Voyons comment les vaisseaux spatiaux reviennent réellement - is2006. Atterrisseurs

Introduction

De plus, pour les deux appareils, la cible principale était la Lune. Les États-Unis n'ont épargné aucune dépense dans la course à la Lune, car jusqu'en 1966, l'URSS avait la priorité dans toutes les réalisations spatiales importantes. Le premier satellite, les premières stations lunaires, le premier homme en orbite et le premier homme dans l’espace – toutes ces réalisations étaient soviétiques. Les Américains ont tenté de toutes leurs forces de « rattraper et dépasser » l’Union soviétique. Et en URSS, la tâche d'un programme lunaire habité sur fond de victoires spatiales a été éclipsée par d'autres tâches urgentes, par exemple, il était nécessaire de rattraper les États-Unis en termes de nombre. missiles balistiques. Les programmes lunaires habités constituent une grande conversation à part, mais nous parlerons ici des véhicules en configuration orbitale, comme dans lesquels ils se sont rencontrés en orbite le 17 juillet 1975. De plus, comme le vaisseau spatial Soyouz vole depuis de nombreuses années et a subi de nombreuses modifications, lorsqu'on parle de Soyouz, nous entendrons des versions proches dans le temps du vol Soyouz-Apollo.

Moyens d'extraction

En URSS, pour lancer un nouveau vaisseau spatial en orbite terrestre basse, ils ont décidé d'utiliser une nouvelle modification de la famille de fusées R-7. Sur le lanceur Voskhod, le moteur du troisième étage a été remplacé par un moteur plus puissant, ce qui a augmenté la capacité de charge utile de 6 à 7 tonnes. Le navire ne pouvait pas avoir un diamètre supérieur à 3 mètres, car dans les années 60, les systèmes de contrôle analogiques ne parvenaient pas à stabiliser les carénages surdimensionnés.

A gauche, un schéma du lanceur Soyouz, à droite, le lancement du vaisseau spatial Soyouz-19 de la mission Soyouz-Apollo.

Aux États-Unis, le lanceur Saturn-I, spécialement conçu pour Apollo, était utilisé pour les vols orbitaux. Dans la modification -I, il pouvait lancer 18 tonnes en orbite et dans la modification -IB - 21 tonnes. Le diamètre de Saturne dépassait 6 mètres, les restrictions sur la taille du vaisseau spatial étaient donc minimes.

À gauche, une coupe transversale de Saturne-IB, à droite, le lancement du vaisseau spatial Apollo de la mission Soyouz-Apollo.

En taille et en poids, le Soyouz est plus léger, plus fin et plus petit que l'Apollo. "Soyouz" pesait entre 6,5 et 6,8 tonnes et avait un diamètre maximum de 2,72 m. "Apollo" avait un poids maximum de 28 tonnes (dans la version lunaire, pour les missions proches de la Terre, les réservoirs de carburant n'étaient pas complètement remplis) et un diamètre maximum de 3,9 m.

Apparence

"Soyouz" et "Apollo" ont mis en œuvre ce qui était déjà devenu schéma standard diviser le navire en compartiments. Les deux navires disposaient d'un compartiment d'instrumentation (aux États-Unis, on l'appelle module de service) et d'un module de descente (module de commande). Le véhicule de descente Soyouz s'est avéré très exigu, c'est pourquoi un compartiment d'habitation a été ajouté au navire, qui pourrait également servir de sas pour les sorties dans l'espace. Dans la mission Soyouz-Apollo, le navire américain disposait également d'un troisième module, un sas spécial pour la transition entre les navires.

Selon la tradition soviétique, le Soyouz était lancé entièrement sous le carénage. Cela a permis de ne pas se soucier de l'aérodynamisme du navire lors du lancement et de placer des antennes, capteurs, panneaux solaires et autres éléments fragiles sur la surface extérieure. De plus, le compartiment d'habitation et le module de descente sont recouverts d'une couche d'isolation thermique spatiale. L'Apollos perpétue la tradition américaine : le lanceur n'est que partiellement fermé, la proue est recouverte d'un couvercle balistique, conçu structurellement avec le système de récupération, et la queue du navire est recouverte d'un carénage adaptateur.

Soyouz-19 en vol, filmé depuis Apollo. Enduit vert foncé - isolation thermique

"Apollo", tournage depuis le Soyouz. La peinture du moteur principal semble avoir gonflé par endroits.

"Soyouz" d'une modification ultérieure en section

"Apollon" dans la section

Forme de l'atterrisseur et protection thermique

Les atterrisseurs Soyouz et Apollo se ressemblent davantage qu’ils ne l’étaient auparavant. les générations précédentes vaisseaux spatiaux. En URSS, les concepteurs ont abandonné le véhicule à descente sphérique : au retour de la Lune, il nécessiterait un couloir d'entrée très étroit (maximum et hauteur minimale, entre lesquels il faut se situer pour un atterrissage réussi), créerait une surcharge de plus de 12 g, et la zone d'atterrissage serait mesurée en dizaines, voire en centaines de kilomètres. Le véhicule à descente conique créait une portance lors du freinage dans l'atmosphère et, en tournant, changeait de direction, contrôlant ainsi le vol. Au retour de l'orbite terrestre, la surcharge a diminué de 9 à 3-5 g et au retour de la Lune - de 12 à 7-8 g. La descente contrôlée a considérablement élargi le couloir d'entrée, augmentant la fiabilité de l'atterrissage, et a très considérablement réduit la taille de la zone d'atterrissage, facilitant ainsi la recherche et l'évacuation des astronautes.

Calcul de l'écoulement asymétrique autour d'un cône lors d'un freinage dans l'atmosphère

Les atterrisseurs Soyouz et Apollo

Le diamètre de 4 m, choisi pour Apollo, a permis de réaliser un cône avec un angle de demi-ouverture de 33°. Un tel véhicule de descente a un rapport portance/traînée d'environ 0,45 et ses parois latérales ne chauffent pratiquement pas lors du freinage. Mais son inconvénient était deux points d'équilibre stable : Apollo devait entrer dans l'atmosphère avec son fond orienté dans la direction du vol, car s'il entrait dans l'atmosphère de côté, il pourrait se retourner dans la position nez en premier et tuer les astronautes. Le diamètre de 2,7 m pour le Soyouz rendait un tel cône irrationnel - trop d'espace était gaspillé. Ainsi, un véhicule de descente de type « phare » a été créé avec un angle de demi-ouverture de seulement 7°. Il utilise l'espace efficacement, n'a qu'un seul point d'équilibre stable, mais son rapport portance/traînée est plus faible, de l'ordre de 0,3, et une protection thermique est requise pour les parois latérales.

Des matériaux déjà développés ont été utilisés comme revêtement de protection thermique. En URSS, les résines phénol-formaldéhyde étaient utilisées sur une base en tissu et aux États-Unis, la résine époxy était utilisée sur une matrice en fibre de verre. Le mécanisme de fonctionnement était le même : la protection thermique brûlait et s'effondrait, créant une couche supplémentaire entre le navire et l'atmosphère, et les particules brûlées absorbaient et emportaient l'énergie thermique.

Matériau de protection thermique Apollo avant et après le vol

Système de propulsion

A l'arrière du Soyouz-19, les tuyères du moteur sont bien visibles

Gros plan des propulseurs d'attitude Apollo

Système d'atterrissage

Schéma d'atterrissage d'Apollo

En URSS, il était de tradition de faire atterrir un navire à terre. Idéologiquement, le système d'atterrissage développe l'atterrissage en parachute des Voskhods. Après avoir laissé tomber le couvercle du conteneur de parachute, les parachutes pilote, de frein et principal sont activés séquentiellement (un parachute de rechange est installé en cas de panne du système). Le navire descend sur un parachute, à une altitude de 5,8 km, le bouclier thermique est largué et à une altitude d'environ 1 m, les réacteurs à atterrissage en douceur (SLS) sont tirés. Le système s'est avéré intéressant: le fonctionnement du DMP crée des clichés spectaculaires, mais le confort d'atterrissage varie dans une très large plage. Si les astronautes ont de la chance, l’impact au sol est quasiment imperceptible. Sinon, le navire risque de heurter violemment le sol et, si vous êtes complètement malchanceux, il chavirera également sur le côté.

Schéma de plantation

Fonctionnement tout à fait normal du DMP

Bas du véhicule de descente. Trois cercles en haut - DMP, trois autres - du côté opposé

Système de secours d'urgence

De gauche à droite SAS "Apollo", SAS "Soyouz", différentes versions de SAS "Soyouz"

Système de thermorégulation

Moyens de fournir l'EVA

Apollo 9 EVA

Système d'accueil

Mécanisme d'amarrage Apollo. À propos, il a également été utilisé dans le programme Soyouz-Apollo, avec son aide, le module de commande a été amarré au sas

Schéma du mécanisme d'amarrage du Soyouz, première version

"Soyouz-19", vue de face. La station d'accueil est clairement visible

Cabine et équipements

Panneau de commande, vue depuis le siège gauche

Panneau de contrôle. Les commandes de vol sont situées à gauche, les moteurs de contrôle d'attitude sont au centre, les indicateurs d'urgence sont en haut et les communications sont en bas. Sur le côté droit se trouvent les indicateurs de carburant, d'hydrogène et d'oxygène ainsi que la gestion de l'énergie.

Malgré le fait que l'équipement du Soyouz était plus simple, il était le plus avancé pour les navires soviétiques. Le navire était équipé pour la première fois d'un ordinateur numérique de bord et les systèmes du navire comprenaient un équipement d'amarrage automatique. Pour la première fois dans l'espace, des indicateurs multifonctionnels sur un tube cathodique ont été utilisés.

Panneau de commande du vaisseau spatial Soyouz

Système d'alimentation

Conclusion

Mais ce succès a coûté très cher. Soyouz et Apollo sont devenus les premiers navires à bord desquels des personnes sont mortes. Ce qui est encore plus triste, c'est que si les concepteurs, les ingénieurs et les ouvriers avaient été moins pressés et n'avaient pas cessé d'avoir peur de l'espace après leurs premiers succès, alors Komarov, Dobrovolsky, Volkov, Patsayev, Grissom, White et Cheffi

Ainsi, le véhicule de descente, descendant sous l’influence de la gravité terrestre, pénètre progressivement dans des couches de plus en plus denses de l’atmosphère. Plus la résistance de l'air est faible, plus elle ralentit le véhicule de descente, plus la vitesse diminue, plus la trajectoire de sa descente devient raide.

Mais que signifie « plus la vitesse diminue » ? Cela signifie que l'énergie cinétique de l'appareil diminue. Et nous savons que l’énergie ne disparaît ni n’apparaît – elle ne peut que passer d’un type à un autre. Dans ce cas, l'énergie cinétique du véhicule de descente se transforme en énergie thermique, c'est-à-dire qu'elle est dépensée pour chauffer l'air venant en sens inverse et le véhicule de descente lui-même.

Nous ne considérerons pas ici comment s’effectuent le transfert et la transformation de l’énergie. Ce qui est important pour nous maintenant, c'est que cette énergie cinétique est énorme - la même que celle d'un train lourdement chargé roulant à une vitesse de 100 km/h ! Et presque toute cette énorme énergie devrait être convertie en chaleur. Si des mesures particulières ne sont pas prises, un tiers suffira à transformer l'ensemble du module de descente en vapeur.

Suite au freinage, la surface avant du véhicule de descente s'échauffe jusqu'à une température d'environ 6 000°. L'air sur la paroi avant du véhicule de descente aura cette température. Il ne s'agit plus de l'air auquel nous sommes habitués, constitué de molécules d'azote, d'oxygène et de dioxyde de carbone, mais du plasma, constitué d'atomes d'azote, d'oxygène et de carbone, d'ions et d'électrons.

Rappelez-vous le tableau des points de fusion diverses substances. Y a-t-il au moins un matériau qui restera solide à cette température ? Non. Tous les matériaux que nous connaissons à cette température se transforment en liquide voire en vapeur. Et même si nous avions un matériau qui ne fondrait pas à une telle température, cela ne suffirait pas. Après tout, le plus important est que ce qui se passe lors du freinage grande quantité aucune chaleur n'a été transférée à l'intérieur du véhicule de descente. Quelle que soit la température à l'extérieur du module de descente, dans le compartiment de l'équipage, elle doit être normale, à température ambiante. Pour ce faire, les parois du véhicule de descente doivent être bien protégées de la chaleur, c'est-à-dire avoir une faible conductivité thermique. Mais ce n'est pas tout. Ils doivent être très résistants - après tout, lors d'un freinage dans des couches denses, le véhicule en descente est soumis à une pression énorme. De plus, il faut que les parois du vaisseau aient le moins de poids possible, car sur un vaisseau spatial chaque gramme de poids compte.

Ainsi, le matériau doit avoir un point de fusion élevé, une faible conductivité thermique, une résistance élevée et également une faible densité. Et bien qu'à notre époque les scientifiques aient créé et créent une grande variété de matériaux artificiels, aucun d'entre eux ne peut satisfaire simultanément toutes ces exigences.

Comment être? Lorsque cette question s'est posée, les scientifiques et les ingénieurs ont commencé une recherche intensive pour sortir de cette situation. Peut-être couvrir tout l'atterrisseur avec un placage en cuivre ? Le cuivre a une très bonne conductivité thermique et, de ce fait, la chaleur de la surface avant sera transférée aux parois latérales et arrière du véhicule de descente (seule la surface avant et frontale du navire est très chaude).
Mais une telle peau pèsera une tonne entière, ce qui signifie que le poids de lancement du lanceur et, par conséquent, la poussée du moteur devront être augmentés de 50 tonnes. De plus, dans ce cas, presque toute la chaleur restera sur le navire et passera progressivement dans le véhicule de descente.

Il a été proposé de rendre la surface avant de l'appareil poreuse (c'est-à-dire avec de nombreux trous minuscules) et, à travers ces pores, pendant la descente, de presser un liquide froid ou d'expulser du gaz de l'intérieur du navire. Cette idée n'est généralement pas mauvaise, mais elle est difficile à mettre en œuvre, car à des températures et pressions élevées apparaissant sur la surface avant du véhicule de descente, les pores se boucheront, fondront, etc.

La méthode la plus efficace a été proposée par des scientifiques soviétiques. Désormais, cette méthode est utilisée lors du retour de tous les véhicules de descente sur Terre, tant soviétiques qu'américains.

Les scientifiques ont raisonné à peu près comme ceci. Il n’existe actuellement aucun matériau répondant à ces quatre exigences, et il est peu probable qu’ils soient créés dans les années à venir. Il n’existe même pas de matériau qui satisfasse uniquement à la première exigence, c’est-à-dire qui ait des températures de fusion et d’évaporation suffisamment élevées. Mais la tâche principale est de garantir que la température dans le compartiment de l'équipage reste à température ambiante, c'est-à-dire de manière à ce que le moins de chaleur possible pénètre dans le navire. Et cela peut être réalisé comme suit.

Recouvreons la paroi avant du véhicule de descente avec un matériau qui, bien qu'il fonde ou s'évapore à cette température, nécessite une fusion et une évaporation grande quantité chaleur (ou, comme le disent les scientifiques, il a de grandes chaleurs latentes de transitions de phase) et à l'état fondu, il a une faible viscosité (s'écoule facilement). Ensuite, lors de la descente, ce matériau va chauffer, fondre et s'évaporer, et dès qu'il fond, des gouttes et des vapeurs du matériau seront soufflées de la surface du véhicule de descente par un contre-courant d'air. Dans ce cas, la chaleur accumulée dans les gouttelettes et les vapeurs lors du chauffage, de la fusion et de l'évaporation du matériau sera évacuée de l'appareil avec les gouttelettes et les vapeurs au lieu d'être transférée depuis celles-ci vers le navire.

Pour réduire le transfert de chaleur dans l'appareil, une couche de matériau à très faible conductivité thermique doit être placée sous la couche de ce matériau. La résistance de la structure peut être assurée en réalisant la troisième couche - un cadre en alliages légers de titane, et en y fixant une coque « volante » constituée d'un matériau à faible conductivité thermique. Cette méthode est appelée « protection thermique due à l’entraînement de masse ».

C'est cette méthode qui est actuellement utilisée sur tous les véhicules de descente. Ainsi, lors de la descente dans les couches denses de l'atmosphère, le véhicule de descente s'élance, entouré d'un voile de plasma chaud et de gouttes de matériau de protection thermique. Ce carénage enveloppe également les antennes du vaisseau et, comme le plasma ne transmet pas d’ondes radio, la communication avec la Terre est interrompue. Mais cela ne dure que quelques minutes. L'air ralentit tellement le navire que lorsqu'il descend de 100 kilomètres à 30 kilomètres, sa vitesse diminue de 56 fois ! Désormais, il est déjà possible de larguer un parachute stabilisateur d'un diamètre de voilure de plusieurs mètres, et à une altitude de 10 kilomètres - le principal, d'un diamètre de plusieurs dizaines de mètres. Les concepteurs ont eu une idée très simple et ingénieuse sur comment faire quoi

le vaisseau rencontrerait la surface de la Terre doucement, sans aucun impact (sans poussée). Pour ce faire, une épingle d'environ un mètre de long est sortie du côté inférieur de l'appareil. Lorsque cette goupille est enfoncée dans la surface de la Terre, elle met automatiquement en marche les moteurs d'atterrissage en douceur des fusées solides, dont les tuyères sont dirigées vers le bas. En conséquence, la vitesse restante s'éteint.

Pourquoi un système de descente et d'atterrissage aussi complexe est-il utilisé ? Pourquoi ne pas ralentir le véhicule de descente du début à la fin à l'aide d'un moteur-fusée ? La réponse est simple : ce n'est pas rentable, et pour un véhicule de descente suffisamment lourd, c'est tout simplement impossible.

Voici le truc. Pour lancer un satellite, c'est-à-dire pour l'accélérer jusqu'à la première vitesse de fuite, il faut un lanceur dont le poids au lancement doit être environ 50 fois supérieur au poids du satellite. Si nous voulons lancer un satellite de 5 tonnes, il nous faudra une fusée de 250 tonnes. Si nous voulons ramener le satellite sur Terre, nous devons le ralentir de sa vitesse de fuite à zéro pour garantir un atterrissage en douceur. Et pour cela, vous aurez besoin de la même fusée, pesant 200 tonnes. Nous devons l'emporter avec nous lorsque le vaisseau décollera de la Terre. Mais alors nous devons mettre en orbite non pas 5 tonnes de fret, mais 255 tonnes. Et pour ce faire, il faut prendre une fusée pesant 12 700 tonnes. Pour soulever une fusée de la surface de la Terre, sa poussée au lancement doit être au moins légèrement supérieure à son poids au lancement, soit dans ce cas environ 13 000 tonnes. Mais il n'existe pas encore de missiles de ce type - les plus puissants fusée moderne jusqu'à présent, sa poussée est d'environ 3 500 tonnes.

Il est également clair que le coût d'un tel vol augmente plusieurs fois.

Ainsi, il est beaucoup plus rentable d'utiliser la résistance de l'air pour le freinage principal lors de l'atterrissage au sol. Cela s'applique également à l'atterrissage sur d'autres planètes dotées d'une atmosphère, comme Vénus, Mars, Jupiter, etc. Atterrir sur des corps célestes sans atmosphère, par exemple sur la Lune, est une autre affaire. Vous ne pouvez rien y faire, vous ne pouvez ralentir qu'avec les moteurs.

Revenons à la descente du vaisseau vers la Terre (ou vers une autre planète dotée d'une atmosphère), à ​​savoir le moment où le module de descente vient de quitter l'orbite et de se diriger vers la Terre. La pente de sa trajectoire de vol est très importante. Même les astronautes les plus entraînés mourront si leur poids devient dix à treize fois supérieur à celui de la Terre. En effet, imaginez qu'une charge dix fois supérieure à votre propre poids soit empilée sur vous - vous serez écrasé par elle. Les astronautes se retrouveront dans la même situation.

Mais la trajectoire ne doit pas non plus être trop plate. Sinon, le navire volera vers la Terre pendant très longtemps, ce qui entraînera une surchauffe et la température à l'intérieur deviendra supérieure à ce que les astronautes peuvent supporter.

Qu'est-ce qui détermine la raideur de la trajectoire ? Si le moteur de freinage reste allumé plus longtemps que nécessaire, le véhicule en descente ira trop vite. Exactement le même résultat se produira si la force de traction est supérieure à celle nécessaire. La raideur de la trajectoire dépend également de la direction de la tuyère du moteur lors du freinage.

