совершенному позволяет осуществить скачок в развитии механики полета.

В прогрессе механики полета пилотируемых космических аппаратов можно проследить некоторую аналогию с развитием авиации.

В авиации переход от поршневого двигателя с винтом к реактивному и ракетному позволил преодолеть звуковой барьер и на порядок увеличить скорость полета.

В космонавтике пилотируемые скоростные межпланетные полеты с приемлемой продолжительностью, не осуществимые в настоящее время с ЖРД, станут возможны с электроракетными (ЭлРД) и ядерноракетными двигателями (ЯРД).

ЭлРД будут иметь преимущество по сравнению с другими типами двигателей для беспилотных полетов в пределах солнечной системы.

Комбинированная силовая установка, состоящая из ЯРД и ЭлРД, обеспечит наилучшие характеристики корабля, предназначенного для пилотируемого полета к Марсу.

Некоторые ЯРД могут создавать такую же большую тягу, как и ЖРД; к ним относятся следующие ЯРД: с твердой активной зоной; с газообразной активной зоной и пульсирующие, подобные двигателю «Orion». Удельный импульс ЖРД в настоящее время лежит в пределах 250—430 сек и может быть доведен до 500 сек. Предполагается, что в следующем десятилетии удельный импульс ЯРД с твердой активной зоной достигнет 800 сек и будет возрастать до предельного значения в 1000 сек. ЯРД с газообразной активной зоной и пульсирующие в будущем могут иметь удельный импульс 2000 сек, и перспективное предельное значение его оценивается в 3500 сек. Вес ЯРД с твердой активной зоной и ЭлРД с ядерным источником энергии не может быть менее 450 кг, что определяется критической массой реактора. Минимальный вес пульсирующих ЯРД и ЯРД с газообразной активной зоной около 20 т.

В настоящее время в США разрабатывается электроракетная силовая установка с ядерным источником энергии «Snap-50/Spur» для беспилотных автоматических космических станций исследования солнечной системы.

Предполагается, что беспилотная автоматическая станция будет выведена на исходную орбиту искусственного спутника Земли ракетой-носителем «Saturn IB» и, удаляясь по спирали с работающим ионным ЭлРД, приблизится к Солнцу на расстояние 18 радиусов Солнца, уйдет от Земли на 92% астрономической единицы. Такой полет не выполним с ЖРД и не эффективен с ЯРД вследствие небольшой полезной нагрузки.

При более дальних межпланетных полетах использование ионных ЭлРД с ядерным источником энергии может не только увеличить полезную нагрузку, но и сократить время полета в сравнении с ЯРД. Если рассматривать полет к Сатурну беспилотной автоматической станции с ионным ЭлРД и «Snap-50/Spur» (Э=9 кг/квт), время активного полета составит около 2/3 общей продолжительности полета к Сатурну (600 суток) и предполагаемый ресурс двигателя 10 000 ч для такого полета будет достаточен.

Ионные ЭлРД с ядерным источником энергии могут быть использованы для доставки с орбиты искусственного спутника Земли на поверхность Луны больших грузов. Первым полетом орбитального транспортного корабля на орбиту доставляется ЭлРД, ядерная силовая установка и грузовой лунный корабль; вторым и третьим полетами на орбиту доставляются полезная нагрузка и рабочее тело. При ресурсе ЭлРД с ядерным источником энергии в 10 000 ч грузовой лунный корабль может трижды слетать с орбиты вокруг Земли на Луну, повторно заправляясь рабочим телом на орбите у Земли.

Если для перевозки грузов с орбиты спутника Земли на Луну использовать ЯРД, то вес конструкции силовой установки будет меньше, что позволит собрать грузовой корабль к отправке на Луну после двух полетов орбитального транспортного корабля. Если ЯРД будет иметь удельный импульс 800 сек, продолжительность полета на Луну и обратно составит 8 суток, а в случае ионного ЭлРД— 140 суток.

Рассматривая полет пилотируемого корабля с орбиты спутника Земли к ближайшим планетам, сравнивая различные силовые установки с ЯРД, ЭлРД и комбинированную ЯРД + ЭлРД, наименьший стартовый вес корабля для заданной полезной нагрузки будет при двухступенчатой установке ЯРД+ ЭлРД. В качестве ЯРД и источника энергии для ЭлРД можно использовать модифицированный «Snap-50» в связке.