Ceci est particulièrement important dans le cas d’une descente balistique incontrôlée. Si le module de descente a la forme d'une boule, alors un tel navire n'a pas de qualité aérodynamique (portance par force). Cela signifie que lors de sa descente, même dans les couches denses de l'atmosphère, les astronautes n'ont aucune possibilité de changer de trajectoire. La descente se produit le long d'une trajectoire dite balistique (c'est la trajectoire qu'une pierre tombera si vous la lancez du sommet d'une montagne dans une direction horizontale) et est appelée descente balistique ou incontrôlée. La trajectoire entière d'une telle descente, y compris le site d'atterrissage, est déjà déterminée au moment où le moteur de freinage se termine, lorsque le navire vient de quitter son orbite. Si la pente est mal réglée (par exemple, du fait que le moteur de freinage a fonctionné quelques secondes de plus ou de moins que nécessaire), le véhicule de descente atterrira plusieurs dizaines voire centaines de kilomètres plus près ou plus loin que prévu. Cela signifie que le navire peut atterrir dans les montagnes, dans la taïga ou dans la mer, et non dans la steppe plate. Bien sûr, le véhicule de descente ne coulera pas et les cosmonautes ne mourront pas, même si le navire coule dans l'eau ou dans la taïga - les cosmonautes ont un talkie-walkie avec eux, des fusées éclairantes, des vivres, etc. - cependant, ceci est toujours lié et comporte des risques et des difficultés supplémentaires. Imaginez, par exemple, ce qui se passerait s’ils atterrissaient sur le flanc d’une montagne haute et escarpée.

Ces difficultés et ennuis peuvent être évités en donnant au véhicule de descente une forme dotée d'une force de levage. Pour ce faire, la forme du dispositif doit être asymétrique par rapport à la direction de vol. Les véhicules de descente modernes ont exactement cette forme, appelée segmentaire-conique.

Lorsque l'axe du module de descente coïncide avec la direction du vol (l'angle d'attaque est nul), la force de portance est nulle. En modifiant l'angle d'attaque, c'est-à-dire l'inclinaison du véhicule de descente par rapport à l'axe de vol, les cosmonautes augmentent ou diminuent ainsi la force de portance et, de ce fait, peuvent modifier la trajectoire de descente et choisir le site d'atterrissage. De plus, les surcharges peuvent ainsi être ajustées.

Un tel véhicule de descente vole avec sa partie segmentaire vers l'avant. Dans cette position, la résistance de l’air est bien plus grande que s’il volait de manière conique vers l’avant. Et plus la résistance est grande, plus le navire ralentit rapidement. Si l'engin volait de manière conique vers l'avant, il s'approcherait de la surface de la Terre à une vitesse trop élevée.

Les véhicules à descente segmentaire-conique sont abaissés d'une hauteur de 20 à 30 kilomètres par parachute, tout comme les véhicules sphériques.

Les lancements des premiers engins spatiaux, d'abord sur les orbites de satellites artificiels de la Terre, puis pour explorer la Lune et les planètes, sont devenus la première étape de l'astronautique pratique. Cependant, en raison du prochain vol humain dans l'espace, il était nécessaire de ramener le vaisseau spatial (ou une partie de celui-ci) sur Terre. À leur tour, les vols d'engins spatiaux pour explorer la Lune et les planètes nécessitaient de résoudre le problème de l'atterrissage sur le corps céleste étudié. La résolution de ces problèmes était compliquée par la présence d’engins spatiaux à grande vitesse. Vitesses de vol du vaisseau spatial par rapport à la Terre et à d'autres corps système solaire vont de 2,4 km/s pour la Lune et jusqu’à 60 km/s pour Jupiter. Et cela est soumis à une vitesse initiale nulle loin de la planète (comme disent les experts, des vitesses à l'infini). À des vitesses initiales élevées, c'est-à-dire différentes de zéro, la vitesse de rencontre sera encore plus grande.

Même si le vaisseau spatial est transféré en orbite satellite artificiel d'un corps céleste, la vitesse par rapport à un corps donné ne sera qu'environ 1,4 fois inférieure (par exemple, pour la Lune - 1,7 km/s, pour Jupiter - environ 43 km/s). Une collision directe d'un vaisseau spatial avec un corps céleste à de telles vitesses entraîne la destruction complète et la destruction de l'appareil. Par conséquent, pour atterrir sur Terre ou sur une autre planète, il était nécessaire de réduire la vitesse du vaisseau spatial à une valeur acceptable. De plus, la diminution de cette vitesse devrait être assez douce afin d'assurer la sécurité des astronautes lors de leur retour sur Terre, mais elle peut aussi être brutale pour les stations interplanétaires lors de l'atterrissage sur d'autres planètes et pour le retour des compartiments automatiques des stations de recherche orbitales. ..

Dans les émissions de radio et dans les journaux, on trouve l'expression "Après l'achèvement réussi des travaux dans l'espace sur l'orbite d'un satellite artificiel terrestre, les astronautes du module de descente sont rentrés sains et saufs sur Terre". Pourquoi dans le module de descente, et pas dans le vaisseau spatial Soyouz, dans lequel les cosmonautes ont été transférés depuis Saliout ?

Le concept de « véhicule de descente » n'est apparu qu'à un certain stade du développement de l'astronautique. Ce concept n'est pas caractéristique des espèces inventées précédemment et qui nous sont plus familières. transport terrestre: routiers et ferroviaires, maritimes et aériens. Tous ces types de transports terrestres arrivent à destination sous la même forme qu'ils sont au départ. Nous n'avons pas vu ni entendu dire qu'un passager, monté à bord d'un train, soit arrivé à la gare de destination dans un compartiment séparé sans train. Et l'avion délivrera le passager, descendant entièrement, sous sa forme originale, sur la piste de l'aérodrome.

Qu'est-ce qu'il y a ici ? Pourquoi des parties d’engins spatiaux sont-elles généralement utilisées pour faire atterrir des engins spatiaux ?

Avant de répondre à ces questions, considérons et comparons les vitesses auxquelles se déplacent nos types habituels de transports terrestres, ainsi que vaisseaux spatiaux et stations automatiques. Les navires maritimes et fluviaux ont vitesses maximales rouler 10 à 20 m/s (36 à 72 km/h), les voitures - 20 à 40 m/s (72 à 144 km/h), les trains rapides - jusqu'à 60 m/s (environ 200 km/h), avions de passagers -80-250 m/s (300-900 km/h). Les vaisseaux spatiaux volent à des vitesses 2 à 3 fois supérieures. Pour qu'un corps devienne un satellite artificiel de la Terre, il faut lui donner une vitesse d'environ 8 000 m/s ; pour les stations interplanétaires telles que « Vénus » et « Mars », plus de 11 500 m/s. Dans le cas de vols vers des planètes encore plus lointaines, des vitesses encore plus élevées sont nécessaires.

Notez que la vitesse d’un satellite artificiel terrestre est d’environ 8 km/s et est 10 fois supérieure à la vitesse d’une balle tirée par une arme à feu. Un seul baron de Munchausen a volé à peu près à la vitesse d'une balle, chevauchant un boulet de canon, et même alors, c'était dans un conte de fées. Et maintenant, la vitesse typique d’un vaisseau spatial en orbite autour d’un satellite artificiel terrestre est 10 à 20 fois supérieure à celle d’un boulet de canon. Et à l'intérieur du vaisseau spatial et station orbitale Les astronautes vivent et travaillent.

L'énergie cinétique du mouvement des engins spatiaux est très élevée. Si, par exemple, même à des vitesses inférieures, lorsqu'une balle heurte un obstacle, elle se déforme fortement et s'échauffe, alors qu'arrivera-t-il à un vaisseau spatial à vitesse énorme lorsqu'il heurtera la surface de la Terre ou un autre corps du système solaire ? ?

Il existe de très nombreuses « expériences » de ce type réalisées dans la nature. À la surface de la Lune et de certains autres corps du système solaire, il existe de nombreux cratères de différentes tailles, allant d'un mètre de long à 200 kilomètres ou plus. Sur la Lune, ils peuvent déjà être vus avec un petit télescope ; la surface d'autres corps du système solaire est devenue visible avec la même clarté après le vol du vaisseau spatial vers eux. Ces cratères sont d'origine impact suite à la chute de météoroïdes et autres corps célestes de masse relativement faible. Il existe également de tels cratères sur Terre. Il s'agit notamment du célèbre cratère de l'Arizona, ainsi que de petits cratères plus récents issus de la chute de la météorite Sikhote-Alin et d'autres.

En plus de la destruction, le corps qui tombe est chauffé à des températures monstrueuses en raison de la conversion d'une énorme énergie cinétique en chaleur. Par exemple, un satellite artificiel terrestre volant à une vitesse de 8 km/s a une énergie de 32 MJ par kilogramme de masse, et un corps cosmique volant par rapport à Jupiter à la deuxième vitesse de fuite (60 km/s) a une énergie de 1800 MJ par kilogramme de masse. . Si, par exemple, vous faites fondre de la glace puis chauffez l’eau obtenue jusqu’à ce qu’elle s’évapore complètement, vous n’aurez besoin que de plus de 3 MJ par kilogramme de masse. Lors du chauffage des métaux jusqu'à ce qu'ils fondent puis de leur ébullition jusqu'à évaporation complète, pour chaque kilogramme de masse, il faudra 8 MJ pour le fer, 6,5 MJ pour le cuivre, 7,16 MJ pour le magnésium, 11,6 MJ pour l'aluminium.

Par conséquent, si toute l’énergie cinétique, même dans le cas d’un satellite artificiel de la Terre, est convertie en chaleur, alors elle s’évaporera entièrement, quel que soit le matériau dont elle est constituée. A titre de comparaison, notons que si toute l'énergie cinétique d'un train rapide, roulant à une vitesse de 60 m/s (200 km/h), se transforme en chaleur et est entièrement utilisée pour chauffer le train, alors celui-ci, fabriqué en aluminium, -les alliages de magnésium ne s'échaufferont que de 1 °C. Cette différence d'échauffement est déterminée par le fait que l'énergie cinétique d'un corps en mouvement augmente avec l'augmentation de la vitesse, non linéairement, mais proportionnellement au carré de la vitesse.

Toutes ces estimations démontrent à quel point les concepteurs d'engins spatiaux ont dû faire face à une tâche importante et responsable pour assurer le retour en toute sécurité des astronautes sur Terre, et montrent en même temps à quelles énergies gigantesques ils ont dû faire face. Dans ce cas, il y avait deux manières : freiner le vaisseau spatial, en dépensant une énergie considérable, et assurer une protection thermique suffisamment efficace du vaisseau spatial contre son échauffement lors du freinage dans l’atmosphère de la planète. Le désir naturel était ici de réduire la quantité d'énergie dépensée lors du freinage ou, en raison de flux d'énergie importants, d'assurer une protection thermique à une masse relativement faible, mais, bien entendu, pas au détriment d'une réduction de la sécurité du vol des astronautes lorsque descendre sur Terre.

Ce problème est facilement résolu si l'on se limite à sauvegarder non pas l'ensemble du vaisseau spatial, mais seulement sa partie, appelée module de descente. Dans ce compartiment séparé, il est tout à fait possible de loger le matériel nécessaire à l'étude d'autres planètes, ainsi que les astronautes et le matériel livrés sur Terre après un vol habité.

Ainsi, les véhicules de descente sont conçus pour amener un astronaute-chercheur sur Terre ou du matériel scientifique sur une autre planète pour mener des recherches dans son atmosphère ou à la surface.

OBJECTIF DE L'ATTERNEUR

Dans des conditions de vol proche de la Terre, le véhicule de descente est conçu pour amener un astronaute sur Terre après avoir terminé un programme de recherche en orbite d'un satellite artificiel de la Terre, ainsi que des matériaux issus de ces études sous forme de photographies et de films, les résultats de expériences technologiques, etc. Le véhicule de descente d'une station spatiale automatique, conçu pour l'étude des corps du système Solaire, sert à livrer un ensemble d'équipements scientifiques à la surface de la planète. Grâce à cet équipement, des photographies du site d'atterrissage sont prises et l'image est transmise à la Terre, et les propriétés chimiques et mécaniques du sol sont étudiées. La composition chimique de l'atmosphère (le cas échéant), l'éclairage dans l'atmosphère et à la surface, la vitesse du vent, la présence d'aérosols et bien plus encore sont déterminés.

Les véhicules de descente peuvent transporter des astronautes-chercheurs vers d'autres corps (notamment sur la Lune), puis, à l'aide d'une partie du véhicule de descente, provoquer le lancement en orbite d'un satellite artificiel de la planète pour l'amarrage au navire principal. Et le module de descente principal du navire amène ensuite les astronautes sur Terre. Les véhicules de descente sans astronaute, équipés d'équipements automatiques, peuvent également contenir un étage de retour.

Par exemple, la station Luna-16, qui a atterri sur la surface de la Lune, comprenait un étage de retour. Après avoir chargé l'atterrisseur avec de la terre lunaire, la fusée de retour a été lancée depuis la base de l'atterrisseur située sur la Lune. Le lancement a été effectué vers le haut le long de la verticale locale, sans entrer dans l'orbite d'un satellite artificiel de la Lune, et un petit véhicule de descente est arrivé sur Terre le long de la trajectoire de vol. L'étage de retour comprenait une unité fusée (un système de propulsion avec des réservoirs de carburant), un compartiment à instruments et un module de descente destiné à l'atterrissage sur Terre. L'atterrisseur a livré sur Terre des échantillons de sol lunaire, qui ont été transférés à des instituts scientifiques à des fins de recherche.

De par leur conception, les véhicules de descente des engins spatiaux forment deux grands groupes. Il s'agit de véhicules de descente destinés à atterrir sur des planètes ayant une atmosphère similaire à celle de la Terre et plus dense, et de véhicules de descente conçus pour atterrir sur des corps du système solaire dépourvus d'atmosphère. Les premiers comprennent, au préalable, un revêtement de protection thermique pour préserver le véhicule de descente de la surchauffe lors d'un freinage dans les couches supérieures de l'atmosphère. Dans la section de freinage finale, un système de parachute est généralement utilisé pour obtenir un atterrissage en douceur du véhicule de descente.

Le deuxième groupe de véhicules de descente ne nécessite pas de revêtement de protection thermique pour les protéger lors d'un freinage dans l'atmosphère, car il n'y a pas d'atmosphère elle-même. Un parachute est également inutile dans le vide, puisqu’il n’y a rien pour remplir sa voilure. L'élément principal du véhicule de descente sur un corps sans atmosphère est moteurs de fusée, capable de réduire la vitesse d'approche de cosmique à une valeur insignifiante de l'ordre de 1 à 10 m/s lors d'un fonctionnement relativement long. Pour atterrir sur une planète à l'atmosphère raréfiée (par exemple, sur la planète Mars), les deux méthodes sont utilisées successivement : freinage aérodynamique dans l'atmosphère avec descente en parachute et freinage final dû au fonctionnement du système de propulsion.

Ainsi, un véhicule de descente est un dispositif conçu pour effectuer un atterrissage en douceur sur la Terre ou un autre corps du système solaire afin de protéger les humains ou les équipements scientifiques des surcharges importantes et des flux de chaleur lors d'un freinage atmosphérique.

FREINAGE EN ATMOSPHÈRE

Jusqu'à présent, des atterrisseurs destinés à des planètes ayant une atmosphère similaire à celle de la Terre ou plus dense étaient utilisés lors de l'atterrissage d'engins spatiaux sur Terre et sur Vénus. Chronologiquement, les atterrisseurs conçus pour atterrir sur des planètes dotées d'une atmosphère sont apparus plus tôt que les atterrisseurs destinés aux planètes sans atmosphère. Le premier atterrissage d'un véhicule de descente sur Terre a eu lieu en mai 1960. Il s'agissait d'un satellite sans pilote conçu pour tester toutes les étapes du vol humain dans l'espace. Le premier atterrissage d'un vaisseau spatial sur un corps sans atmosphère (la Lune) a eu lieu le 3 février 1966 (« Luna-9 »).

Certes, le vaisseau spatial a heurté la Lune en 1959, mais cela s'est produit en l'absence de véhicule de descente, et l'impact sur la surface lunaire s'est soldé par la destruction complète du vaisseau spatial. Cependant, la disposition particulière (volumétrique) des fanions a permis à certains d'entre eux de rester intacts.

Comme déjà mentionné, il existe deux manières principales de réduire la vitesse de vol d’un engin spatial : utiliser un système de propulsion similaire à celui utilisé pour lancer un satellite en orbite et freiner dans l’atmosphère de la planète. La première méthode nécessite la dépense d'une grande quantité de carburant pour amortir la vitesse gigantesque, et à l'heure actuelle, pour les planètes avec atmosphère, lorsqu'un carburant chimique est utilisé, cela n'est pas considéré comme économiquement rentable.

Le freinage dans l'atmosphère des corps cosmiques est un phénomène ordinaire dans la nature. Grâce à la présence de l’atmosphère, on retrouve sur Terre des « pierres du ciel », appelées météorites. Ils viennent en pierre, en fer et en types intermédiaires. Les météorites tombées sur Terre sont les restes de météoroïdes qui ont volé sur leurs orbites et sont entrés en collision avec la Terre. Traverser l’atmosphère à une vitesse de vol initiale colossale coûte cher à l’invité céleste. La majeure partie s'avère fondue, évaporée et dispersée dans l'atmosphère. Mais heureusement pas tout, sinon nous n’aurions pas besoin de trouver des météorites.

Le fait est que l'énergie thermique libérée ne sert pas entièrement à chauffer le météoroïde ou le vaisseau spatial (par conséquent, les estimations antérieures concernant la conversion de toute l'énergie cinétique d'un corps en chute en chaleur étaient exagérées). La nature de l’énergie thermique est telle qu’elle a tendance à se propager dans toutes les directions avec une intensité variable. Et lors du freinage dans l'atmosphère, l'énergie thermique (et, en règle générale, une grande partie) est transférée à l'atmosphère.

Et pourtant, la vitesse de déplacement du météoroïde lorsqu'il rencontre la Terre est très élevée - de 11,2 à 72 km/s. Les calculs théoriques et les données d'observation indiquent qu'à des vitesses de collision supérieures à 22 km/s, les météoroïdes sont complètement détruits dans l'atmosphère terrestre. Il est intéressant de noter que le 30 juin 1908, des témoins oculaires ont vu la traînée de la « météorite Toungouska » voler du nord-ouest au sud-est. Par conséquent, il a volé selon un grand angle vers la Terre, et peut-être perpendiculairement à son mouvement. Ainsi, la vitesse de la rencontre était supérieure à 30 km/s, ce qui aurait pu provoquer la destruction complète de l'astre.

Mais revenons au problème du freinage des engins spatiaux. Notons que même si l'on utilise pour cela son freinage naturel dans l'atmosphère, on ne peut toujours pas se passer d'un système de propulsion. La descente libre depuis l'orbite due au freinage dans une atmosphère raréfiée ne peut être considérée comme acceptable, car cela crée des difficultés pour prédire l'heure et le lieu d'atterrissage. Le système de propulsion crée une impulsion de freinage afin de transformer l'orbite pour que sa partie périgée se retrouve dans les couches denses de l'atmosphère. Dans ce cas, plus l'impulsion de freinage est importante, plus l'entrée de l'engin spatial dans les couches denses de l'atmosphère est abrupte et plus son freinage est intense.

Cependant, l'intensité du freinage doit être limitée par les surcharges admissibles pour l'équipage et les instruments, ainsi que par la conception du véhicule de descente. Pour ces raisons, la pente d’entrée dans l’atmosphère doit être moindre. La majeure partie de l'énergie cinétique du véhicule de descente, convertie en énergie thermique lors du freinage dans l'atmosphère, doit être dissipée dans l'environnement extérieur, et seule une petite partie peut être absorbée par la masse de la structure ou absorbée par la chaleur. systèmes de protection du véhicule. Avec des trajectoires de descente douces dans l'atmosphère, le niveau de surcharge et l'intensité de chauffage sont cependant plus faibles, en raison d'une augmentation de la durée de descente, la part totale de l'énergie thermique fournie à la surface de l'appareil augmente.

La nature et l'intensité de l'interaction du véhicule de descente avec l'environnement aérien lorsque le freinage est réduit sont influencées par des paramètres atmosphériques, tels que la densité, la pression, la température, le libre parcours des molécules, la vitesse de propagation des perturbations (vitesse du son), masse moléculaire etc. Mais ces paramètres ne sont pas constants, mais connaissent des fluctuations en fonction de la période de l'année et du jour, des changements de l'activité solaire, des facteurs climatiques, des changements du vent, etc.

La vitesse énorme à laquelle le véhicule de descente pénètre dans l'atmosphère y provoque de grandes perturbations. En avant dans la direction du vol, le gaz de l'atmosphère commence à se comprimer, mais pas progressivement, mais avec un impact, et un compactage se produit - ce qu'on appelle l'onde de choc. Ce dernier avance légèrement devant le véhicule de descente à la même vitesse. La température au front de l’onde de choc atteint plusieurs milliers de Kelvin. La chaleur circule dans toutes les directions, y compris vers le véhicule de descente. Dans ce cas, le flux thermique incident sur le module de descente dépend de la composition de l'atmosphère et de ses caractéristiques thermodynamiques.

Aux angles d'entrée importants, le débit augmente et diminue en raison d'un freinage brusque de manière semblable à un pic. Il en résulte un choc thermique et dynamique puissant et une suppression rapide d'une quantité importante de protection thermique. Aux petits angles d'entrée, la courbe de croissance du flux de chaleur est plus plate, le temps d'exposition est plus long et l'entraînement du revêtement est moindre, mais, bien sûr, il y a un échauffement important de l'ensemble du système de protection thermique.

Lors du freinage d'un vaisseau spatial, l'énergie thermique pénètre dans l'atmosphère depuis sa surface de deux manières principales : en raison du transfert de chaleur par covection dans la couche limite et en raison du rayonnement du front d'onde de choc. À des vitesses de vol élevées, le processus de transfert de chaleur par convection est compliqué par l'ionisation des gaz, le déséquilibre de la couche limite, et lorsque la masse est emportée de la surface de la peau (brûlure du revêtement, évaporation de la protection thermique, etc.) - par transfert de masse et réactions chimiques dans la couche limite. Le rayonnement des ondes de choc – transfert de chaleur radiatif – devient important à des vitesses de vol de 6 à 8 km/s, et à des vitesses plus élevées, il devient critique.

L'énergie thermique fournie de l'extérieur à la coque du véhicule de descente est partiellement dissipée en raison du rayonnement de la surface chauffée, partiellement absorbée ou emportée (lors du refroidissement avec entraînement de masse) par les systèmes de protection thermique, et partiellement accumulée en raison de la capacité thermique de la structure du véhicule de descente, provoquant une augmentation de la température des éléments de puissance. Étude complète les régimes thermiques en différents points de la coque d'un véhicule de descente de configuration réelle, qui nécessitent une considération assez détaillée des transferts de chaleur et de masse à proximité de la surface refroidie et l'étude des champs de température dans la structure, sont une tâche très complexe. Généralement, des relations approximatives sont utilisées pour estimer l'intensité du chauffage pour certaines zones typiques de la surface du véhicule de descente. Ces estimations sont ensuite affinées sur la base d'études expérimentales. Ainsi, la création de véhicules de descente pour des planètes spécifiques dotées d'une atmosphère est une tâche laborieuse et très complexe, même uniquement en termes de protection thermique, mais elle est résolue avec succès dans les bureaux d'études.

APPAREIL DE DESCENTE DANS L'ATMOSPHÈRE

Examinons les véhicules de descente existants et déjà utilisés du point de vue de la répartition du flux de chaleur. L'énergie cinétique du véhicule de descente, bien que très importante, se calcule facilement. Seule une petite partie (1 à 2 %) de l'énergie libérée lors du freinage du véhicule de descente dans l'atmosphère est utilisée pour le chauffer, tandis que la majeure partie de cette énergie chauffe l'air ambiant et est dissipée dans l'atmosphère. En pratique, ce sont ces 1 à 2 % de l’énergie disponible pour le véhicule de descente qui doivent être utilisés pour calculer la protection thermique créée.

D’une manière générale, en astronautique, l’énergie est gaspillée. Lorsqu'un vaisseau spatial est lancé, seulement 1 à 2 % de l'énergie combustible brûlée dans le système de propulsion sert à augmenter l'énergie cinétique du vaisseau spatial. Le reste est consacré aux pertes lors du chauffage des gaz et à leur rejet dans l'atmosphère, au déplacement et à l'augmentation de l'énergie cinétique des premiers étages du lanceur, à l'augmentation de l'énergie potentielle de l'engin spatial, etc. (Apparemment, ces pourcentages sont On le trouve souvent dans la nature. Même, comme l'a montré l'académicien I.V. Petryanov-Sokolov, l'efficacité du traitement des minéraux sur Terre n'est que de 1 à 2 %, mais ces coïncidences sont probablement un sujet pour une autre conversation.)

La durée d'exposition au flux de chaleur et l'ampleur de la traînée dépendent de l'angle d'entrée dans l'atmosphère. Aux angles d'entrée élevés, la résistance augmente si fortement que l'ampleur de la surcharge atteint plusieurs centaines de g. C'était typique des stations interplanétaires Venera de première génération (jusqu'à et y compris Venera-8). Leurs angles d'entrée atmosphérique atteignaient 62-65° et les valeurs de surcharge atteignaient 450 g. Cela signifie que chaque dispositif, chaque élément du véhicule de descente est devenu 450 fois plus lourd et a exercé la même pression sur le support où il était fixé qu'au moment de l'installation dans le véhicule de descente en atelier de montage.

Pendant longtemps, le vaisseau spatial Venera est en apesanteur en orbite interplanétaire de la Terre à Vénus, lorsque le véhicule de descente ne subit pas de charges de force pendant quatre mois. Et seulement lors de la rencontre avec l'atmosphère de Vénus, tout à coup, une force énorme tombe sur le corps et la coque du véhicule de descente - la force de la résistance atmosphérique, s'efforçant, comme une presse puissante, d'écraser le véhicule de descente. En même temps, il est soumis simultanément à la pression de deux influences : la force de résistance de l’atmosphère et un puissant flux d’énergie thermique. Cela se produit avec tout véhicule de descente faisant partie à la fois d'une station interplanétaire et d'un vaisseau spatial lorsque les astronautes reviennent sur Terre.

Les couches frontales extérieures de protection thermique se subliment, c'est-à-dire s'évaporent, et sont emportées par le flux d'air, créant une traînée lumineuse dans l'atmosphère. La température élevée de l'onde de choc ionise les molécules d'air dans l'atmosphère - du plasma apparaît. La couverture plasma recouvre la majeure partie du véhicule de descente et, comme un écran, recouvre le véhicule de descente qui se précipite dans l'atmosphère et prive ainsi la communication avec les astronautes ou avec le complexe radio du véhicule automatique lors de l'atterrissage. De plus, dans des conditions terrestres, l'ionisation se forme généralement à des altitudes de 120 à 15 km avec un maximum compris entre 80 et 40 km.

Formes des véhicules de descente. Tout d'abord, notons que les véhicules de descente destinés aux planètes à atmosphère peuvent être créés soit pour une descente sans contrôle - le long d'une trajectoire balistique, soit pour une descente avec un système de contrôle de mouvement capable d'assurer des manœuvres dans l'atmosphère. Naturellement, des véhicules de descente plus avancés équipés d'un système de contrôle peuvent également effectuer une descente le long d'une trajectoire balistique.

Les premiers véhicules de descente utilisés pour les satellites artificiels de la Terre avaient la forme d'une boule. Il s'agit des véhicules de descente des satellites, des vaisseaux spatiaux Vostok et Voskhod, ainsi que des biosatellites. Leur descente s'est déroulée le long d'une trajectoire balistique, qui ne diffère pas des « véhicules de descente » naturels - les météorites. La forme boule est la plus simple et la plus répandue dans la nature. C'est la forme des étoiles, des planètes, des petites gouttelettes d'eau, etc.

La structure sphérique, en plus de la traînée, n'est soumise à aucune autre force que la force de gravité. Les aérodynamiciens disent que la balle a une qualité nulle, c'est-à-dire que la force de portance lorsque l'atmosphère circule autour de la balle est nulle. Pour une conception sphérique, l'ampleur de la surcharge dépend de la vitesse de vol et de l'angle d'entrée dans l'atmosphère. Pour un satellite terrestre artificiel, dont la vitesse orbitale est légèrement inférieure à 8 km/s, l'angle d'entrée doit être faible, de l'ordre d'un ou plusieurs degrés, pour que les forces g ne dépassent pas 10 g, ce qui est très important. pour désorbiter un véhicule de descente avec un équipage.

Que faut-il pour que lorsque les cosmonautes descendent de leur orbite, il y ait des conditions confortables, c'est-à-dire que la décélération se produise avec l'accélération de la gravité terrestre (c'est-à-dire près de 10 m/s 2) ?

Premièrement, la distance de freinage doit être de 3 200 km. Deuxièmement, si rien n'interférait, c'est-à-dire si l'atmosphère n'était pas prise en compte, il aurait fallu 800 secondes pour descendre avec le moteur en marche. Mais dans des conditions terrestres, la coque aérienne ne peut pas freiner aussi doucement lors d'une descente balistique, et le freinage se produit plus brusquement, avec des surcharges plus importantes.

En d'autres termes, pour réduire l'ampleur de la surcharge, il est nécessaire d'effectuer la descente non pas selon une trajectoire balistique, mais en utilisant force de levage... Dans ce cas, il est nécessaire d'utiliser un véhicule de descente ayant des qualités aérodynamiques. La boule, comme déjà mentionné, n'a pas de qualité aérodynamique, mais la plaque, si elle est placée obliquement dans le flux d'air, montre la présence de portance. En astronautique, une telle plaque était utilisée (bien que ronde en section transversale et convexe vers le flux) et placé dans le compartiment arrière de l'équipage - il s'est avéré être un véhicule de descente en forme de phare.

Cette conception a une qualité aérodynamique allant jusqu'à 0,35 ou, en d'autres termes, en mouvement, avec une certaine inclinaison de la paroi avant du phare, une force de levage apparaît, atteignant une valeur de 35 % de la force de traînée. La force de levage permet de descendre selon une trajectoire plus plate, avec moins de surcharge. Cette forme est typique des véhicules de descente des vaisseaux spatiaux Soyouz, Mercury, Jsmini et Apollo. Certes, le vaisseau Mercury ne pouvait pas utiliser sa forme pour créer une portance. La conception du navire ne permettait pas cela et la descente du véhicule s'effectuait toujours selon une trajectoire balistique.

Que faut-il créer pour incliner la paroi avant du phare lorsque l'air circule autour d'elle ?

Riz. 1. Déplacement du centre de masse du véhicule de descente : 1 - force de levage ; 2 - direction du vol ; CM - centre de masse ; CD - centre de pression ; la zone des équipements les plus massifs est ombrée

En principe, cela pourrait être fait à l’aide d’un système d’orientation. Certes, la consommation de carburant atteindrait des valeurs très élevées : après tout, il était nécessaire de créer des moments de contrôle importants pour compenser les moments apparaissant sous l'influence des forces aérodynamiques. Et du point de vue des dépenses énormes en carburant, cette voie est inacceptable.

Une solution plus simple consiste à déplacer le centre de masse par rapport à l'axe de symétrie. Le phare utilise la paroi avant comme surface portante principale - le fond, qui a la forme d'un segment de sphère de courbure relativement légère. La surface latérale du véhicule de descente a soit la forme d'un cône, soit une combinaison d'un cône et d'une partie de sphère. La descente de l'appareil s'effectue en premier par le bas. Puisqu'en apparence le véhicule de descente est un corps de révolution, son centre de pression (la force aérodynamique résultante) est situé sur l'axe de symétrie. Le centre de masse mixte est donc situé entre le fond et le centre de pression.

Cet alignement assure une position stable du véhicule de descente dans le flux d'air (bas vers l'avant), ainsi qu'un flux asymétrique autour du véhicule de descente. Grâce à ce dernier, une force de levage apparaît perpendiculairement au flux venant en sens inverse (Fig. 1).

La descente depuis l'orbite d'un satellite terrestre artificiel peut être réalisée avec succès dans une large gamme de conditions initiales avec des surcharges et des charges thermiques acceptables à la fois pendant la descente balistique et pendant la descente en utilisant la qualité aérodynamique du véhicule de descente. Dans ce cas, un système de contrôle de mouvement pendant la descente est largement utilisé, basé sur la méthode de contrôle du véhicule de descente en le tournant par programme le long de l'angle de roulis (à un angle d'attaque constant), ce qui pendant le vol assure une modification de l'efficacité force - la projection de la force de levage sur le plan vertical. Cette méthode nécessite des moments de contrôle relativement faibles, en raison de ce que l'on appelle la neutralité statique de l'angle de roulis et de l'invariance du modèle de flux d'air pendant le processus de contrôle.

Mais déjà lorsque l'engin spatial revient après un vol vers la Lune, lorsque la vitesse de son entrée dans l'atmosphère terrestre est proche de la deuxième vitesse de sortie, le problème de la descente se complique en raison d'une augmentation des surcharges et d'une augmentation de l'intensité. du flux de chaleur. Pour réussir à résoudre le problème de la descente, il est dans ce cas nécessaire de maintenir très précisément le « couloir » d'entrée dans l'atmosphère, qui détermine les limites en fonction de l'angle d'entrée dans l'atmosphère. Dans le cas de grands angles, de grandes surcharges surviennent, et vice versa, à de très petits angles, l'atmosphère peut ne pas « capturer » le véhicule de descente en raison de l'insignifiance de sa résistance à son mouvement. A noter que les limites du couloir d'entrée dépendent à la fois des caractéristiques aérodynamiques du véhicule de descente et de la façon dont la qualité aérodynamique du véhicule est utilisée lors de la phase initiale d'immersion dans l'atmosphère. De plus, à mesure que la vitesse de vol augmente, la largeur du couloir d'entrée atmosphérique diminue, ce qui entraîne une augmentation de la précision du système de navigation et de correction sur la partie d'approche de la trajectoire.

Pour un véhicule de descente doté d’un système de contrôle de mouvement, le retour de la Lune peut être résolu de manière différente. Avec une entrée dans l'atmosphère suffisamment raide, lorsque l'angle d'entrée est supérieur à 2°, la trajectoire du véhicule de descente, même à de faibles valeurs constantes de l'angle d'attaque et un faible facteur de qualité (entre 0,2 et 0,3), contient des sections ascendantes, c'est-à-dire que le véhicule peut ricocher . Dans ce cas, une double immersion du véhicule de descente dans l'atmosphère est autorisée (Fig. 2). Lorsqu'il s'approche de la Terre à la deuxième vitesse de fuite sous un angle d'entrée de 3°, le véhicule de descente, après la première plongée, quitte l'atmosphère sur une orbite elliptique puis rentre dans l'atmosphère, mais à une distance de 10 000 km de la Terre. point de sortie.

Riz. 2. Double immersion dans l'atmosphère : 1 - première entrée dans l'atmosphère ; 2 - sortie de l'atmosphère ; 3 - deuxième rentrée ; 4 - atterrissage ; 5 - limite conventionnelle de l'atmosphère ; 6 - couloir d'entrée

Cependant, il est difficile d'assurer un site d'atterrissage précis, car un écart de vitesse de 0,001 (environ 8 m/s) par rapport à celle calculée entraîne un écart de 300 km dans la portée du point d'entrée secondaire dans l'atmosphère, et un un écart de 0,1° de l'angle d'inclinaison de la trajectoire entraîne un écart de portée de 180 km. Pour réduire cette incertitude, la trajectoire doit avoir un angle d'inclinaison le plus grand possible au point de départ de l'atmosphère. Certes, la valeur de cet angle est limitée par la réserve de qualité aérodynamique du véhicule de descente, ainsi que par la limite admissible des surcharges maximales (sinon il y aura des plongées plus profondes dans l'atmosphère dans la première section). Durant la phase intermédiaire du vol, le contrôle du véhicule est impossible, et donc l'écart de portée accumulé ne peut être compensé que lors de la deuxième plongée dans l'atmosphère.

Nous soulignons que, en considérant les capacités du véhicule de descente lors du retour d’orbite et des trajectoires lunaires, nous avons prévu un contrôle logiciel du mouvement du véhicule. Cependant, lors du retour d'orbite, des situations peuvent survenir lorsqu'il devient impossible de contrôler la trajectoire de descente à l'aide des forces aérodynamiques. Par exemple, si soudainement le module de descente ne pouvait pas être orienté avant d'entrer dans l'atmosphère ou, par exemple, si le système de contrôle ne pouvait pas être préparé. Dans ces situations, il est nécessaire d'effectuer une descente balistique le long d'une trajectoire formée sans utiliser les forces de portance et aérodynamiques latérales du dispositif.

Dans ce cas, une trajectoire est sélectionnée qui offre une répartition nettement plus petite des sites d'atterrissage et évite des surcharges inacceptablement importantes. Et des surcharges importantes sont tout à fait possibles si le véhicule de descente, par exemple, entre dans l'atmosphère à l'envers à 180°, c'est-à-dire lorsque la force de levage ne pousse pas le véhicule vers le haut, mais l'oblige à plonger dans des couches atmosphériques encore plus denses et à le faire la descente est plus raide. Cependant, organiser la descente balistique nécessaire est assez simple : il suffit de dire à l'appareil de tourner autour d'un axe coïncidant avec la direction du vol. Avec cette rotation, l'impact des forces aérodynamiques transversales est minimisé.

Revêtement de protection thermique. Comme déjà mentionné, la quasi-totalité de l'énergie transmise par le lanceur à l'engin spatial devrait être dissipée dans l'atmosphère lors de son freinage. Cependant, une certaine partie de cette énergie conduit à un échauffement du véhicule de descente lors de son déplacement dans l'atmosphère. Sans protection suffisante, sa structure métallique grille dès son entrée dans l'atmosphère et l'appareil cesse d'exister. La protection thermique doit être un bon isolant de l’énergie thermique, c’est-à-dire avoir une faible capacité de transfert thermique et être résistante à la chaleur. Certains types de matériaux artificiels – les plastiques – répondent à ces exigences.

Le véhicule de descente est recouvert d'un bouclier de protection thermique, généralement constitué de ces matériaux artificiels, composé de plusieurs couches. De plus, la couche externe est généralement constituée de plastiques relativement résistants, remplis de graphite comme matériau le plus réfractaire, et la couche d'isolation thermique suivante est le plus souvent constituée de plastique rempli de fibre de verre. Pour réduire la masse de l'isolation thermique, en règle générale, des couches individuelles sont réalisées en nid d'abeille, poreuses, mais avec une résistance suffisamment élevée.

L'épaisseur du revêtement thermique dépend du type d'atterrisseur et de son objectif. Par exemple, pour le véhicule de descente de la station Venera-14, la perte du revêtement de protection thermique lors du passage dans l'atmosphère de Vénus était d'environ 30 à 70 mm d'épaisseur de l'écran de protection. Par conséquent, le revêtement de protection thermique doit être suffisamment épais pour préserver la structure métallique de l'atterrisseur. Et cela constitue déjà un pourcentage important de la masse de la valeur admissible pour le véhicule de descente. Ainsi, pour le module de descente du vaisseau spatial Vostok, qui avait une masse de 2460 kg, la masse de la protection thermique sphérique était de 800 kg.

Alors, une fois exposé haute température Le revêtement de protection thermique, partant de la surface, s'échauffe fortement puis s'évapore, évacuant ainsi l'excès d'énergie thermique du véhicule de descente. Pour réduire la masse du revêtement de protection thermique, son épaisseur maximale ne se produit qu'aux endroits exposés au plus grand impact du flux de chaleur. Pour les véhicules à descente de type phare, il s'agit du fond, et les surfaces latérales, moins sujettes à l'échauffement, disposent d'une protection thermique d'épaisseur insignifiante. De plus, pour les véhicules à descente individuelle, après avoir parcouru la plus grande section de décélération et après la fin des charges thermiques, le bouclier thermique massif de la partie frontale (par le bas) est jeté.

Système de parachutes. Après la fin du freinage aérodynamique intense, le mouvement du véhicule de descente devient relativement uniforme. Le rythme de son déclin pour divers modèles dans l'atmosphère proche de la Terre, elle se situe entre 50 et 150 m/s. Pour préserver le véhicule de descente et assurer la sécurité de l'équipage, les vitesses d'atterrissage doivent être nettement inférieures. Ainsi, par exemple, la vitesse lors de l'atterrissage sur l'eau ne doit pas dépasser 12 à 15 m/s, sur terre (sur sol dur) - 6 à 9 m/s. A titre de comparaison, notons qu'un parachutiste atterrit à une vitesse de 5 à 8 m/s. Pour réduire la vitesse de chute du véhicule de descente sur Terre, divers systèmes de parachute sont utilisés.

La masse de ces systèmes constitue également une certaine partie de la masse du véhicule de descente et, en règle générale, à mesure que la masse du véhicule augmente, la masse du système de parachute augmente également proportionnellement. L'introduction d'un système de parachute dans un plateau à air et le déploiement d'une verrière, bien que n'étant pas une tâche simple, sont résolus avec succès en astronautique pratique. À des vitesses de vol relativement élevées, l'introduction d'une grande voilure sur le parachute principal entraîne des charges importantes que le matériau du parachute peut ne pas supporter. Dans le même temps, des charges importantes affecteront également l'équipage de l'appareil. Structurellement, ce problème est résolu à l'aide d'un système de parachute.