Развитие ЭлРД идет по пути технического усовершенствования и уменьшения их веса. Дальнейшее развитие ЯРД, по-видимому, будет иметь качественный скачок, в связи с переходом к газовым реакторам и пульсирующим двигателям.

По опубликованным в журналах материалам, освоение пилотируемых полетов в космическое пространство состоит из следующих основных этапов.
1. Создание первой Орбитальной космической станции с людьми — 1968— 1969 гг.
2. Осуществление по проекту «Apollo» посадки на Луну двух астронавтов — 1970 г.
3. Первые экспедиционные полеты человека к планетам Марс и Венера — 1972—1974 гг.
4. Создание постоянно действующей базы на Луне—1975 г.
5.Коммерческие перевозки пассажиров в космическом пространстве—1975—1980 гг.

Планом NASA после осуществления проекта «Apollo» предусматриваются два этапа работы Орбитальной космической станции с дежурными сменами экипажей: 1) обеспечение базы на Луне и первых полетов к Марсу и 2) обслуживание полетов к Марсу и Венере.

Новое космическое оружие. Считается вероятным, что в ближайшие 10—15 лет США включат в состав вооруженных сил новое пилотируемое космическое оружие. Полагают, что для этой цели необходимо подготовить 15 тыс. космонавтов, которым придется выполнять тактические задачи, принимать решения при возникновении обстоятельств, не предусмотренных программой вычислительных устройств, проводить проверку и обслуживание космических аппаратов, обеспечивать связь с Землей и транспортные операции.

Министерство обороны США активно участвует в разработке планов перспективного развития космической техники, финансирует и поддерживает работу по созданию крупной Орбитальной космической станции с экипажем и пилотируемого космического аппарата для систематических транспортных полетов Земля—Орбитальная станция—Земля.

Стоимость космических полетов. Ракета-носитель «Atlas» со стартовым весом 110—120 т, выводившая на орбиту вблизи Земли капсулу «Mercury» с первыми американскими астронавтами, стоила 35 млн. долл. Вес конструкции и полезной нагрузки этой ракеты составляет примерно 15% от стартового веса, следовательно килограмм веса ракеты «Atlas — Mercury» стоил около 2000 долл. и обходится дороже золота (1 кг золота стоит 1230 долл.). Стоимость одного полета космического корабля «Gemini» оценивается в 20—25 млн. долл. и доставка на орбиту килограмма полезной нагрузки стоит около 2 тыс.долл.

Непрерывно растет суммарный вес полезной нагрузки, ежегодно выводимый на орбиту. Точно определить дальнейший рост по годам весьма трудно, но предполагают, что к 1970 г. суммарная годовая грузоподъемность ракет при пересчете на полезную нагрузку, доставляемую на околоземную орбиту, возрастает до 5000 т в год, а к концу 80-х годов будет в три раза больше (рис. 1).

Рис. 1. Рост суммарной годовой полезной нагрузки на орбите вблизи Земли
и стоимость доставки килограмма полезного груза на орбиту по годам

Дальнейший рост числа ежегодно совершаемых космических полетов и веса полезной нагрузки, доставляемой на орбиту спутника Земли, необходимые для прогресса космической техники, создания крупных Орбитальных космических станций, пилотируемых полетов к Луне и планетам, многократных систематических полетов человека Земля—Орбитальная станция—Земля, ограничиваются экономическими возможностями. Поэтому в настоящее время все основные фирмы США, занимающиеся авиационной и космической техникой, ведут разработку принципиально новых космических систем, которые позволят значительно снизить стоимость космических полетов.

В ближайшее время можно ожидать быстрого развития крылатых космических систем для многократных транспортных полетов Земля—Орбитальная станция—Земля и пилотируемых космических кораблей с большим аэродинамическим качеством и высокой маневренностью при полете в атмосфере.