Tout d'abord, un parachute pilote avec une petite zone de travail de la voilure est retiré avec le couvercle du compartiment du parachute pour être retiré. Cette goulotte pilote introduit la voilure du parachute stabilisateur dans le flux d'air venant en sens inverse. En conséquence, la vitesse de descente du véhicule de descente est réduite de près de moitié, puis le parachute principal est inséré à l'aide d'un parachute de freinage. De plus, le plus souvent ce n'est pas la voilure complète du parachute principal qui est introduite, mais une partie de celui-ci. Avec une nouvelle diminution de la vitesse du véhicule de descente, la corde, à l'aide de laquelle la voilure principale est prise, est coupée, puis la voilure du parachute principal s'ouvre complètement.

La voilure principale du parachute dispose d'une grande zone de travail, ce qui permet de réduire le taux de descente à des valeurs sûres pour l'équipage et le véhicule de descente lui-même. Cependant, il est fondamentalement impossible de ralentir complètement le véhicule de descente en utilisant un seul de ces parachutes. Par conséquent, le parachute principal, en fonction de la masse du véhicule de descente, peut avoir une ou plusieurs voilure. Parfois, au lieu d'une cascade de freinage et de parachutes principaux, un parachute principal à prise de ris est initialement utilisé, mais à mesure que la vitesse de descente diminue, la prise de ris est retirée en une ou deux étapes.

Il est pratique d'effectuer le freinage final à l'aide de moteurs à poudre. Ces moteurs se mettent en marche immédiatement avant de toucher la surface de la Terre et réduisent la vitesse de descente à 2 à 4 m/s. Notez que les véhicules de descente des vaisseaux spatiaux américains Mercury, Gemini et Apollo n'étaient équipés que d'un système de parachute et que des moteurs à poudre pour un atterrissage en douceur n'y étaient pas utilisés, puisque ces véhicules de descente ont atterri dans l'océan - sur l'eau.

DESCENTE DES NAVIRES VOSTOK ET VOSKHOD

L’un des tout premiers atterrisseurs à être renvoyé sur Terre avec succès fut l’atterrisseur sphérique du satellite soviétique. Ce vaisseau satellite était destiné à tester tous les éléments et étapes du vol humain dans l'espace. Son module de descente n'était pratiquement pas différent du module de descente du vaisseau spatial Vostok. Ce dernier se composait structurellement de deux compartiments principaux : le module de descente et le compartiment à instruments. Le véhicule de descente comprenait également la cabine de l'astronaute.

Lors de la descente de l'orbite, après avoir effectué une impulsion de freinage, le véhicule de descente s'est séparé du compartiment à instruments et a atterri sur Terre, tandis que le compartiment à instruments est entré dans les couches denses de l'atmosphère et a cessé d'y exister. La masse du véhicule de descente était de 2460 kg, son corps avait la forme d'une boule d'un diamètre de 2,3 m et était constitué d'alliages d'aluminium. À l'extérieur, toute la coque, à l'exception des fenêtres, était recouverte d'un bouclier thermique sur lequel était appliquée une couche d'isolation thermique nécessaire au fonctionnement normal du navire pendant le vol orbital.

La cabine de l'astronaute contenait une chaise et des instruments permettant de contrôler le vaisseau spatial. Assurer le bien-être normal et maintenir des performances humaines normales dans la cabine du cosmonaute étaient déterminés par deux systèmes principaux : le maintien de la vie et la régulation thermique. Ils ont maintenu la composition normale de l'air dans la cabine, absorbant le dioxyde de carbone libéré par l'astronaute pendant la respiration et assurant une teneur constante en oxygène dans l'air, et ont également éliminé l'excès d'humidité de l'air et créé des conditions de température normales comprises entre 20 et 25 °C. . Dans la cabine, la pression était maintenue entre 755 et 775 mm Hg. Art.

Afin de mélanger uniformément l'atmosphère de la cabine, qui ne présentait aucun flux convectif en apesanteur, un ventilateur a été installé. Le système de contrôle thermique, commun aux deux compartiments, a été réalisé en version liquide. Pour assurer le fonctionnement normal de l'équipement situé dans le module de descente, il y avait une batterie. Sur la console de l'astronaute se trouvait un bouton de commande pour l'orientation du vaisseau spatial à trois degrés de liberté, ainsi qu'un dispositif optique pour le système d'orientation.

Avant la séparation, le vaisseau spatial était orienté dans une direction strictement spécifiée et, au moment calculé, le système de propulsion était activé, transmettant une impulsion de freinage au vaisseau spatial. Le moteur développait une poussée de 17,5 kN, tandis que la vitesse diminuait de 150 à 200 m/s. L'orbite est devenue elliptique avec un périgée inférieur à 100 km au-dessus de la surface de la Terre. En conséquence, le véhicule de descente est entré dans les couches denses de l’atmosphère et a été décéléré.

À une altitude d'environ 7 km, l'astronaute pouvait s'éjecter - à travers une trappe spéciale qui s'ouvrait, lui et la chaise étaient abattus le long de guides spéciaux. Après un certain temps, le parachute de freinage s'est ouvert au-dessus du fauteuil, et après quelques dizaines de secondes à une altitude de 4 km, lorsque l'astronaute s'est séparé du fauteuil, le parachute principal de l'astronaute s'est ouvert ; la vitesse d'atterrissage de l'astronaute était de 5 à 6 m/s. Dans ce cas, le véhicule de descente est descendu sur son propre parachute. Il était possible d'atterrir sans quitter la cabine - dans un véhicule de descente, qui descendait à une vitesse d'environ 10 m/s.

Les atterrisseurs des satellites terrestres artificiels soviétiques utilisés jusqu'à présent pour mener des expériences biologiques ne sont, en principe, pas très différents des atterrisseurs du vaisseau spatial Vostok et nous ne nous y attarderons donc pas séparément. Notons seulement qu'ils passent par toutes les étapes de la descente, à l'exception de l'éjection, puisqu'il n'y a pas ici de chaise d'astronaute. Différents représentants du monde animal et végétal sont placés à l'intérieur du module de descente, et des équipements sont installés pour nourrir les animaux et abreuver les plantes.

Les navires Voskhod, contrairement aux navires Vostok, étaient multiplaces. Placer plusieurs cosmonautes à la fois nécessitait de réorganiser la cabine des cosmonautes. Il contenait trois chaises avec des supports individuels, c'est-à-dire qu'elles étaient fabriquées en fonction de la taille et en tenant compte des caractéristiques corporelles de chaque astronaute. L'atterrissage ne pouvant être effectué qu'avec des astronautes dans la cabine du véhicule de descente, les sièges non éjectables étaient équipés d'amortisseurs supplémentaires. Les principales étapes de la descente depuis l'orbite étaient similaires aux étapes de descente du vaisseau spatial Vostok. Mais pour une plus grande fiabilité de descente depuis l'orbite, le système de propulsion de ce navire a été dupliqué : en plus du système de propulsion à propergol liquide, un moteur de freinage à propergol solide a été placé au-dessus.

Afin de réduire l'impact sur la surface terrestre, la descente dans la section parachute a été effectuée à l'aide de deux parachutes, qui n'étaient pas fixés directement au véhicule de descente, mais au carter du moteur d'atterrissage en douceur à l'aide de pyrolocks. Après l'atterrissage, les pyrolocks ont été activés et les brins du parachute ont été projetés loin du véhicule de descente, de sorte que par vent fort, le parachute ne pouvait pas entraîner le véhicule avec les astronautes sur le sol.

Le moteur à poudre à atterrissage en douceur était mis en marche par une tige tubulaire abaissée d'environ 3 m sous le véhicule de descente. La tige était formée en déroulant un ruban à ressort d'une bobine et en l'enroulant dans un tube. Lorsque la tige est entrée en contact avec la surface de la Terre, le contact a été fermé et le système de propulsion a été activé, réduisant ainsi la vitesse de descente de moitié, la ramenant à 2 à 4 m/s.

DESCENTEURS POUR LE RETOUR DES « GÉOLOGISTES » LUNAIRES

Les véhicules de descente des vaisseaux spatiaux automatiques "Luna-16, -20 et -24", destinés à atterrir sur Terre après avoir collecté le sol lunaire, avaient la forme d'une boule d'un diamètre de 0,5 m. Cette forme ne nécessite pas la création de un système d'orientation spécial nécessaire au véhicule de descente, ayant une qualité aérodynamique. La descente dans l'atmosphère s'est déroulée selon une trajectoire balistique. L'essentiel ici était l'exigence d'une limite de masse pour le véhicule de descente. L'absence d'astronaute a supprimé les obstacles imposés par les fortes surcharges.

L'embarcadère de ces stations automatiques Luna, qui était un véhicule de descente pour atterrir sur la Lune, servait également de dispositif de lancement pour la fusée spatiale Lune-Terre. Ce dernier comprenait un moteur-fusée à propergol liquide avec des réservoirs sphériques pour les composants de carburant, ainsi qu'un compartiment à instruments avec quatre antennes fouet et un module de descente, fixé au compartiment à instruments avec des bandes de tension. Le compartiment à instruments servait de site d'installation pour les instruments du système de contrôle, le complexe radio, la batterie et l'automatisation embarquée.

Après que la station Luna-16 ait foré la surface lunaire à l'aide d'un dispositif de collecte de terre, la foreuse contenant de la terre a été placée à l'intérieur du conteneur du véhicule de descente, après quoi le conteneur a été scellé et, à la fin des opérations préparatoires pour vérifier l'état de préparation, le Le système de contrôle, sur commande, a allumé le système de propulsion de la fusée lunaire et elle a démarré verticalement vers le haut. Au bout du système de propulsion, la fusée avait une vitesse de 2708 m/s, suffisante pour vaincre la gravité lunaire.

Le vol de la fusée vers la Terre a suivi une trajectoire balistique pour laquelle aucune correction n'a été nécessaire ni prévue (le vol vers la Terre a duré environ 3 jours). 3 heures avant d'entrer dans l'atmosphère terrestre, le module de descente a été séparé de la fusée à l'aide de moyens pyrotechniques. L'entrée dans l'atmosphère terrestre s'est produite à une vitesse de plus de 11 km/s.

Au stade du freinage aérodynamique, le véhicule de descente, sous l'influence du flux d'air venant en sens inverse, a tourné sa partie frontale dans le sens du mouvement et le dispositif d'amortissement l'a maintenu de manière stable dans cette position. Ensuite, le processus d’atterrissage a été effectué à l’aide d’une automatisation embarquée. En raison du grand angle d'entrée dans l'atmosphère terrestre, le véhicule de descente a subi une surcharge de 350 g et sa protection thermique a été exposée à des températures de plus de 10 000 K. En atteignant une altitude de 14,5 km, la vitesse du véhicule de descente diminué à 300 m/s.

A ce moment, sur commande du capteur de surcharge, le couvercle du compartiment à parachute est arraché et inséré dans flux d'air parachute de freinage. À une altitude de 11 km, sur la base d'un signal du capteur barométrique, le parachute de freinage a été détaché et le parachute principal a été inséré. L'atterrissage a été effectué sur un sol solide, même si le module de descente pouvait également être lancé dans l'eau. Pour augmenter la flottabilité, deux cylindres flexibles contenant de l'air comprimé ont été gonflés dans la partie supérieure du véhicule de descente après que la housse du parachute ait été retirée.

Figure 3. Atterrisseur Luna-16 sur Terre

Le véhicule de descente de cette station lunaire (Fig. 3) était une boule métallique scellée dont la surface extérieure avait un revêtement de protection thermique, qui assurait le maintien du véhicule dans la zone de freinage aérodynamique lors de son entrée dans l'atmosphère terrestre. Le revêtement de protection thermique avait une épaisseur variable : dans la partie frontale, elle était la plus grande (jusqu'à 35 mm) et sur le côté opposé, seulement quelques millimètres. Structurellement, le véhicule de descente se composait de trois compartiments : un compartiment à instruments, un compartiment à parachute et un conteneur cylindrique pour les échantillons de sol lunaire. Le compartiment à instruments abritait des émetteurs radiogoniométriques, des batteries, des éléments d'automatisation et un logiciel. Le compartiment à parachute contenait (plié) un parachute, quatre antennes d'émetteurs radiogoniométriques et deux cylindres élastiques, utilisés après l'atterrissage et leur gonflage pour fixer la position du véhicule de descente, ainsi que pour créer une flottabilité lors de l'atterrissage sur l'eau.

Ce véhicule de descente était de taille relativement petite, la dispersion du site d'atterrissage dans une zone donnée atteignait des centaines de kilomètres carrés et il y avait donc un problème pour retrouver le véhicule après l'atterrissage. Dans le cadre de cela, les émetteurs de radiogoniométrie qui y étaient installés transmettaient en continu des signaux à une fréquence strictement fixe, facilitant la radiogoniométrie et la détermination du site d'atterrissage. Un amortisseur a été installé en dessous à l'intérieur de la carrosserie dans la partie avant du véhicule de descente, ce qui a permis d'amortir les vibrations du véhicule lors du passage de la phase de freinage aérodynamique.

DESCENTE DU NAVIRE SOYUZ

Ce véhicule est devenu le premier véhicule de descente domestique à effectuer une descente contrôlée dans l'atmosphère. Le fond et le plafond du véhicule de descente ont la forme de segments sphériques et ses parois latérales ont la forme d'un cône tronqué. Les astronautes sont assis sur des sièges amortisseurs installés de manière à ce que la direction des forces G lors de la mise en orbite et de la descente soit optimale du point de vue de leur tolérance.

Parfois, il est conseillé de déléguer une partie des fonctions de contrôle de la descente à l'équipage. Dans ces cas-là, il faut tenir compte du fait que dans des conditions de surcharge, les capacités d’une personne sont réduites. La surcharge est plus difficile à supporter lorsqu'elle est dirigée des jambes vers la tête, et plus facile lorsqu'elle agit selon un angle de 10 à 15° par rapport à la direction thorax-dos et de telle manière qu'il y ait une petite composante provenant de la tête. aux jambes. Mais même dans ces conditions, déjà avec une surcharge trois à quatre fois supérieure, l'amplitude des mouvements des articulations des mains est considérablement réduite, et avec des surcharges de 8 g ou plus, seuls les mouvements des articulations du poignet restent libres.

Ceci est pris en compte lors de la conception des contrôles. Pour mieux tolérer les surcharges, l'astronaute doit maintenir son calme musculaire pendant la phase de descente, et pour cela il est préférable d'utiliser les poignées. Par conséquent, un bouton de commande permettant de contrôler le mouvement du navire est installé sur le siège du pilote. Devant les astronautes se trouvent un panneau de commande et un viseur optique, qui sont utilisés lors de l'orientation du contrôle d'approche. Des conteneurs équipés de systèmes de parachute sont situés derrière les sièges. Les instruments et équipements télécommandés sont situés dans la partie inférieure du compartiment, sous les sièges. Il y a des hublots sur les parois latérales à droite et à gauche des astronautes.

Un revêtement de protection thermique est installé à l'extérieur de la carrosserie du véhicule de descente. La partie située sur la face inférieure est réalisée sous la forme d'un bouclier séparé. Lors de la descente en parachute, le bouclier est réinitialisé. Sous le bouclier antichute constitué d'un revêtement de protection thermique, quatre moteurs à poudre à atterrissage en douceur sont activés par un signal de l'altimètre à rayons gamma.

Sur dehors A la surface du véhicule de descente, une carte avec des connecteurs de communication électrique est installée, assurant la communication avec les autres compartiments. Avant que le navire ne soit séparé, les connecteurs sont automatiquement désamarrés.

Après un freinage aérodynamique pendant la descente, des capteurs barométriques mesurent la pression à l'extérieur du véhicule de descente. A la pression atmosphérique correspondant à une altitude de 9,6 km, un dispositif logiciel-temps est lancé, générant une commande pour décoller le couvercle du conteneur du système de parachute principal et pour mettre en service les parachutes pilotes. 16,5 s plus tard, un ordre est émis pour insérer le parachute principal. À une altitude de 5,5 km, le parachute principal, sous réserve d'un déploiement normal, devrait assurer une descente régulière du véhicule de descente.

Pour vérifier le bon fonctionnement du parachute, le taux de descente réel est surveillé pendant 50 secondes. Si la vitesse dépasse la valeur maximale autorisée, une commande est alors générée pour tirer sur le parachute principal et mettre en service le système de parachute de réserve.

75 s après avoir atteint une altitude de 5,5 km, sur commande d'un dispositif logiciel-temps, le bouclier thermique frontal est séparé, et l'activation des capteurs de séparation supprime le blocage au démarrage des moteurs d'atterrissage en douceur. De plus, le dispositif logiciel-temps émet une commande pour rattacher le parachute à la suspension symétrique, allume l'altimètre gamma et arme le système d'amortissement du siège. Sur la base d'un signal de l'altimètre, les moteurs d'atterrissage en douceur sont mis en marche à une hauteur d'environ 1 m de la surface terrestre. À l'aide de capteurs de choc spéciaux qui enregistrent l'atterrissage de l'appareil, le blocage des brins du parachute lors du tir est supprimé.

A titre d'exemple, considérons le vol du module de descente Soyouz T-12. Avant d'effectuer l'opération d'atterrissage, le vaisseau spatial était orienté vers le freinage. Au-dessus de l'océan Atlantique sud, un système de propulsion d'une poussée de 4 kN a été activé. Après avoir travaillé pendant 800 s, le moteur a réduit la vitesse orbitale de 115 m/s - l'orbite est devenue elliptique. Au-dessus de mer Méditerranéeà une altitude de 130 km, le vaisseau spatial a été placé dans sa position initiale de séparation.

Cette position est choisie de telle sorte qu'au moment de la séparation, l'axe longitudinal du navire s'écarte de la direction du vol d'un angle proche de 90°. Dans ce cas, après séparation, les forces aérodynamiques ne peuvent plus provoquer d'approches et de collisions répétées des compartiments. Après séparation, seul l'atterrisseur, protégé par un revêtement de protection thermique, résiste et résiste aux températures élevées et à la résistance atmosphérique. D'autres compartiments ne sont pas conçus pour des tests aussi sévères et brûlent donc dans l'atmosphère. La descente contrôlée a commencé au-dessus partie orientale Dinde.

Lors d'un vol en descente contrôlée, les astronautes notent que le vol est similaire à une conduite dans une rue pavée en raison des vibrations et des secousses qui en résultent. Chacun d’entre nous a probablement vécu ces phénomènes lors de vols à bord d’avions de passagers à grande vitesse. Pendant la période de descente de l'avion à l'atterrissage, notamment lors du passage à travers des nuages ​​denses dans lesquels circulent des courants d'air ascendants turbulents, des vibrations se produisent. Dans les couches supérieures de l'atmosphère, il y a aussi toujours des courants ascendants et descendants, des vents soufflent, il y a des zones de basse pression, d'autres de haute pression. Lorsque vous pilotez un planeur à basse vitesse, ces irrégularités se manifestent doucement et lentement et soulèvent et abaissent doucement le planeur. Avec une augmentation significative de la vitesse, ces irrégularités se produisent et alternent plus souvent ; on pourrait dire qu'elles scintillent et secouent l'avion avec de petits impacts.

DESCENTE DU NAVIRE « ZOND »

Le module de descente de ce vaisseau différait peu du module de descente du vaisseau spatial Soyouz : il entre dans l'atmosphère terrestre à la deuxième vitesse de fuite. Par conséquent, son revêtement de protection thermique est plus puissant et l'équipement est conçu pour voler vers la Lune et revenir.

Il suffit de noter que le module de descente du vaisseau spatial Zond-5 a atterri après la région lunaire dans l'atmosphère terrestre le long d'une trajectoire balistique dans la zone océan Indien, et le module de descente du vaisseau spatial, Zond-6, a atterri sur le territoire de l'Union soviétique à l'aide d'un système de descente contrôlée. La première plongée dans l'atmosphère s'est déroulée à une distance d'environ 10 000 km du site d'atterrissage. Lors de la première plongée dans l'atmosphère, la vitesse du véhicule de descente a été réduite à 8 km/s, et lors de la seconde à 220 m/s. Toutes les étapes de l'atterrissage ultérieur sur la surface de la Terre étaient similaires à l'atterrissage du vaisseau spatial Soyouz.

DESCENTEURS DE NAVIRES AMÉRICAINS

Module de descente du vaisseau spatial Mercury. Si, dans les engins spatiaux automatiques, les spécialistes américains utilisaient pour revenir sur Terre des véhicules de descente de forme sphérique, qui effectuaient une descente le long d'une trajectoire balistique, alors pour les engins spatiaux habités, la forme du véhicule de descente pour tous les types de navires diffère de celle de la balle. Pour le vaisseau spatial Mercury, un véhicule de descente a été développé sous la forme d'un cône tronqué sur le côté de la plus petite base, relié à la partie cylindrique du corps. De l’autre côté du cône se trouvait un fond en forme de segment sphérique.

Presque presque tout le vaisseau spatial Mercury était constitué d'un module de descente à partir duquel, après avoir été mis en orbite, une poutre avec des moteurs de récupération d'urgence était larguée et, dans la section de freinage, après la fin du fonctionnement du système de propulsion, elle était séparée. Le système de propulsion de freinage était fixé au bas du véhicule de descente, qui ne pouvait descendre que le long d'une trajectoire balistique avec le bas vers l'avant. Le bas de l'appareil a subi le plus grand échauffement dû au front de l'onde de choc pendant la descente. Les surfaces latérales coniques et cylindriques étaient soumises à moins d'échauffement.

Le système de parachute du navire Mercury était un système à deux étages, composé d'un parachute principal et d'un parachute de freinage (ce dernier servait également de parachute pilote). Un bouclier thermique relativement épais a été installé sur le fond qui, après insertion du parachute principal, a été séparé et accroché à des amortisseurs. Lorsqu'ils heurtent la surface de l'eau, les amortisseurs absorbent l'énergie de l'impact et réduisent ainsi les surcharges subies par le véhicule de descente. Il est à noter que tous les véhicules de descente américains avec des astronautes ont atterri sur l'eau (à l'exception du MTKK).

Il y a une autre caractéristique qui distingue les véhicules de descente Navires américains. Si dans notre vaisseau spatial habité, l'atmosphère dans la cabine des cosmonautes a une composition de l'air qui rappelle l'atmosphère terrestre en termes de paramètres physiques et chimiques, alors sur les vaisseaux spatiaux Mercury, Gemini et Apollo, c'est purement de l'oxygène avec une pression de 1/3 de la normale (à niveau de la mer ).

Module de descente du vaisseau spatial Gemini. Le programme Gemini était destiné à étudier les problèmes liés aux vols spatiaux de longue durée, aux rendez-vous et à l'amarrage en orbite, aux sorties dans l'espace, à l'entrée du véhicule de descente dans l'atmosphère et à la descente vers la Terre par ascenseur, etc. Résultats des travaux réalisés dans le cadre du programme Gemini , utilisé pour le programme Apollo.

Gemini a été le premier vaisseau spatial américain à être fabriqué à l'aide d'un système de descente contrôlée pour le module d'atterrissage (compartiment de l'équipage). La forme du module de descente a été réalisée sous la forme d'un phare. L'entrée dans l'atmosphère terrestre s'est effectuée en premier par le bas et, en raison du déplacement du centre de masse par rapport à l'axe longitudinal, le vol dans l'atmosphère s'est produit avec un angle d'attaque constant. Le vol contrôlé a été réalisé en faisant pivoter le véhicule de descente le long de l'angle d'inclinaison. Le module de descente du vaisseau spatial Gemini était biplace, ce qui permettait d'effectuer des sorties dans l'espace. Dans ce cas, toute l'atmosphère de la cabine du cosmonaute, constituée d'oxygène, a été évacuée dans l'espace et, après avoir fermé la trappe, elle a été restituée grâce à l'oxygène stocké dans les cylindres.

Atterrisseur Apollo. Cet appareil, que les experts américains appelaient le compartiment de l'équipage, faisait partie intégrante du bloc principal, constitué du module de descente et du compartiment moteur. Le bloc principal et la cabine lunaire constituaient le vaisseau spatial Apollo lui-même. Après un examen plus approfondi, nous nous concentrerons uniquement sur le module de descente, conçu pour envoyer trois astronautes sur une orbite sélénocentrique et les ramener sur Terre.

La masse du module de descente Apollo était de 5,56 tonnes ; il avait la forme d'un cône avec un sommet arrondi, un diamètre de base de 3,84 m, une hauteur de 3,4 m et un angle de cône de 66°. La partie conique supérieure servait de trappe de parachute, qui était séparée avant le déploiement des parachutes. La carrosserie du véhicule de descente était en acier, assemblée à partir de panneaux laminés dont les nids d'abeilles étaient en acier inoxydable et étaient enfermés entre deux tôles d'acier. La partie inférieure de l'appareil est réalisée sous la forme d'un segment sphérique.

À l'intérieur du module de descente se trouvait une cabine d'équipage en alliages d'aluminium et une structure en couches avec un remplissage en nid d'abeille. Les nids d'abeilles avaient des densités différentes (de 0,07 à 0,114 g/cm 3 ) pour assurer un emplacement donné du centre de gravité de l'ensemble du véhicule de descente. Trois chaises pour astronautes étaient suspendues dans la cabine sur des amortisseurs spéciaux, et les sièges des chaises pouvaient être installés à différents angles par rapport au dossier. Le cockpit contenait également des panneaux de commande, des équipements du système de navigation et des équipements scientifiques.

Tous les équipements du module de descente étaient placés de manière à ce que le centre de gravité de ce compartiment soit situé à une certaine distance de l'axe longitudinal. En conséquence, lorsque le véhicule de descente est entré dans l’atmosphère, un certain angle d’attaque a été créé et une force de portance a été générée. A l'aide des moteurs du système de contrôle d'attitude, l'angle de roulis, et donc la force de portance lors du vol dans l'atmosphère, a pu être ajusté, ce qui a permis d'effectuer une descente contrôlée.

Selon le programme, le véhicule de descente a été mis à l'eau. Cependant, des mesures ont été prises au cas où il atterrirait à terre. Sur un côté du compartiment se trouvaient quatre saillies spéciales (recouvertes par un mince écran extérieur le long du contour du cône), qui, lors d'un impact avec la surface, étaient censées s'effondrer et ainsi amortir les charges de choc. Pour garantir que le compartiment tombe sur les rebords, les suspentes de parachute ont été fixées asymétriquement au véhicule de descente.

Toute la surface du véhicule de descente était protégée par des boucliers thermiques d'une épaisseur de 8 à 44 mm sur la partie conique et de 63 mm sur la partie inférieure. Les écrans étaient en fibre de verre avec un remplissage en nid d'abeille. La charge était un matériau ablatif : une résine phénolique-époxy, dans laquelle des billes de verre creuses étaient introduites.

Après l'achèvement du freinage aérodynamique dans l'atmosphère, le système de parachute a été activé, qui comprenait deux parachutes de freinage, trois d'échappement et trois parachutes principaux. Des parachutes de freinage d'un diamètre de 5 m ont été introduits dans le flux d'air à une altitude de 7,6 km - ils ont réduit la vitesse de 120 à 60 m/s. Des parachutes d'échappement d'un diamètre de 3 m ont été introduits à une altitude de 4,5 km ; quelques secondes plus tard, à une altitude de 4 à 4,2 km, des parachutes principaux à ris ont été introduits, chacun ayant un diamètre de voilure de 26,8 m.

Le déploiement des parachutes principaux s'est déroulé en trois étapes. Lorsqu'ils ont été introduits dans le flux, ils ont été pris en ris, après 5 s ils se sont partiellement ouverts, après 3 s supplémentaires ils se sont ouverts davantage et enfin, après encore quelques secondes, ils se sont complètement déployés. Au moment de l'amerrissage, la vitesse était de 8 m/s, et avec un échec, c'est-à-dire lorsqu'un des parachutes ne s'ouvrait pas, elle était de 10,5 m/s (ce qui s'est produit lors d'un des vols Apollo).

Vaisseau spatial réutilisable. Dans l'astronautique moderne, sur les orbites des satellites artificiels de la Terre, à de rares exceptions près (« Navette spatiale »), on utilise généralement des engins spatiaux jetables, dont la particularité est qu'ils ne reviennent pas entièrement sur Terre après avoir terminé un vol spatial. . Conditions normales les descentes ne sont prévues que pour l'un des compartiments - le véhicule de descente. Des études de conception ont montré que ces navires présentent un certain nombre d'avantages par rapport aux navires restitués en force. Ils sont techniquement plus simples et nécessitent moins de coûts matériels pour les créer et les lancer.

Le fait est que sauver l’ensemble du navire dépend de la décision de nombreux problèmes supplémentaires. Premièrement, pour assurer une descente contrôlée dans une atmosphère présentant un régime de température acceptable, le navire doit avoir une forme profilée avec des caractéristiques aérodynamiques spécifiées. Cela signifie qu'il ne doit y avoir aucun élément saillant sur le navire ou qu'ils doivent être rétractés dans le volume interne avant le lancement. Deuxièmement, afin d'éviter une surchauffe des éléments structurels et de l'atmosphère des compartiments de vie, il est nécessaire de recouvrir toute la surface extérieure du navire d'une protection thermique. Cela conduit à une augmentation significative de la masse totale.

Sur la navette spatiale, sur la masse totale du vaisseau spatial de 111 tonnes, la masse de protection thermique est d'environ 9 tonnes, soit près de 10 % de la masse totale. Le système d'atterrissage s'avère plus complexe et plus lourd. Il faut plus de carburant pour contrôler la descente. En conséquence, l’ensemble du navire devient plus complexe et plus coûteux, et un lanceur plus puissant est nécessaire pour le mettre en orbite.

Il convient de noter que dans les engins spatiaux consommables, tous les équipements utilisés pour contrôler la descente et l'atterrissage, ainsi que pour le séjour de l'équipage de l'atterrissage à l'évacuation, sont placés dans le module de descente. Ici, pour assurer la commodité du travail de l'équipage en préparation de la descente, des moyens de contrôle manuel du mouvement du navire en orbite et des moyens de contrôle des systèmes embarqués sont installés. Là, dans le module de descente, il y a des emplacements pour ranger les matériaux contenant les résultats de la recherche et les équipements retournés sur Terre.

ATTERRISSEURS D'AMS "VENERA"

Les véhicules de descente des stations spatiales automatiques conçues pour explorer la planète Vénus sont structurellement différents des véhicules de descente des engins spatiaux. La planète Vénus possède une atmosphère assez puissante : la pression atmosphérique à la surface de la planète est plus de 90 fois supérieure à celle de la Terre. La température de surface est de près de 500 °C (environ 770 K). Cela a marqué la création d’un véhicule de descente pour Vénus.

Les premiers vols vers la planète Vénus ont en outre été planifiés de telle manière que les véhicules de descente tomberaient approximativement au centre du disque de la planète Vénus, face à la Terre. Cette condition était nécessaire pour créer une communication radio avec le véhicule de descente, dont l'antenne avec un diagramme de rayonnement relativement étroit regardait pratiquement le zénith pendant la descente. Mais cela impose également des exigences particulières quant à l’angle d’entrée dans l’atmosphère de la planète lorsque la station s’en approche : ils se sont avérés être d’environ 62 à 65° par rapport à l’horizon local.

À une vitesse d'entrée supérieure à 11 km/s, cette circonstance entraînait des surcharges importantes, atteignant jusqu'à 450 g. Par conséquent, nous avons dû réfléchir à la création d'un boîtier et d'un équipement durables capables de résister à de telles surcharges.

Les véhicules de descente des premières stations qui ont volé vers Vénus avaient une forme proche d'une sphère. Dans ce cas, les capteurs des instruments scientifiques ne pourraient être placés que dans la partie supérieure du véhicule de descente, sur la section qui s'ouvre après la chute du couvercle du compartiment parachute. L'ignorance initiale des conditions exactes sur la planète Vénus et les résultats contradictoires de diverses observations ont conduit à la création d'atterrisseurs sphériques relativement durables, capables de résister seulement jusqu'à 20 atm. De l’extérieur, ils étaient protégés par une coque de protection thermique d’une épaisseur considérable.

Pour clarifier les paramètres inhérents à l'atmosphère de Vénus, des instruments scientifiques ont été installés dans les premières stations uniquement pour déterminer la température, la pression, la composition chimique de l'atmosphère et son éclairage, ainsi qu'un altimètre pour relier les données sur la hauteur au-dessus de la surface de l'atmosphère. planète. Ces premières stations de reconnaissance de la planète Vénus comprennent la station « Venera-4 », qui a volé en 1967, « Venera-5 » et « Venera-6 » - en 1969, « Venera-7 » - en 1970. et « Venera- 8" - en 1972.

En raison de l'évolution des points de vue sur les conditions physiques existant sur la planète, à mesure que les données étaient reçues des véhicules d'atterrissage, la conception des véhicules d'atterrissage eux-mêmes a subi des changements. La résistance de la coque a dû être augmentée pour qu'elle puisse résister à une pression externe de 10 atm pour Venera-4 à 120 atm pour Venera-8. En conséquence, la masse du véhicule de descente a augmenté, et si pour le premier d'entre eux elle était de 383 kg avec une masse totale de la station de 1 106 kg, alors pour Venera-7 et Venera-8, la masse du véhicule de descente était déjà de 500 kg avec une masse de station de 1200 kg.

À une vitesse d'entrée atmosphérique d'environ 11 km/s, les surcharges ont atteint 450 g et la température des gaz dans le front d'onde de choc a atteint 11 000 K. À des températures aussi élevées, la surface du véhicule de descente ne brûle même pas, mais s'évapore simplement. .

Les véhicules de descente des stations "Venera-4" - "Venera-8", de forme semblable à un ballon, avaient un diamètre d'environ 1 m. La surface extérieure du ballon, en particulier sa partie frontale inférieure, était équipée d'un coque de protection thermique puissante. Ce dernier a également retardé le flux de chaleur vers le récipient hermétique depuis la surface du ballon lors du mouvement du véhicule de descente dans l'atmosphère de Vepera.

Les véhicules de descente ont été séparés des stations spatiales automatiques alors qu'ils se trouvaient encore à 20 000 à 40 000 km de la planète Vénus. Avec cette manœuvre, ils ont essayé de protéger le véhicule de descente des dommages lors de la rentrée. Dans ce cas, il n'y aura pas de collision entre les compartiments de la station et, par conséquent, d'endommagement du véhicule de descente. Le compartiment orbital a fait son travail : il a livré le véhicule de descente sur la planète et peut désormais être détruit lorsqu'il entre dans l'atmosphère de Vénus, car il ne dispose pas d'un revêtement de protection thermique approprié.

Cependant, pendant tout le vol de 4 mois de la Terre à Vénus, le compartiment orbital a fourni régime de température pour nos propres besoins et pour les besoins du véhicule de descente. Avant la séparation, le système de contrôle thermique du compartiment orbital refroidissait le véhicule de descente, ce qui était nécessaire pour prolonger ses performances dans les conditions chaudes de l'atmosphère vénusienne. Le compartiment orbital fournissait également de l'électricité pour le fonctionnement de divers systèmes, en l'extrayant du Soleil grâce à panneaux solaires. À l'aide de ce compartiment, la position de la station dans l'espace a été déterminée et la correction de vol nécessaire a été effectuée pour diriger le véhicule de descente vers une zone d'impact donnée dans la zone de la planète Vénus.

Mais malgré ces fonctions importantes, le compartiment orbital n'était en fait qu'un moyen de livrer le véhicule de descente vers la planète Vénus en état de marche.

Structurellement, le véhicule de descente lui-même se composait de deux compartiments isolés : le compartiment inférieur - instrument et le compartiment supérieur - parachute. Dans le compartiment du parachute, sous le capot, qui était largué après avoir traversé la section de freinage aérodynamique, se trouvaient des capteurs d'instruments scientifiques, des antennes pour le complexe radio et l'altimètre, ainsi qu'un système de parachute à deux étages (du freinage et du principal parachutes). La toile du parachute conserve la résistance nécessaire à des températures allant jusqu'à 500 °C. Les antennes distantes du complexe radio des deux dernières stations de cette série se trouvaient également ici.

Après un freinage aérodynamique intense, lorsqu'une vitesse d'environ 200 à 250 m/s a été atteinte, une commande a été générée à partir de capteurs barométriques (à une pression de 0,6 atm) pour tirer le couvercle du compartiment du parachute et un parachute de freinage d'une superficie de ​​2,2 m 2 ont été introduits dans le flux d'air. Lors d'une nouvelle diminution de la vitesse, le dispositif logiciel-temps a émis l'ordre de séparer le parachute de freinage et d'insérer le parachute principal.

La superficie du parachute principal de Venera-4 était de 55 m2, mais après le vol de cette station dont le module de descente est descendu dans une atmosphère très « inhospitalière » pendant près d'une heure et demie, il a fallu reconsidérer les caractéristiques de le parachute principal. Lorsqu'il a été inséré à une altitude d'environ 70 km, le fonctionnement du module de descente s'est déjà arrêté à une altitude d'environ 30 à 40 km lorsque le niveau de pression atmosphérique a atteint plus de 20 atm. De plus, le temps de descente trop long entraînait un fort échauffement des équipements dans l’atmosphère chaude.

Pour accélérer la descente, la surface du parachute principal pour les véhicules de descente des stations Venera-5 et Venera-6 a été réduite à 12 m 2. En conséquence, la vitesse de descente a augmenté et la descente elle-même a duré 51 à 53 minutes. Ces véhicules de descente sont descendus à des altitudes avec une pression de 27 à 28 atm. Et la descente en parachute a été effectuée à des altitudes de 36 et 38 km. Les modules de descente des stations Venera-7 et Venera-8 ont atteint la surface de la planète avec des équipements opérationnels.

Riz. 4. Véhicule de descente de la station Venera-8 : 1 - parachute ; 2 - antenne émettrice ; 3 - couvercle du compartiment à parachute ; 4 - émetteur radio ; 5 - amortisseur; 6 - protection thermique ; 7 - corps; 8 - échangeur de chaleur

Le compartiment d'instruments inférieur du module de descente des stations Vénus de première génération (Fig. 4) abritait un émetteur radio embarqué, un dispositif logiciel-temps, des unités d'automatisation, un système de télémétrie, un radioaltimètre, une batterie, un système de contrôle thermique et matériel scientifique. Un amortisseur mécanique spécial a été installé dans la partie inférieure du véhicule de descente, ce qui a permis d'augmenter la stabilité du mouvement du véhicule de descente dans l'atmosphère de Vénus et de réduire l'amplitude de ses oscillations. Plus l'amplitude est faible, plus les surcharges latérales sont faibles, qui, ajoutées à la surcharge axiale, aggravent l'impact sur le véhicule de descente.

Après avoir obtenu des données sur les caractéristiques réelles de l'atmosphère de Vénus, les concepteurs ont pu commencer la conception et la construction d'une nouvelle génération d'atterrisseurs destinés à des études approfondies des propriétés physiques et chimiques de l'atmosphère et de la surface de cette planète. Les atterrisseurs de deuxième génération ont été conçus pour effectuer de nombreuses tâches scientifiques, notamment « inspecter » la surface de la planète. Par conséquent, des équipements de télévision photographique ont été installés sur les véhicules de descente. Pour effectuer une analyse chimique, un dispositif d'échantillonnage du sol a été développé et placé sur l'atterrisseur, et à l'intérieur de l'atterrisseur se trouvait un complexe complexe pour effectuer l'analyse chimique du sol collecté. Des antennes, des capteurs permettant de déterminer la vitesse du vent, l'éclairage, etc. ont été placés sur les tiges.

La plupart des équipements scientifiques devaient être placés à l'extérieur du véhicule de descente, mais s'il était forcé de décélérer dans l'atmosphère sous cette forme, alors toutes les parties saillantes contenant l'équipement scientifique seraient détruites par une tempête de feu lors du freinage aérodynamique. Par conséquent, le véhicule de descente d'origine s'appelait le véhicule d'atterrissage, une balle recouverte d'un revêtement de protection thermique était placée dessus, et le résultat était un nouveau véhicule de descente, mais d'une taille beaucoup plus grande. Le diamètre de la boule était de 2,4 m et se composait de deux hémisphères qui se séparaient lorsque les pièces pyrotechniques détonaient (Fig. 5).

Les stations Vénus elles-mêmes ont également subi des modifications. Le lancement des stations interplanétaires automatiques a été effectué par un lanceur plus puissant et la masse des stations a donc atteint 4,5 à 5 tonnes. À cet égard, l'opportunité s'est présentée après la séparation du module de descente pour sauver le compartiment orbital, c'est-à-dire , la station Venera elle-même, et l'utiliser comme répéteur des signaux radio provenant du véhicule de descente.

Pour ce faire, il a fallu le transférer de la trajectoire de frappe de la planète à la trajectoire de survol. Par conséquent, avant le vol vers la planète, il était nécessaire de séparer le module de descente, après l'avoir préalablement refroidi pour augmenter la capacité de survie dans le souffle chaud de l'atmosphère, puis, à l'aide du système de propulsion, transférer la station sur la trajectoire de vol. . En règle générale, la séparation du module de descente et de la station est effectuée deux jours avant l'approche.