Рис 2. Современное состояние механики полета

На рис. 2 показано современное состояние механики полета в координатах скорость—высота полета. Область до М-3 занимает современная авиация, область, ограниченная первой и второй космическими скоростями, принадлежит космическим летательным аппаратам-спутникам Земли; область справа от кривой параболической скорости, принадлежит межпланетным космическим аппаратам; область от М-5 до 25 будет принадлежать гиперзвуковым самолетам и новому типу летательных аппаратов для систематических транспортных полетов Земля—Орбитальная станция—Земля Последнее—это многократно используемая двухступенчатая космическая система с параллельным или последовательным расположением ступеней, каждая ступень имеет фюзеляж, крылья, аэродинамические рули, силовую установку и пилотируется экипажем. Космическая система может взлетать, как самолет, с аэродрома, использовать атмосферный воздух в двигателях как окислитель топлива и рабочее тело, в атмосфере управляет траекторией с помощью аэродинамической подъемной силы крыла, изменяя углы атаки и крена; вторая ступень, достигнув первой космической скорости, выходит на орбиту вблизи Земли; вход в атмосферу происходит на большом аэродинамическом качестве по траекториям, управляемым аэродинамическими силами, посадка — горизонтальная на обычные аэродромы.

Эта космическая система вначале проектируется как двухступенчатая, а когда удельный импульс комбинированных ЖРД достигнет 500 сек, будет одноступенчатой. До сих пор еще не установилось названия таких летательных аппаратов, но по конструктивным признакам, техническим особенностям и механике полета по аналогии с дозвуковыми, сверхзвуковыми и гиперзвуковыми самолетами их следует отнести к классу двухступенчатых или одноступенчатых космических самолетов.

Главные причины перехода от баллистических к крылатым космическим системам, космическим кораблям с подъемной силой и космическим самолетам следующие:

1. Ожидается, что стоимость доставки полезного груза на орбиту вблизи Земли крылатой космической системой многократного действия снизится на три порядка по сравнению с баллистической системой «Saturn—Gemini» и будет равна 5 долл. за килограмм.

2. Стоимость стартовых операций со 100 долл. за килограмм стартового веса снизится до стоимости, обычной для самолетов.

3. Станет возможно проводить летные испытания космической системы во всем диапазоне рабочих режимов, возвращать конструкцию на аэродром даже при отказе большей части ее оборудования, как это делается с опытными самолетами; кроме того, можно будет изучить причины отказов, усовершенствовать конструкцию, доведя ее надежность до самолетной.

4. Вход в атмосферу космического корабля по неуправляемой баллистической траектории может легко осуществляться только с круговой орбиты спутника небольшой энергии, близко расположенной к поверхности Земли. Осуществить прямой вход в атмосферу и посадку по баллистической траектории с орбиты большой энергии, круговой орбиты синхронного спутника или параболической орбиты очень трудно, а прямой вход в атмосферу с гиперболической скоростью по баллистической траектории невозможен из-за малой ширины коридора входа больших перегрузок и больших тепловых нагрузок.

Космический корабль, обладающий аэродинамическим качеством около 3, 5 на гиперзвуковом режиме, используя маневр по тангажу и крену, может в любой момент произвести посадку с орбиты спутника на любой заданный аэродром земного шара. Межпланетный корабль с высоким аэродинамическим качеством может осуществить прямой вход в атмосферу с гиперболической скоростью и посадку на Землю, управляя траекторией входа аэродинамическими силами. Полет в атмосфере на переменных углах атаки расширяет коридор входа, снижает требования к системе управления траекторией приближения к планете, уменьшает перегрузки и тепловые нагрузки.

По планам NASA, в качестве транспортной системы обеспечения Орбитальной космической станции будет применяться двухступенчатый космический самолет с треугольным крылом, каждая ступень будет пилотироваться экипажем. Разработку такого летательного аппарата ведут фирмы Boeing, North American, Lockheed, Northrop, Douglas, Martin, General Dynamics, Aerojet-General и др.

К 1970—1971 гг. предполагается разработать на базе ракеты-носителя «Saturn—IB» космическую систему, доставляющую на орбиту 12 пассажиров.

К середине 70-х годов должен быть введен в эксплуатацию двухступенчатый космический самолет со стартовым весом 450—500 т, доставляющий на орбиту вблизи Земли 10 пассажиров и 3, 5 т груза; экипаж—два человека.

В конце 70-х годов ожидается ввод в эксплуатацию двухступенчатой грузовой орбитальной ракеты со стартовым весом 10 000 т, полезной нагрузкой на орбите 600 т и спасаемой первой ступенью.

К середине 80-х годов планируется построить многоцелевой двухступенчатый космический самолет с горизонтальным взлетом и стартовым весом 250 т. Космический самолет будет доставлять на дальность 18 000 км, по поверхности земного шара 100 пассажиров и 5 т груза или на орбиту вблизи Земли 50 пассажиров и 2, 5 т груза.