Riz. 5. Véhicule de descente de la station Venera-10 : 1 - parachute ; 2 - les équipements scientifiques opérant dans l'atmosphère dans la couche nuageuse ; 3 - téléobjectif ; 4 - corps résistant; 5 - protection thermique ; 6 - amortisseur ; 7 - dispositif d'atterrissage ; 8 - boîtier de protection thermique ; 9 - volet de frein ; 10 - antenne

Pourquoi deux jours, et non un ou dix et non 27 ou 59 heures ?

Pour l'atterrisseur, plus la séparation est tardive, mieux c'est, car il utilise le système de contrôle thermique de la station et la fonctionnalité de ses équipements est testée à l'aide des systèmes de la station. Et pour la station, une séparation plus précoce est nécessaire afin de créer une impulsion énergétique plus faible pour une transition en toute confiance de la trajectoire d'arrivée à la trajectoire de vol. La solution de compromis prévoyait la séparation 48 heures, soit deux jours, avant l'approche de la planète. Après la séparation jusqu'à l'introduction du système de parachute, le véhicule de descente se déplace « silencieusement », la Terre ne peut pas le contrôler. Il faut exactement deux jours pour que la séance de séparation ait lieu au moment où les équipements de radiolocalisation au sol situés sur le territoire de l'URSS font face à la planète Vénus. Et la séance d'arrivée et d'atterrissage sur la planète du véhicule de descente (qui avait été sélectionnée à l'avance) devait également avoir lieu pendant la période de visibilité radio depuis le territoire de notre pays. Naturellement, ces périodes de visibilité radio sont des multiples de 24 heures – la période de rotation quotidienne de la Terre.

Après séparation, la station Venera peut être transférée sur l'orbite d'un satellite artificiel de Vénus (comme ce fut le cas avec les stations Venera-9 et Venera-10) ou sur une trajectoire de survol avec un nouveau vol autour du Soleil sur une orbite située entre les orbites de la Terre et de Vénus. La possibilité d’utiliser la station comme répéteur a permis de réduire considérablement les caractéristiques de résistance du véhicule de descente, puisque les conditions strictes de descente au centre du disque planétaire face à la Terre n’étaient plus nécessaires.

Ainsi, il est devenu possible de réduire considérablement l'angle d'entrée dans l'atmosphère. Certes, en raison des écarts admissibles de la trajectoire par rapport à celle calculée, des angles d'entrée extrêmement petits ne peuvent pas être réalisés, car dans ce cas, l'atmosphère peut ne pas capturer l'appareil. Des angles d'entrée de 20 à 23° ont été acceptés comme valeurs de conception pour les stations Vénus de deuxième génération. La surcharge maximale atteint seulement 170 g.

L'atterrissage du module de descente peut désormais s'effectuer presque n'importe où sur la planète, même sur sa face opposée, non visible depuis la Terre. Après tout, les signaux radio du module de descente étaient désormais reçus par un vaisseau spatial survolant la planète. Les signaux étaient reçus et relayés par lui via une antenne hautement directionnelle vers la Terre, mais ils pouvaient également être enregistrés à bord de la station, puis, si nécessaire, reproduits et transmis à plusieurs reprises vers la Terre.

ATTERRISSEURS « PIONEER-VENERA »

Pour mener des recherches dans l'atmosphère de Vénus, des spécialistes américains ont lancé en 1978 la station Pioneer-Venera-2 pesant 885 kg, qui comprenait quatre modules de descente. Parmi ceux-ci, l'un avait la plus grande masse de 350 kg avec un diamètre de 1,5 m et les trois autres avaient une masse de 86 kg avec un diamètre de 71 cm. Les petits appareils étaient destinés à la descente dans l'atmosphère du côté jour et nuit. de la planète, ainsi que vers le pôle nord de Vénus.

Les véhicules de descente étaient fabriqués en titane en forme de boule de manière à pouvoir résister à une pression allant jusqu'à 100 ATM. Sur la surface extérieure, le ballon était protégé par un bouclier thermique doté d'une protection thermique constituée d'un revêtement en fibre de carbone dans la partie frontale. La partie inférieure était recouverte d'un matériau élastomère expansé.

24 jours avant l'approche de la planète, à une distance d'environ 12 millions de km, un grand véhicule de descente s'est séparé de la station, et après encore 5 jours, de petits véhicules se sont séparés à plusieurs minutes d'intervalle. Les véhicules de descente sont entrés dans l'atmosphère de la planète à une vitesse légèrement supérieure à 11 km/s. Dans ce cas, le freinage était aérodynamique.

Cette section d'entrée et de freinage intense a duré environ 30 s, puis l'écran de matériau de protection thermique a été largué du grand véhicule de descente et en 17 minutes, il est descendu en parachute (les petits véhicules de descente n'avaient pas de parachute). Passé ce délai, le parachute était largué pour accélérer le passage de l'atmosphère jusqu'à sa surface. La communication avec ce véhicule de descente a duré 1 heure 19 minutes jusqu'à ce qu'il touche la surface.

Les petits atterrisseurs, après avoir largué leurs boucliers thermiques, ont également effectué des transmissions radio avant de toucher la surface de Vénus. Le véhicule de descente « de jour » (l’un des trois petits) a continué à envoyer des signaux radio pendant encore 68 minutes après avoir heurté la surface. La station Pionsr-Venera-2 elle-même, tout comme la station Venera-4, a brûlé dans l’atmosphère de la planète.

En fait, ces atterrisseurs, non destinés à effectuer un atterrissage en douceur sur la planète, ont uniquement servi de sondes collectant des données sur l'atmosphère au cours de l'automne. Un seul petit véhicule resté opérationnel après avoir heurté la surface peut réellement être qualifié de véhicule de descente.

Sa préservation s'explique par la forte densité de l'atmosphère de Vénus, qui peut réduire la vitesse de chute, et donc l'ampleur de la surcharge lors de l'impact avec la surface.

Pourquoi les véhicules de descente destinés à atterrir sur Vénus n'avaient-ils que la forme d'une boule, et donc leur descente s'effectuait uniquement selon une trajectoire balistique ?

Premièrement, ce n'est pas une personne qui a atterri sur Vénus, mais des instruments scientifiques capables de résister à des surcharges de 100 g ou plus. Deuxièmement, la forme du ballon est la plus simple et il n'est pas nécessaire de créer un système spécial de contrôle de descente. Dans le cas de l'utilisation d'un véhicule de descente à qualité aérodynamique tel qu'un phare, il est nécessaire d'utiliser un système d'orientation complexe qui détermine l'entrée dans l'atmosphère et la direction de la force de portance, et permet également d'ajuster la portance. force lors de la rotation du véhicule le long du roulis. Quoi qu’il en soit, le rôle principal dans le choix de la forme du véhicule de descente pour l’atterrissage sur Vénus a bien sûr été joué par la simplicité et les coûts relativement faibles de création d’un tel dispositif.

DESCENTE DANS L'ABSENCE D'ATMOSPHÈRE

À état actuel Jusqu’à présent, l’astronautique n’a effectué un atterrissage pratiquement en douceur, en l’absence d’atmosphère, que sur la Lune. Mais en principe, de tels véhicules de descente peuvent être livrés vers Mercure, les satellites de Mars, les satellites sans atmosphère d'autres planètes, ainsi que vers les astéroïdes. Notez que plus la masse du corps du système solaire est petite, plus la consommation de carburant est faible lorsqu'il est possible d'atterrir sur sa surface.

Les véhicules de descente destinés à un atterrissage en douceur en l'absence d'atmosphère ne sont pas recouverts d'une couche de protection thermique, mais, en règle générale, sont vêtus uniquement d'un « manteau de fourrure » d'isolation thermique sous vide pour se protéger de l'énergie radiante. du Soleil et pour se protéger contre un refroidissement profond dans l'espace du côté ombre du véhicule. Un parachute n'est pas non plus applicable pour ce type de véhicule de descente, puisqu'il n'y a rien pour remplir le dôme dans le vide. Ainsi, pour éviter un impact à la surface de la planète, le seul moyen utilisé est un moteur-fusée, capable de réduire la vitesse élevée à des valeurs insignifiantes, de l'ordre de plusieurs mètres par seconde.

Dans ce cas, l'atterrissage d'un vaisseau spatial ressemble au lancement d'une fusée, sauf que tout se passe dans l'ordre inverse. Les moteurs émettant des flammes depuis les tuyères n'augmentent pas la vitesse de déplacement, mais la réduisent, et à cet effet la tuyère du moteur est tournée dans le sens du mouvement. De plus, le fonctionnement du système de propulsion assure non seulement une diminution de la vitesse du véhicule de descente à zéro par rapport à la cible, mais compense également la force gravitationnelle du corps du système solaire.

Le moteur de freinage doit réduire la vitesse du véhicule à plusieurs mètres par seconde, et la fin du freinage doit coïncider avec le moment de l'approche de la surface de la planète, sinon le véhicule de descente développera à nouveau une vitesse élevée en raison de la liberté automne. Une analyse des différents schémas de freinage a montré que pour les premières expérimentations, l'option de freinage la plus fiable est la descente verticale de la station, ce qui permet de simplifier le système d'atterrissage.

Théoriquement, ce problème est simple à résoudre : sur la base des valeurs connues de la force gravitationnelle de la planète, de la force de poussée du moteur et de la vitesse de l'engin spatial avant le freinage, la distance à la surface de la planète est calculée, après quoi le le vaisseau spatial doit allumer le système de propulsion. Mais en pratique, déterminer quand allumer le système de propulsion pour freiner n'est pas facile. Personne ne peut demander combien de kilomètres il reste à parcourir jusqu'à la planète ; il n'y a pas de jalons dans l'espace. Vous devez installer un altimètre sur le vaisseau spatial, c'est-à-dire un radar, avec lequel vous pourrez déterminer la distance à la surface de la planète.

Conformément au programme calculé à l'avance et stocké dans la mémoire de l'engin spatial, une fois atteint la hauteur requise au-dessus de la surface, une commande est reçue de l'altimètre pour allumer le système de propulsion. Cependant, avant d'allumer le système de propulsion, il est nécessaire de pointer le moteur avec la tuyère vers le bas. Il est vrai qu’il n’existe pas de concepts de « haut » et de « bas » dans l’espace. Habituellement, pour les grands corps célestes, tels que les étoiles et les planètes, le « bas » est associé à leur centre, mais pour les petits corps, tels que les astéroïdes, le « bas » et le « haut » ne sont déterminés qu'à partir de la direction vers le centre de gravité.

Par conséquent, pour atterrir sur un corps qui n'a pas d'atmosphère, il faut tourner la tuyère du système de propulsion dans le sens de la force de gravité et allumer l'installation à un moment tel que lorsqu'elle entre en contact avec le surface, la vitesse est proche de zéro. Il est possible de déployer un engin spatial dans le sens de la gravité uniquement en déterminant la position de l'engin spatial par rapport à la cible et la direction de son mouvement. Ce n'est qu'alors que l'ampleur de l'impulsion nécessaire est déterminée pour effectuer la correction afin d'exécuter correctement la trajectoire de descente. L'utilisation des lois de la mécanique céleste et la nécessaire correction de la trajectoire de vol permettent de diriger l'engin spatial vers le centre du disque visible du corps ou vers tout autre point d'atterrissage précisé.

Le véhicule de descente peut être tourné dans la direction requise pour effectuer un freinage à l'aide du système d'orientation. A l'aide des capteurs optiques de ce système, la direction vers le Soleil ou vers l'étoile de référence est déterminée. En résolvant un problème trigonométrique, ils trouvent ensuite la direction vers le centre de la planète par rapport à la direction vers le Soleil et la direction vers l'étoile. Enfin, le système de contrôle fait pivoter l'appareil dans la position requise.

La période de temps entre le démarrage du moteur et l'atterrissage est calculée à l'avance lors de la conception du vaisseau spatial, et la distance jusqu'à la planète est déterminée à l'aide d'un radioaltimètre. En fonction de la masse de l'appareil, l'ampleur de la force de traction du moteur et la hauteur à laquelle il doit être allumé sont sélectionnées. Quant aux véhicules de descente descendant dans l'atmosphère, dans ce cas, ce n'est pas la totalité du vaisseau spatial qui est sauvée, mais seulement une partie de celui-ci. Au moment de la mise en marche du système de propulsion, les compartiments excédentaires, c'est-à-dire ceux qui ne sont plus nécessaires sur le site d'atterrissage, sont jetés. Il s'agit de blocs du système d'orientation céleste, nécessaires uniquement au vol de la Terre vers le corps étudié, ainsi que des sources de courant chimique utilisées, etc. On note par exemple que pour Luna-9 la masse de ces compartiments largués était proportionnelle à la masse de la station lunaire automatique qui a atterri sur la Lune.

Tout cela est fait dans le but de réduire la quantité de carburant nécessaire pour ralentir le vaisseau spatial. Mais pour contrôler le mouvement d’un vaisseau spatial, sa vitesse doit être déterminée périodiquement. La vitesse par inertie ne peut pas être mesurée. Cependant, lorsque le moteur du vaisseau spatial est allumé, une accélération apparaît. Dans ce cas, à l'aide d'un intégrateur gyroscopique, vous pouvez mesurer la vitesse de déplacement en intégrant des accélérations linéaires. Certes, dans ce cas, ce n'est pas la vitesse réelle de l'engin spatial qui est connue, mais seulement l'ampleur du changement de vitesse résultant du fonctionnement du système de propulsion.

Pour résoudre ce problème, un calculateur électronique, interrogeant l'altimètre, reçoit des données d'altitude, et de l'intégrateur reçoit les valeurs de l'incrément de vitesse à des instants correspondant à la détermination de la distance à la surface de la planète par l'altimètre. Ensuite, le cerveau électronique, selon le programme intégré, élabore des recommandations pour étrangler ou augmenter le système de propulsion si les valeurs de vitesse réelles diffèrent de la valeur calculée stockée dans la mémoire de l'ordinateur.

L'atterrissage du véhicule de descente sur la surface après l'achèvement du système de propulsion s'effectue par chute d'une petite hauteur sous l'influence de la gravité de la planète. L'amortissement de l'impact sur la surface afin de réduire les surcharges sur le véhicule est généralement effectué sur tous les véhicules de descente à l'aide de trois ou quatre supports avec amortisseurs individuels.

Seules les premières sondes lunaires « Luna-9 » et « Luna-13 » ont effectué l'atterrissage du module de descente différemment.

Véhicules d'ATTERRISSAGE des STATIONS « LUNA-9 » et « LUNA-13 »

Avant que le vaisseau spatial n’atterrisse sur la surface lunaire, il existait des informations très contradictoires sur ses propriétés. Selon certaines données, la surface lunaire était un désert de montagnes rocheuses ; selon d'autres, les « mers » et les continents de la Lune étaient considérés comme recouverts d'une épaisse couche de poussière, dans laquelle tout vaisseau spatial qui osait atterrir sur sa surface pourrait se noyer.

Riz. 6. Schéma de l'atterrissage en douceur de la station Luna-9

Une solution originale pour mettre en œuvre un atterrissage en douceur sur la Lune a été proposée par S.P. Korolev. Tout d'abord, le vol de la station lunaire devait être ralenti à l'aide du système de propulsion jusqu'à une vitesse de plusieurs mètres par seconde, puis la station lunaire automatique pouvait être larguée du système de propulsion et le véhicule de descente, emballé dans un tissu souple et élastique. des bouteilles gonflées au gaz comprimé, finiraient sur la Lune (Fig. 6 ). Avec une faible masse (environ 100 kg) et une surface d'appui des cylindres relativement importante (environ 1,5 m2), la pression spécifique au sol est insignifiante. Le système d'atterrissage a été conçu de manière à garantir un atterrissage fiable de la station sur tout type de sol (qu'il s'agisse d'une surface rocheuse dure ou d'un sol meuble et dispersé).

Le véhicule de descente de la station Luna-9 peut en fait être appelé une station lunaire automatique pesant environ 100 kg. Tout le reste a été détruit ou endommagé au contact de la surface. Le corps sphérique du véhicule de descente d'un diamètre d'environ 50 cm, aux pétales fermés, a pris une forme ovoïde. La station s'est approchée de la Lune à une vitesse de 2,6 km/s. Le système d'orientation céleste a déployé et fixé la station dans une certaine direction afin que la tuyère du système de propulsion soit dirigée vers la surface lunaire.

48 secondes avant l'approche, alors qu'il restait 75 km jusqu'à la Lune, au signal d'un altimètre autonome, deux compartiments contenant des équipements devenus inutiles ont été séparés de la station et le système de propulsion de freinage a été mis en marche. (Son nom plus correct était système de propulsion à freinage correctif, car sur la route de vol Terre-Lune, il était utilisé pour corriger la trajectoire de vol vers la Lune.) Le fonctionnement du système de propulsion était contrôlé selon le programme stocké dans le fichier de la station. mémoire. Le moteur avait la capacité de réguler la poussée sur une plage relativement large.

Dès que le système de propulsion a commencé à fonctionner, deux cylindres élastiques ont été mis sous pression, à l'intérieur desquels se trouvait une station lunaire automatique. Les cylindres, serrant le module de descente, étaient fermement reliés les uns aux autres, formant une grosse boule élastique. Près de la surface lunaire, le moteur a été éteint et la coupe de sa tuyère s'est dépliée et une sonde tubulaire a été formée à partir d'un ruban à ressort plat. Au contact de la surface, la sonde a donné le signal de tirer sur le véhicule de descente avec des vérins. Dans ce cas, la connexion avec la station était pratiquement rompue et la séparation s'est produite en raison de la force élastique des cylindres initialement pressés contre le support de la station.

La surface sur laquelle les cylindres étaient pressés était légèrement biseautée sur le côté afin de séparer la station lunaire automatique non pas verticalement, afin que la chute ne se produise pas sur le système de propulsion, mais plutôt sur le côté. Le ballon avec la station a fait plusieurs sauts et s'est arrêté. Au signal provenant du dispositif logiciel-temps, les connexions entre les cylindres ont été rompues et, comme deux balles, ont rebondi sur la station. Le véhicule de descente a coulé doucement à la surface depuis une faible hauteur.

Grâce à sa forme ovoïde et son centre de masse bas, l'appareil pouvait prendre une position prédéterminée. 4 minutes après l'atterrissage, le dispositif logiciel-temps a émis une commande d'ouverture du verrou pyroélectrique, et les antennes à lobes se sont ouvertes, libérant simultanément les antennes fouet. Pendant le vol, les antennes à lobes jouaient le rôle d'antennes de réception et d'émission et, après ouverture, elles fonctionnaient comme des antennes d'émission, tandis que les antennes fouet servaient d'antennes de réception.

Un cadre rigide avec des équipements radio, des dispositifs électroniques de gestion du temps et des dispositifs d'automatisation, des équipements de télémétrie et scientifiques a été installé à l'intérieur de la carrosserie du véhicule de descente. Il y avait un téléphotomètre au sommet, qui permettait de voir et de transmettre à la Terre un panorama des environs. Pour un fonctionnement ininterrompu de l'équipement dans des conditions lunaires, les conditions de température requises ont été maintenues. Ceci a été réalisé en installant une isolation thermique externe du boîtier, ainsi qu'en faisant fonctionner un système de contrôle thermique. Ce dernier comprenait un réservoir d'eau, une pyrovalve, une vanne d'évaporateur, un ventilateur et un système de tuyauterie.

Après l'atterrissage sur la Lune, la pyrovalve a explosé, le système d'évaporation de l'eau a été activé et le ventilateur a commencé à fonctionner, ce qui a assuré le transfert de chaleur de l'appareil au gaz. La vanne de l'évaporateur était l'élément de détection du système, le régulateur d'alimentation en eau et l'évaporateur. L'eau y arrivait du réservoir sous pression et plus intensément, plus la température de la vanne était élevée. Dans la valve, il s’évapore et absorbe la chaleur du gaz soufflé à travers la valve.

La station spatiale automatique "Luna-13" était proche en conception et en poids de la station "Luna-9", seul un équipement scientifique supplémentaire y était installé, ainsi que des instruments pour l'étude directe du sol lunaire. Il s'agissait d'un sr-penetromstr mécanique du sol, qui permettait de déterminer les propriétés mécaniques de la couche externe de la substance lunaire, et d'un densimètre de rayonnement pour déterminer la densité de la couche externe du sol lunaire. Les instruments étaient montés sur des mécanismes qui assuraient le retrait des instruments montés sur le corps extérieur de la station. Des mécanismes d'extension ont permis d'installer ces instruments sur la surface lunaire à une distance allant jusqu'à 1,5 m de la station lunaire automatique.

Après le vol des stations Luna-9 et Luna-13, des données de base sur les propriétés du sol lunaire ont été obtenues. Désormais, il n’est plus nécessaire de construire des véhicules de descente capables d’atterrir sur des sols rocheux et sur des surfaces recouvertes d’une épaisse couche de poussière. Tous les véhicules de descente ultérieurs destinés à atterrir sur la Lune ont déjà utilisé d'autres méthodes pour effectuer un atterrissage en douceur. En règle générale, des dispositifs d'atterrissage dotés de supports en forme de pieds ont commencé à être utilisés. Un tel dispositif d'atterrissage est capable de résister et d'absorber l'impact de la station avec le sol à des vitesses verticales de 6 à 8 m/s et avec une composante horizontale de vitesse allant jusqu'à 3 à 4 m/s et assure la stabilité lors de l'atterrissage sur des pentes. avec une pente de 15 à 20°.

Véhicules d'ATTERRISSAGE des STATIONS DE TYPE « LUNA-16 »

Le véhicule de descente de la nouvelle génération de lunaires soviétiques a été développé comme un embarcadère sous la forme d’une unité de fusée polyvalente indépendante. Cette unité possédait un moteur-fusée liquide, un système de réservoirs avec des composants propulsifs, des compartiments à instruments et des supports amortisseurs pour l'atterrissage sur la surface lunaire. Des antennes du complexe radio embarqué et des actionneurs du système de contrôle d'attitude ont également été installés sur l'embarcadère.

Les compartiments à instruments abritaient des dispositifs informatiques et gyroscopiques électroniques du système de contrôle et de stabilisation, des dispositifs électroniques d'orientation, des récepteurs et émetteurs radio du complexe de mesure radio embarqué, un dispositif logiciel qui contrôle automatiquement le fonctionnement de tous les systèmes et unités, produits chimiques batteries et convertisseurs de courant, éléments du système de contrôle thermique, moyens autonomes de mesure de l'altitude, composantes horizontales et verticales de la vitesse lors de l'atterrissage et autres équipements, y compris des équipements scientifiques.

Le système de propulsion de l'embarcadère était utilisé non seulement pour le freinage lors de l'atterrissage, mais également pour la correction de l'orbite pendant le vol de la Terre à la Lune. Le système de propulsion comprenait également deux moteurs à faible poussée, qui ont été mis en marche lors de la dernière étape de l'atterrissage. Le moteur principal de l'embarcadère était réutilisable.

L'atterrissage sur la Lune, contrairement aux premières descentes sur la surface lunaire, n'a pas été effectué directement à partir du tracteur de vol, mais avec le lancement préliminaire du vaisseau spatial sur l'orbite d'un satellite artificiel de la Lune. En effectuant des manœuvres effectuées à l'aide d'un système de propulsion, une orbite de pré-atterrissage a été formée, nécessaire pour créer les conditions optimales pour un atterrissage précis dans une zone donnée de la surface lunaire.

Une particularité d'une telle orbite est la faible altitude de l'orbite au périastre au-dessus de la surface lunaire - seulement environ 15 km. Le péricentre est dans ce cas organisé sur une zone d'atterrissage donnée. A noter que cette hauteur est due à la présence de montagnes atteignant 9 km de hauteur sur la Lune ; la distance restante de 5 km a juste assuré des erreurs acceptables dans la formation de l'orbite.

Avant la mise en marche du système de propulsion pour l'atterrissage, les opérations d'orientation et de rotation programmée de la station ont été effectuées pour assurer l'avancement de la tuyère du moteur. La longueur de la trajectoire de vol avec le moteur allumé depuis le point de départ de l'orbite jusqu'au site d'atterrissage était de 250 km. Tout au long de la section de descente, la position de la station a été strictement stabilisée. L'altitude et la vitesse de descente verticale étaient surveillées en permanence par le vélocimètre Doppler et l'altimètre embarqués. Toutes les opérations lors de la descente ont été effectuées par les appareils automatiques de la station sans interférence de la Terre.

Après avoir atteint définir des valeurs Au-dessus de la surface lunaire et des composantes verticales de la vitesse, le moteur a été éteint et rallumé, et à une altitude de 20 m, des moteurs à faible poussée ont commencé à fonctionner à la place. Avant d'allumer le moteur pour le freinage, deux compartiments avec des réservoirs de carburant vides (le carburant a été utilisé lors de la correction et du freinage près de la Lune pour créer l'orbite d'un satellite lunaire artificiel), ainsi qu'avec des équipements de navigation céleste et d'autres instruments non utilisés pour l'atterrissage , ont été largués sur la Lune, un embarcadère léger avec une charge utile a été abaissé (Fig. 7). Ce dernier a été utilisé pour les fusées de retour "Luna-16", "Luna-20" et "Luna-24" Luna - Terre, et pour "Luna-17" et "Luna-21" - le véhicule automoteur "Lunokhod". .

Riz. 7. Module de descente de la station Luna-16 : 1 - antenne ; 2 - dispositif de prise de terre ; 3 - compartiment du système de contrôle ; 4 - côté carburant ; 5 - soutien ; 6 - moteur

L'embarcadère, après avoir éteint le système de propulsion, a coulé à la surface. L'impact au sol a été amorti par quatre supports avec amortisseurs. De plus, l'énergie d'impact a été dépensée pour étirer les tiges métalliques situées dans les poteaux de support et pour écraser les supports de disques en nid d'abeille.

Véhicule de descente de la station « Surveyor »

Le programme Surveyor était destiné à étudier les caractéristiques du sol lunaire et les conditions à la surface lunaire pour assurer le succès du programme Apollo. Structurellement, l'appareil Surveyor se compose d'un cadre constitué de tuyaux en aluminium, auquel sont fixés trois supports du dispositif d'atterrissage et un mât pour l'installation de batteries de cellules solaires et une antenne hautement directionnelle. Sur le châssis se trouvaient deux conteneurs scellés contenant de l'électronique. équipement, système de propulsion, caméra de télévision, équipement de navigation et scientifique.

Avec une masse de lancement d'environ 1 tonne, un véhicule de descente pesant environ 280 kg a été descendu sur la Lune après avoir consommé le carburant et une partie de l'équipement inutile lors de l'atterrissage a été largué.

Le moteur principal de freinage sphérique fonctionnait au combustible solide. Les moteurs à faible poussée installés sur l'appareil étaient liquides. L'appareil comprenait un capteur solaire et un capteur d'étoiles de référence Kapopus, ainsi que plusieurs radars utilisés pour déterminer la vitesse de descente et la distance jusqu'à la surface lunaire. Le radioaltimètre a donné le signal d'arrêter le moteur de freinage. Un autre altimètre, utilisant un ordinateur de bord, contrôlait les moteurs à faible poussée.

Le train d’atterrissage de l’appareil était replié au lancement et déployé seulement après le lancement de l’appareil sur la trajectoire de vol vers la Lune. Les supports avaient des entretoises avec des amortisseurs de type avion. Des amortisseurs de type disque en nid d'abeille en aluminium étaient articulés au bas des supports. Des blocs amortisseurs constitués de nids d'abeilles en aluminium ont été fixés à la partie inférieure du châssis de l'appareil, conçus pour amortir l'impact du châssis sur le sol lorsque les supports principaux s'affaissent.

DESCENTE DU NAVIRE APOLLON

Le module de descente de ce navire a été appelé par les experts américains une cabine lunaire. Il était prévu de transporter deux astronautes d'une orbite sélénocentrique vers la surface de la Lune, afin d'assurer leur séjour à la surface et leur transport depuis la surface de la Lune vers une orbite sélénocentrique. La cabine lunaire se composait d'étages d'atterrissage et de décollage. Lors du lancement depuis la Lune, l'embarcadère est resté sur la Lune. La cabine lunaire était une structure d'ingénierie complexe qui abritait le système de survie, le système de guidage et de navigation, la centrale électrique, les équipements de communication, les moteurs embarqués et les équipements scientifiques.

Après avoir séparé la cabine lunaire du vaisseau spatial Apollo et atteint une distance de 18 m entre eux, la cabine lunaire a été retournée pour l'inspecter afin de rechercher d'éventuels dommages. Ensuite, pendant 32 s, le moteur principal de la cabine d'atterrissage a été allumé, ce qui a transféré le véhicule de descente sur une orbite elliptique avec une altitude périastre de 15 km au-dessus de la surface lunaire. La descente de la cabine lunaire jusqu'à la surface de la Lune s'est déroulée en trois étapes : freinage, insertion dans la zone d'atterrissage et atterrissage.

En atteignant le périastre, le moteur de l'embarcadère de la cabine lunaire a été mis en marche, ce qui, lorsqu'il fonctionnait à pleine poussée, a créé un freinage d'une durée de 8 minutes. Pendant ce temps, la cabine a parcouru environ 400 km et est descendue jusqu'à une altitude de 2,6 km. Il restait encore environ 15 km jusqu'à la zone d'atterrissage. Ici a commencé l'étape d'insertion dans la zone d'atterrissage ; pour cela, la cabine lunaire a été tournée de manière à ce que les astronautes puissent voir la zone sélectionnée. A ce stade, le moteur de l'embarcadère fonctionnait à 60 % de sa pleine poussée et réduisait en moins de 1,5 minute la vitesse de vol cabine de 137 à 15 m/s.

À la fin de cette étape, la hauteur au-dessus de la surface était de 150 m et la distance du site d'atterrissage était d'environ 360 m. Lors de la dernière étape de l'atterrissage, le vol était entièrement contrôlé par les astronautes. L'orientation de la cabine lunaire, une diminution progressive de la poussée du moteur et une descente verticale d'une hauteur de 30 m étaient assurées. La durée minimale d'atterrissage était de 75 s, mais en pratique elle durait plus longtemps, car il fallait du temps pour inspecter la zone d'atterrissage. et sélectionnez un site d'atterrissage plus approprié.

Pour assurer un atterrissage en douceur, l'embarcadère était équipé d'un train d'atterrissage spécial. Au lancement, le train d'atterrissage était replié, les jambes télescopiques étaient plaquées contre le corps de l'embarcadère. Le train d'atterrissage ne s'est déployé qu'après que les astronautes sont entrés dans la cabine lunaire. Des supports en forme de disque en nid d'abeille en aluminium étaient fixés au train d'atterrissage sur une charnière. Pour absorber les charges de choc, un noyau en nid d'abeilles en alliage d'aluminium écrasable a été utilisé dans les jambes de force du train d'atterrissage télescopique. Le stand pouvait être raccourci de 0,8 m.

Il était prévu qu'à une hauteur d'environ 1 m, les cosmonautes éteignent le moteur de l'embarcadère afin d'éviter une surchauffe du bas du véhicule de descente due au jet sortant réfléchi par le sol. On craignait également que le moteur n'explose s'il touchait le sol pendant qu'il fonctionnait. Mais en pratique, déjà lors du premier atterrissage, le cosmonaute N. Armstrong a oublié d'éteindre le moteur, mais la cabine lunaire avait une vitesse presque nulle au moment où elle touchait le sol. Le moteur a été arrêté à partir de la jauge située sur le train d'atterrissage.

Le retour des astronautes de la Lune s'est effectué à l'aide d'un étage de décollage. Le lancement a été effectué de la même manière que le lancement d'une fusée sur Terre, sauf qu'au lieu d'un dispositif de lancement, un embarcadère a été utilisé ici. L'étage de décollage est entré sur l'orbite d'un satellite artificiel de la Lune, puis s'est amarré au bloc principal du vaisseau spatial Apollo. Après que les astronautes l'aient quitté et aient été transférés de là équipement nécessaire et des matériaux, il s'est détaché du bloc principal. Par la suite, l'étage de décollage soit est resté sur une orbite sélénocentrique, soit a été envoyé vers la surface lunaire.

Descente dans une atmosphère ténue

Dans la pratique des vols spatiaux, de tels véhicules de descente n'étaient utilisés que pour les vols vers la planète Mars. L'atmosphère de cette planète est très mince. La pression atmosphérique à la surface se situe ici entre 1/160 et 1/100 de la pression atmosphérique normale sur Terre. Mais, malgré cette raréfaction, l'entrée dans l'atmosphère à des vitesses cosmiques s'accompagne de phénomènes similaires à ceux de l'atmosphère terrestre. Pour décélérer et réduire la vitesse de la vitesse cosmique de plusieurs kilomètres par seconde à environ 200-300 m/s, une force aérodynamique suffisante apparaît dans l'atmosphère martienne.

Toute la difficulté de la descente dans l’atmosphère de Mars réside dans le fait qu’atteindre une vitesse de 200 à 250 m/s peut se produire soit près de la surface, soit juste avant de la heurter. Il ne reste pratiquement plus de temps pour introduire le système de parachute et le véhicule de descente peut être détruit lors de l'impact avec la surface avant qu'un freinage efficace à l'aide d'un parachute ne se produise. Par conséquent, il est nécessaire d'insérer un parachute non pas à des vitesses de vol de 200 à 250 m/s, mais beaucoup plus tôt, même à des vitesses hypersoniques de l'ordre de 2M (environ 650 m/s).

Cela pose le problème de l’introduction des parachutes dans un flux hypersonique. Pour fabriquer des parachutes, il est nécessaire d'utiliser un matériau particulièrement résistant, capable de supporter les lourdes charges qui se développent lors de l'ouverture du parachute. Pour réduire la charge sur le parachute, il est nécessaire d'introduire plusieurs cascades de parachutes les unes après les autres avec des surfaces de voilure croissantes. Dans ce cas, les charges augmentent lentement. Une autre façon de réduire les surcharges consiste à introduire un système de parachute à ris avec déploiement progressif en plusieurs étapes du parachute principal.

Un système de parachute dans les conditions martiennes réduit efficacement la vitesse de vol à seulement quelques dizaines de mètres par seconde (environ 100 m/s). Un système de parachute de taille raisonnable dans l'atmosphère martienne ne peut pas réduire la vitesse à des valeurs acceptables, de l'ordre de 10 m/s. Il est donc nécessaire d'utiliser un système combiné : utiliser un système de propulsion avec un système de parachute. Toute la phase de freinage dans ce cas se déroule dans un premier temps comme pour les planètes avec atmosphère, avec l'utilisation préalable d'un freinage aérodynamique, puis à l'aide d'un système de parachute, mais au stade final, comme pour les planètes sans atmosphère, un système de propulsion est utilisé. Les véhicules qui ont effectué un atterrissage similaire sur la planète Mars comprennent les stations soviétiques de la série Mars et les stations américaines Viking.

ATTERRISSEURS DE LA STATION MARS

Au moment de décider quel schéma privilégier : utiliser un système de propulsion ou un système de parachute après freinage aérodynamique, et seulement au stade final un système de propulsion pour un atterrissage en douceur en surface, le deuxième schéma a gagné, et cette victoire a été obtenue grâce aux meilleures caractéristiques de masse pour le véhicule de descente. En effet, avec le premier schéma, la masse du système de freinage, comme le montrent les calculs, serait de 70 % de la masse du véhicule de descente, avec le deuxième schéma - seulement 50 %. Ainsi, l'utilisation d'un système de parachute comme l'un des composants de l'ensemble du processus de freinage du véhicule de descente permet un gain de masse des équipements scientifiques et autres équipements utilisés.

Étant donné que l'atmosphère de Mars est très raréfiée et que la possibilité de freinage aérodynamique est plus grande, plus la section médiane du véhicule de descente est grande à masse constante, un cône de freinage aérodynamique d'un diamètre de 3,4 m a été placé sur le véhicule de descente. le véhicule de descente, il a été envisagé que l'entrée dans l'atmosphère se produise avec une qualité aérodynamique nulle et, par conséquent, le mouvement sur la section de descente se produirait le long d'une trajectoire balistique. Par conséquent, il n’était pas nécessaire d’installer des systèmes de contrôle du mouvement de descente sur le véhicule de descente.

Lors du vol des deuxième et troisième stations automatiques "Mars", il était prévu d'effectuer un atterrissage en douceur du véhicule de descente à la surface de la planète et de transmettre des signaux à la station volant en orbite autour de la planète. Afin de créer un satellite artificiel de Mars, il était nécessaire de lancer la station dans la région de la planète Mars de manière à ce que son mouvement s'effectue non pas selon une trajectoire entrante, mais selon une trajectoire de survol, et selon une trajectoire distance relativement courte de la surface.

Mais pour un véhicule de descente, une telle trajectoire est inacceptable : pour lui, la trajectoire de vol doit finir par heurter, sinon la planète elle-même, du moins l'atmosphère. Cependant, en raison de la raréfaction de l'atmosphère et, par conséquent, afin d'augmenter la trajectoire du véhicule dans celle-ci pour un freinage aérodynamique le plus efficace, le vol du véhicule de descente doit se produire presque tangentiellement à la surface de la planète. Certes, pour des raisons de fiabilité de la tâche, il a été décidé que l'angle d'entrée devait être d'au moins 10°. À des angles d'entrée plus petits, l'atmosphère n'aurait peut-être pas capturé le véhicule de descente, car dans ce cas, il n'y aurait pas eu de freinage efficace et le véhicule de descente aurait ricoché loin de la planète.

La solution à tous ces problèmes a conduit au fait que le vol de la station martienne était prévu selon une trajectoire de survol, mais à une distance d'environ 40 000 km de la planète, il était prévu de séparer le véhicule de descente de la station et d'envoyer le long d'une nouvelle trajectoire dans l'atmosphère de la planète. Pour permettre de modifier la trajectoire de vol, un système de rétraction a été installé sur le véhicule de descente, composé d'une ferme avec un système de propulsion à combustible solide et un système de contrôle.

Avant la séparation de la station et de l'atterrisseur, la station martienne était orientée d'une certaine manière afin que l'atterrisseur soit dirigé dans la direction requise au moment de la séparation. 15 minutes après la séparation, le moteur de dérivation à propergol solide a été mis en marche. Ayant reçu une vitesse supplémentaire de 120 m/s, le véhicule de descente s'est dirigé vers le point d'entrée calculé dans l'atmosphère. Ensuite, le système de commande situé sur la ferme a fait avancer le véhicule de descente avec un cône de freinage aérodynamique dans le sens du mouvement, ce qui. garantirait une entrée correctement orientée dans l’atmosphère de la planète.

Pour maintenir le module de descente dans cette orientation pendant le vol vers la planète, qui a duré près de 4 heures, une stabilisation gyroscopique a été réalisée. La rotation du dispositif le long de l'axe longitudinal a été réalisée à l'aide de deux petits moteurs à combustible solide installés à la périphérie du cône de freinage aérodynamique. La poutre avec le système de commande et le moteur d'entraînement, désormais devenue inutile, a été séparée du module de descente.

Avant d'entrer dans l'atmosphère martienne, deux autres moteurs à combustible solide, également situés à la périphérie du cône de freinage, ont été mis en marche sur commande du dispositif de chronométrage logiciel, après quoi la rotation du véhicule de descente s'est arrêtée. Notons que la circonstance suivante a également été prise en compte. Après avoir réinitialisé le système d'entraînement, le moment d'inertie et la masse du véhicule de descente ont diminué, de sorte que les moteurs conçus pour arrêter la rotation créaient moins d'impulsions que les moteurs de stabilisation gyroscopique.

La rotation s'est arrêtée principalement pour que lorsque le système de parachute était inséré, les suspentes ne se cassent pas.

Le véhicule de descente est entré dans l'atmosphère à une vitesse de 5 600 m/s, mais il était protégé des effets thermiques par un cône de freinage aérodynamique dont la surface extérieure était recouverte d'une coque de protection thermique (Fig. 8). Le freinage atmosphérique s'est poursuivi alors que la vitesse diminuait à 2M. Insérer un parachute à de telles vitesses demande beaucoup d’efforts. Lorsque le véhicule de descente se déplace dans l'atmosphère à grande vitesse, un vide se forme derrière lui, dans lequel peut être aspiré un parachute qui n'a pas encore eu le temps de s'ouvrir (surtout avec une insertion lente). Pour l'insertion forcée du parachute, un moteur à combustible solide situé sur le couvercle du compartiment de la goulotte pilote a été utilisé.