Фирма North American (США) для предварительных летных исследований схемы двухступенчатого космического самолета предложила использовать уже существующие конструкции ХВ-70, Х-15, M-2/F-2 и HL-10. В связи с этим между NASA, Военным министерством и фирмой ведутся переговоры о модификации опытного самолета ХВ-70А «Valkyria» для использования его в качестве первой ступени, а в качестве второй ступени будут использованы самолет Х-15 или опытные конструкции космических кораблей M-2/F-2 и HL-10.

Динамика полета. Для определения оптимальной программы управления полетом летательного аппарата математически анализируется функционал, всецело зависящий от траектории полета. Следовательно, вариационное исчисление приобретает первостепенное значение в механике полета.

Проблемы механики полета являются, как правило, двухточечной краевой вариационной задачей.

Существуют два подхода к решению задачи о движении космического корабля с подъемной силой в атмосфере. Один из них приближенный, в котором используются следующие допущения, упрощающие уравнения движения: направление тяги фиксировано относительно продольной оси аппарата; угол между вектором тяги и вектором скорости пренебрежимо мал; вес аппарата постоянен, индуктивное и полное аэродинамическое сопротивления определяются в предположении, что перегрузка равна единице.

При этих допущениях система уравнений плоского движения приводится к двум уравнениям, роль управления играет угол наклона траектории и оптимальное решение состоит из некоторого числа основных участков, определяемых условием

При точном решении задачи учитывается инерциальный член, а подъемная сила или угол атаки рассматриваются как управление. Тогда рассматриваемая задача формулируется как классическая вариационная задача Майера—Больца. Решение (без идеализации) этой задачи классическим методом с помощью уравнений Эйлера—Лагранжа для практически важных случаев представляет большие трудности и часто не приводит к желаемым результатам. Делались попытки решения этих задач на аналоговых вычислительных устройствах, обнаружена высокая чувствительность оптимальной траектории к изменениям начальных значений множителей Лагранжа, и точность аналоговых устройств оказалась недостаточной.

В последние годы предпринимались большие усилия для разработки методов решения вариационных задач механики полета.

Помимо классического вариационного метода, появилось несколько других методов оптимизации: теория динамического программирования, теория линеаризации интегралов с помощью теоремы Грина, градиентная теория оптимизации или оптимизация методом наискорейшего спуска, метод Newton— Raphson'a, в котором с помощью упрощенной методики находится приближенное решение, достаточно близкое к искомому и окончательно уточняется посредством итеративной процедуры.

Метод наискорейшего спуска оказался весьма эффективным при решении двухточечной краевой вариационной задачи механики полета, в настоящее время он совершенствуется и находит все более широкое применение.

Аналитические решения задач динамики полета весьма полезны для исследования траекторий, удельных тепловых потоков и расчета общего количества тепла, поглощенного космическим кораблем при входе в атмосферу Земли, Венеры, Марса и других планет

Фундаментальные уравнения движения корабля при входе в атмосферу не решаются аналитически. Были найдены приближенные решения для следующих случаев:

1) баллистический вход без подъемной силы на достаточно больших углах наклона траектории;

2) планирующий вход с большой аэродинамической подъемной силой на малых углах наклона траектории;

3) планирующий вход со средним значением аэродинамической подъемной силы на средних углах наклона траектории;

4) планирующий вход с большой отрицательной подъемной силой на различных углах наклона траектории;

5) вход спутника с малым аэродинамическим качеством на малых углах наклона траектории;

6) вход аппарата с малым аэродинамическим качеством на больших углах наклона траектории.

Если рассматривать область с координатами аэродинамическое качество и угол наклона траектории, то каждое из перечисленных приближенных решений применимо на узком участке этой области, и существует еще большое пространство, для которого решений не найдено.

Недавно WHT Loh предложил теорию второго приближения применительно к решению задач динамики входа в атмосферу. Эта теория применима на всех участках, где уже получены решения первого приближения. Точность расчетов по теории второго приближения не ниже, чем по теории первого приближения и даже превосходит некоторые из них по точности на конечном участке полета. Результаты аналитических расчетов хорошо совпадают с точными расчетами на ЭВМ. Теория второго приближения дает решения и в области, где еще не было найдено приближенных решений, например для планирующего входа с большим аэродинамическим качеством на средних и больших углах наклона траектории, для баллистического входа на малых углах наклона траектории.
назад

далее