Riz. 8. Module de descente de la station Mars-2 : 1 - cône aérodynamique ; 2 - antenne radioaltimètre ; 3 - conteneur parachute ; 4 - moteur d'insertion de la goulotte pilote ; 5 - moteur de rétraction du véhicule de descente ; 6 - instruments et équipements du système de contrôle ; 7 - parachute principal ; 8 - station martienne automatique

A la fin de la section de freinage aérodynamique, suite à une commande du capteur de surcharge, une goulotte pilote a été insérée utilisant un moteur à poudre alors qu'elle était toujours à vitesse de vol supersonique. Après 1,5 seconde, à l'aide d'une charge allongée, le compartiment du parachute en forme de tore a été coupé et la partie supérieure du compartiment (couvercle) a été éloignée du véhicule de descente par une goulotte pilote. La couverture, à son tour, présentait le parachute principal avec une verrière récifale. Les principales lignes de parachute étaient attachées à un ensemble de moteurs à propergol solide, déjà attachés directement au véhicule de descente.

Lorsque l'appareil a ralenti jusqu'à une vitesse transsonique, sur la base d'un signal provenant du dispositif logiciel, une prise de ris a été effectuée - l'ouverture complète de la voilure principale du parachute. Après 1 à 2 s, le cône aérodynamique a été lâché et les antennes radioaltimétriques du système d'atterrissage en douceur se sont ouvertes. Pendant la descente en parachute pendant plusieurs minutes, la vitesse a diminué jusqu'à environ 60 m/s.

À une altitude de 20 à 30 m, suite à une commande de l'altimètre, le moteur de frein à propergol solide pour atterrissage en douceur a été mis en marche et le moteur de déviation à propergol solide supérieur a été découplé ainsi que le parachute principal. Ce dernier a déplacé le parachute sur le côté pour que son dôme ne recouvre pas le véhicule de descente. Après un certain temps, le moteur d'atterrissage en douceur s'est éteint et le module de descente, séparé du conteneur de parachute, a coulé à la surface. Dans le même temps, le conteneur parachute équipé du moteur d'atterrissage en douceur a été déplacé sur le côté à l'aide de moteurs à faible poussée. Au moment de l'atterrissage, un revêtement spécial amortisseur protégeait de manière fiable le véhicule de descente contre d'éventuels dommages.

Lors de cette expérience spatiale, un système de communication original a été utilisé pour la première fois. Le signal du véhicule de descente situé à la surface de la planète est allé au satellite artificiel de Mars - la station Mars-3, qui, après s'être séparée du véhicule de descente et avoir allumé le moteur, est entrée en orbite autour de Mars. Le satellite stockait les signaux transmis depuis Mars. Puis, après un certain temps, ces signaux sont arrivés sur Terre.

ATTERRISSEUR DE STATION VIKING

Les stations spatiales automatiques Viking étaient destinées à mener des recherches sur la planète Mars à la fois depuis l'orbite d'un satellite artificiel de Mars et à l'aide d'un atterrisseur livré à la surface de la planète. La masse de chacune des deux stations était de 3 620 kg, dont 1 120 kg pour le module de descente. Après s'être approchée de Mars, la station spatiale Viking, à l'aide d'un système de propulsion, a été transférée sur l'orbite d'un satellite artificiel de Mars afin d'étudier la planète et de sélectionner un site d'atterrissage pour le véhicule de descente.

Suite à la décision sur le choix du site d'atterrissage sur Terre, la coque biologique du véhicule de descente a été larguée. L'appareil se trouvait dans cette coque après stérilisation en vue du lancement dans des conditions terrestres. De telles mesures ont été prises pour empêcher l'introduction de micro-organismes terrestres sur Mars. 1h30 après le largage de la coque biologique, le module de descente s'est séparé de la station.

Le véhicule de descente a été orienté et après 30 minutes, 8 moteurs-fusées liquides ont été mis en marche pour le freinage. L'orbite du module de descente est devenue elliptique, descendant au péricentre profondément dans l'atmosphère de la planète. La vitesse d'entrée atmosphérique était de 4,6 km/s avec un angle d'entrée de 16,5°. Le pare-brise, qui protégeait le véhicule de descente des températures élevées, a été conçu et fixé au véhicule de descente de manière à créer un rapport portance/traînée de 0,18.

Après un freinage aérodynamique à une altitude de 6 km à une vitesse de 1,9 M (un peu plus de 600 m/s), le système de parachute a été introduit. Son lancement, comme dans les stations soviétiques sur Mars, a été réalisé à l'aide d'un moteur à poudre. Au bout de 15 secondes, l'écran avant a été arraché à une altitude d'environ 4,4 km. En atteignant une altitude de 1,2 km et une vitesse d'environ 113 m/s, le parachute s'est détaché. Cela marquait la fin de la section de freinage utilisant l'atmosphère et le début de la section de freinage utilisant le système de propulsion.

Le système de propulsion avec une poussée de 270 kg/s était allumé pendant 25 à 40 s, et lorsqu'une hauteur de 15 m était atteinte, la poussée était étranglée (diminuée). À poussée réduite, la descente s'est poursuivie jusqu'à une hauteur de 3 M. À cette hauteur, le système de propulsion a été éteint et le véhicule de descente est tombé librement à la surface de Mars. La vitesse d'impact était de 1,5 à 3,3 m/s. À partir des 1 120 kg de masse séparés de la station, un appareil pesant 577 kg a été descendu à la surface. La réduction finale de la vitesse s'est produite à l'aide de supports similaires à ceux utilisés pour les véhicules descendant sur la surface lunaire.

ÉTUDES D'ATTERRISSAGE DUR

Bien entendu, de tels engins spatiaux ne sont pas destinés à effectuer un atterrissage en douceur sur la planète étudiée et à étudier la planète à courte distance tout en volant vers elle. Sur stade initial la cosmonautique, alors que les véhicules de descente étaient tout juste en cours de développement ou trouvaient leur première application sur des engins spatiaux destinés à revenir sur Terre, l'étude d'autres corps du système solaire pouvait déjà être réalisée dès l'approche. Les premiers appareils de ce type étaient Luna-1 et Luna-2.

Les stations Luna-3 et Zond-3 ont été utilisées pour photographier la Lune de près. Par la suite, ces stations étaient Luna-12 et un certain nombre d'appareils de la série Zond.

Le programme américain d'exploration lunaire à partir de la trajectoire d'approche a utilisé le vaisseau spatial Ranger, ce qui a permis d'obtenir des images de la surface lunaire à des altitudes de 1800 km à 480 m 0,12 s avant l'impact et la mort de l'appareil. La transmission des images obtenues à l'aide de six caméras de télévision a été réalisée à l'aide de deux émetteurs.

CONCLUSION

Au cours de la période initiale de l'exploration spatiale, des véhicules de descente relativement simples ont été créés, pour freiner et réduire la vitesse desquels l'atmosphère des planètes était utilisée, sans utiliser la force de levage, c'est-à-dire que la descente n'était pas contrôlée. Il s'agissait de véhicules de descente sphériques ou d'une autre forme avec un centre de masse situé sur l'axe longitudinal. L'expérience accumulée a permis de compliquer les véhicules de descente tant sur le plan structurel qu'en termes de saturation en systèmes de contrôle de descente.

Actuellement, dans des conditions terrestres, pour assurer l'atterrissage d'une personne revenant d'un vol spatial, des véhicules de descente plus avancés sont utilisés, utilisant la force de levage pour contrôler la descente. Pour l'exploration spatiale d'autres planètes dont l'atmosphère n'a pas encore été visitée par l'homme, des stations automatiques avec des atterrisseurs descendant le long d'une trajectoire balistique sont encore utilisées (à de rares exceptions près).

Une telle descente incontrôlée est utilisée pour réduire les coûts de création de véhicules de descente. De plus, cela est dû au fait que ces atterrisseurs sont plus fiables en fonctionnement que les atterrisseurs à descente contrôlée, sur lesquels des systèmes et des contrôles supplémentaires doivent être installés. Certes, dans ce cas, vous devez supporter des surcharges importantes, atteignant 100 g ou plus.

À l'avenir, avec le développement de l'astronautique, lors de vols humains vers d'autres planètes, il sera nécessaire de créer à cet effet des véhicules de descente à descente contrôlée. Et même dans le cas d'un simple survol de ces planètes suivi d'un retour sur Terre, la création de nouveaux véhicules de descente sera nécessaire. À des vitesses d'entrée atmosphérique supérieures à 17 km/s, le contrôle uniquement par l'angle de roulis avec un angle d'attaque constant avec des couloirs d'entrée d'approche d'environ 12 à 16 km de large est pratiquement impossible pour garantir des valeurs de surcharge acceptables.

La largeur du couloir d'entrée atmosphérique diminue considérablement avec l'augmentation de la vitesse d'approche, ce qui nécessite, entre autres, d'augmenter la précision du système d'orientation et de navigation, ainsi qu'une grande précision lors des corrections de la phase d'approche. A titre d'exemple, on peut souligner que selon certaines trajectoires de vol calculées, au retour de la planète Mars (ou de ses environs), la vitesse d'approche vers la Terre augmente jusqu'à environ 20 km/s. Dans ce cas, l'utilisation des types de véhicules de descente existants ne peut assurer la sécurité de l'équipage lors de la descente dans l'atmosphère.

Pour résoudre ce problème, vous devez utiliser d'autres méthodes de plantation. Premièrement, il est nécessaire de réduire la vitesse d'approche de la Terre, c'est-à-dire de décélérer jusqu'à la section atmosphérique à l'aide du système de propulsion. De plus, la vitesse doit être réduite à une valeur de l’ordre de 11 km/s – la deuxième vitesse cosmique. Cette voie est actuellement inacceptable du point de vue de la consommation élevée de carburant. Seulement avec la création et l'utilisation de nouveaux, non espèces chimiques carburant, cette méthode est susceptible de devenir une réalité réalisable.

Deuxièmement, élargissez l'intervalle de levée-traînée du véhicule de descente afin d'augmenter le couloir d'entrée. Cependant, augmenter la qualité au-dessus de 1,0 à 1,2 pour élargir le couloir d'entrée est inefficace et entraîne une augmentation significative de la masse du revêtement de protection thermique.

Troisièmement, le développement de systèmes de contrôle de mouvement pour le véhicule de descente doit utiliser de manière rationnelle ses caractéristiques aérodynamiques. Le contrôle uniquement par l'angle de roulis à angle d'attaque constant n'est pas suffisant dans ce cas. Il est nécessaire de contrôler à la fois l’angle d’attaque et l’angle de roulis. L'angle d'attaque doit être ajusté en ajustant le centre de masse du véhicule de descente. Bien entendu, si, lors du réglage de l'angle d'attaque, il s'avère que le vecteur de la force aérodynamique totale change par rapport aux axes du véhicule de descente dans une large plage, alors il est nécessaire de prévoir un système d'orientation de l'équipage. sièges pour assurer des effets optimaux de surcharge.

La régulation de la descente à deux angles de roulis et d'attaque doit être effectuée selon les programmes intégrés dans le système de contrôle. Pour réguler le freinage aérodynamique selon deux angles, les modules d'atterrissage utilisés sur les vaisseaux spatiaux Soyouz ou Apollo sont inefficaces. Les plus appropriés dans ce cas sont les véhicules de descente réalisés sous la forme d'un demi-cône avec une partie supérieure plate. Lors de l'utilisation d'un tel véhicule de descente, l'atterrissage sur Terre peut être direct, à partir d'une trajectoire d'approche, ou avec une double immersion dans l'atmosphère.

Dans ce dernier cas, après la première plongée, le véhicule de descente quitte l'atmosphère pour se diriger vers une orbite elliptique de transfert. Dans ce cas, il est nécessaire de former la trajectoire du véhicule de descente dans la première section de plongée et de prendre en compte les restrictions de surcharges pour l'équipage, l'altitude de vol et les valeurs des charges thermiques, afin que la vitesse au la sortie de l'atmosphère ne dépasse pas la deuxième vitesse cosmique.

Les atterrisseurs destinés aux planètes sans atmosphère ne subiront probablement pas de changements significatifs dans un avenir proche. La descente vers la Lune a déjà été réalisée tout récemment en utilisant l'orbite d'un satellite lunaire artificiel afin d'atteindre avec une grande précision la zone prévue pour l'atterrissage. Mais ce n’est que du point de vue du concept d’atterrissage. L'augmentation du confort et de la commodité pour les astronautes, l'utilisation d'instruments nouveaux et plus avancés pour les systèmes d'orientation et de contrôle se poursuivront.

Tableau - Chronique des vols habités

UPK-8, Krasnokamsk

Questionnaire

1. Pourquoi les concepteurs proposent-ils de recouvrir les compartiments de descente d'un vaisseau spatial d'une couche de matériau à faible point de fusion ?

Ceci est fait pour des raisons de sécurité afin que le compartiment ne surchauffe pas. Il existe ce qu'on appelle la protection ablative (de l'anglais ablation - ablation ; mass Removal) - une technologie de protection des engins spatiaux.

La température du navire à l'entrée des couches denses de l'atmosphère atteint plusieurs milliers de degrés, la protection ablative dans de telles conditions brûle progressivement, est détruite et est emportée par le flux, évacuant ainsi la chaleur du corps de l'appareil.

La technologie de protection des engins spatiaux, protection thermique à base de matériaux ablatifs, est structurellement constituée d'un ensemble d'éléments puissants (anneaux amiante-textolite) et d'un « revêtement » constitué de résines phénol-formaldéhyde ou de matériaux présentant des caractéristiques similaires.

La protection thermique ablative a été utilisée dans la conception de tous les véhicules de descente depuis les premières années du développement de l'astronautique (séries d'engins spatiaux Vostok, Voskhod, Mercury, Gemini, Apollo, TKS) et continue d'être utilisée dans le Soyouz et le "TKS". " vaisseau spatial. Shenzhou. "

Une alternative à la protection thermique ablative est l'utilisation de dalles de protection thermique résistantes à la chaleur (Shuttle, Buran).

2.Est-il possible d'utiliser une horloge à pendule sur la station spatiale ?

Le pendule fonctionne grâce à la gravité, mais il n'y a pas de gravité sur la station spatiale, il y a un état d'apesanteur. Les horloges à pendule ne fonctionneront pas ici. La station spatiale fera fonctionner des horloges mécaniques (à ressort).

La première montre à avoir volé dans l'espace appartenait à Youri Alekseevich Gagarine. Il s'agissait des "Shturmanskie" soviétiques. Depuis 1994, la montre officielle du Centre d'entraînement des cosmonautes est la montre suisse Fortis. Début 2000, l'horloge orbitale Kosmonavigator, développée par le cosmonaute Vladimir Dzhanibekov, a été testée sur l'ISS. Cet appareil permettait de déterminer à tout moment sur quel point de la Terre se trouvait le navire. La première montre spéciale destinée à être utilisée dans l’espace a été la sortie spatiale japonaise Spring Drive. Les montres électroniques n’ont pas pris racine en orbite. Le vaisseau spatial est criblé de particules à haute énergie qui désactivent les puces non protégées.

3 Est-il possible de boire de l'eau dans un verre en apesanteur ?

Avant les premiers vols dans l’espace, la manière d’organiser la prise alimentaire en apesanteur était en grande partie un mystère pour les scientifiques. On savait que le liquide se rassemblait en boule ou se répandait le long des murs, les mouillant. Cela signifie qu’il est impossible de boire de l’eau dans un verre. Il a été demandé à l'astronaute de l'aspirer hors du vaisseau.

La pratique a largement confirmé ces hypothèses, mais a également apporté quelques modifications significatives. Il s'est avéré pratique de manger dans des tubes, mais si vous faites attention, vous pouvez manger de la nourriture sous sa forme terrestre. Les astronautes ont emporté avec eux de la viande frite et des tranches de pain. Sur le navire Voskhod, quatre repas par jour étaient fournis à l'équipage. Et pendant le vol de Bykovsky, les téléspectateurs l'ont vu manger oignons verts, a bu de l'eau dans une bouteille en plastique et a mangé du vobla avec un plaisir particulier.

Nous avons vu sur le site http://www. /montre? v=OkUIgVzanPM comment les astronautes américains boivent du café. Mais le verre y est aussi en plastique, sa forme peut être modifiée. Vous pouvez en extraire du liquide. Cela signifie que l’eau d’un verre dur ordinaire est presque impossible à boire.

Aujourd'hui, chaque membre de l'équipage de la Station spatiale internationale (ISS) dispose d'un embout individuel pour boire, qui est fixé aux seringues du système de bord branché. systèmes d'approvisionnement en eau "Rodnik". L'eau du système Rodnik n'est pas simple, mais argentée. Elle est passée par un service spécial filtres d'argent, ce qui protège l'équipage de la possibilité de diverses infections.

Mais peut-être que dans un avenir proche, les astronautes pourront facilement boire de l’eau dans un verre ordinaire. Des études à grande échelle du comportement des liquides et des gaz en apesanteur sont prévues sur une plateforme indépendante de l'ISS. Ils arrivent maintenant travail de conception, à laquelle participent les enseignants et les étudiants du département physique générale Université de Perm. Des recherches dans ce sens sont menées à Perm depuis plus de 30 ans.

4.Quel astronaute a été le premier à aller dans l’espace ?

Le cosmonaute soviétique Alexei Arkhipovich Leonov a été le premier à se rendre dans l'espace le 18 mars 1965 à partir du vaisseau spatial Voskhod-2 en utilisant un sas flexible. 1 heure 35 minutes après le lancement (au début de la 2ème orbite), Alexeï Leonov a été le premier au monde à quitter le vaisseau spatial, alors que le commandant du navire Pavel Belyaev l'a annoncé au monde entier : "Attention ! Un homme est entré dans l'extérieur espace ! Un homme est entré dans l’espace ! » L'image télévisée de lui flottant en arrière-plan était diffusée sur toutes les chaînes de télévision. A cette époque, il s'éloignait du navire à une distance allant jusqu'à 5,35 M. Sa combinaison spatiale consommait environ 30 litres d'oxygène par minute avec une réserve totale de 1666 litres, conçue pour 30 minutes de travail dans l'espace. Il lui fut très difficile de regagner le navire. Il en parle dans une interview tirée des pages du magazine Directeur Général (n°3, 2013) : « En raison de la déformation de la combinaison spatiale (elle était enflée), les phalanges des doigts sont sorties des gants, donc il Il était très difficile d'enrouler la drisse. De plus, il devenait impossible de pénétrer les pieds en premier dans le sas du navire, comme prévu. ...Pas de panique : il ne restait que cinq minutes avant d'entrer dans l'ombre et il était impossible d'enrouler la drisse dans l'ombre. ...Je n'arrêtais pas de penser à ce qui se passerait dans cinq minutes et à ce qui se passerait dans trente minutes. Et j’ai agi en fonction de ces considérations.

La durée totale de la première sortie était de 23 minutes 41 secondes (dont 12 minutes 9 secondes à l'extérieur du navire). Il a mené des recherches médicales et biologiques et a contribué à résoudre les problèmes de navigation spatiale. Sur la base des résultats du lancement, il a été conclu qu'il était possible de travailler dans l'espace.

En raison d'une situation d'urgence, le navire a atterri dans la région de Perm, près du village de Kurganovka, à la frontière des régions d'Usolsky et de Solikamsky, le 19 mars 1965. Ils n'ont pas été immédiatement retrouvés dans la taïga isolée de l'Oural. En souvenir de cet événement, les rues Belyaev et Leonov et l'autoroute Kosmonavtov sont apparues à Perm. Trois ans plus tard, les astronautes sont de nouveau venus ici. Une stèle a été érigée sur le site de l'atterrissage. Alexey Leonov a été plus d'une fois l'invité de Perm.

Les cosmonautes sont devenus citoyens d'honneur de Perm. En général, parmi les citoyens d'honneur de Perm, plus d'un tiers sont associés à l'industrie spatiale. Après tout, la route vers l’espace commence avec nous. En mars 1958, le gouvernement de l'URSS décide de lancer la production de fusées et de moteurs de fusée dans les entreprises de Perm. 19 des plus grandes usines et bureaux d'études ont travaillé sur l'espace. Des fusées équipées de moteurs Perm ont lancé des centaines de vaisseaux spatiaux dans l'espace. Aujourd'hui, il existe à Perm trois entreprises qui assemblent des composants individuels ou des moteurs de fusée spatiale entiers. Proton-PM produit des moteurs liquides pour les lanceurs Proton. NPO Iskra produit des moteurs de fusée à combustible solide et l'usine de Perm Mashinostroitel produit divers mécanismes de fusée.

Les universités de Perm forment des spécialistes de l'industrie aérospatiale et mènent également programmes de recherche sur des sujets spatiaux.

En 2013, une équipe de scientifiques du Département de physique générale de la Faculté de physique de l'Université de recherche d'État de Perm a de nouveau été invitée à participer à la mise en œuvre du programme spatial fédéral de Russie. En collaboration avec des spécialistes de Rocket and Space Corporation Energia, des physiciens de l'Université d'État de Perm développeront des équipements et des logiciels scientifiques. la recherche appliquée pour le nouveau vaisseau spatial "OKA-T".