Космический аппарат "Зенит"
Общая характеристика космических аппаратов, созданных на базе КК "Восток". Изучение конструкции космического аппарата оптической разведки "Зенит": основные системы спускаемого аппарата, тормозная двигательная установка, общие сведения о приборном отсеке.
| Рубрика | Астрономия и космонавтика |
| Вид | реферат |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 12.08.2010 |
| Размер файла | 963,5 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
24
Содержание
- 1. Общая характеристика космических аппаратов, созданных на базе КК Восток 2
- 2. Космический аппарат оптической разведки Зенит 6
- 2.1 Конструкция спускаемого аппарата 11
- 2.2 Основные системы спускаемого аппарата 14
- 2.2.1 Система приземления 14
- 2.2.2 Парашютная система 15
- 2.2.3 Система пеленгации 16
- 2.2.4 Система терморегулирования 18
- 2.2.5 Система вентиляции спускаемого аппарата 19
- 2.3 Общие сведения о приборном отсеке 20
- 2.4 Тормозная двигательная установка 21
- Основные данные ТДУ: 22
- Размеры камеры сгорания: 22
- Список источников 24
1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, СОЗДАННЫХ НА БАЗЕ КК ВОСТОК
Все космические аппараты (КА) этого типа объединяет общая конструктивно-компоновочная схема, заложенная при создании пилотируемого корабля-спутника Восток и сохраняемая до настоящего времени. Начало серии этих КА положено созданием первого спутника-разведчика Зенит, предназначенного для ведения детальной фоторазведки.
Космическая разведка используется для получения легально недоступной информации о деятельности иных государств путем космического базирования технических средств наблюдения.
В 1986 году 41-ая сессия Генеральной Ассамблеи ООН приняла Принципы, касающиеся дистанционного зондирования Земли из космоса. Термин дистанционное зондирование (ДЗ) означает зондирование поверхности Земли из космоса с использованием свойств электромагнитных волн, излучаемых, отражаемых или рассеиваемых зондируемыми объектами, в целях улучшения использования природных ресурсов, совершенствования землепользования и охраны окружающей среды. Эта деятельность может осуществляться без согласия государств, территория которых зондируется, однако она не должна наносить ущерба правам и интересам этих стран.
В настоящее время отсутствуют международные соглашения, определяющие верхнюю границу пространства, попадающего под национальную юрисдикцию. Большинство государств выступают за то, чтобы считать ее равной критической высоте околоземной орбиты, т.е. минимальной высоте орбиты, при которой КА еще может совершить полный орбитальный оборот вокруг Земли без использования двигательной установки (Н = 90- 110 км).
Таким образом, разведывательные спутники могут законно приближаться к любому объекту, расположенному на любой территории на расстоянии около 100 км.
Первым отечественным КА дистанционного зондирования (фоторазведчиком) стал Космос-4, выведенный на орбиту 26 апреля 1962 года.
Западные аналитики выделяют три основные варианта фоторазведчиков востоковского типа, называемых поколениями.
КА первого поколения запускались РН Восток, на орбиты с наклонениями 51.2-51.3 с космодрома Байконур и 64.6 с Плесецка.
Типичная продолжительность полетов равна 8 суткам, частота запусков - до 9 в год (с 1962 по 1969 г.).
Второе поколение КА фоторазведки связывается с началом эксплуатации в 1963 году РН Союз позволившего увеличить массу выводимого груза, что дало возможность установить более совершенную фотоаппаратуру. Аппараты второго поколения использовали ту же 8-суточную схему, что и аппараты первого поколения. При этом высота орбиты подбиралась так, чтобы каждый спутник, совершая по 16 витков в сутки, на 8-ой день полета проходил вдоль той же наземной трассы, что и в первый, обеспечивая равномерное покрытие всей охватываемой полосы широт за время полета. С 1966г. для запуска фоторазведывательных спутников стали использоваться также стартовые комплексы близ Плесецка Архангельской области. Это позволило повысить количество пусков до 20 и более в год, причем, если с Байконура КА выводились на орбиты с наклонением 65 (и, реже, 51.8°), то расположение северного полигона позволяло запускать их также на орбиты с наклонениями 72-73 и 81, покрывающие все населенные районы Земли.
С 1968г. КА стали оснащаться дополнительным двигательным отсеком, установленным на СА с противоположной стороны от ПО и использовавшимся для коррекции орбиты.
Корректирующая двигательная установка (КДУ), позволяющая корректировать орбиту в ходе полета, используется для компенсации тормозного воздействия атмосферы (важно для орбит с низким перигеем, обеспечивающим более высокое наземное разрешение), а также для временного снижения орбиты, обеспечивающего ежесуточное повторение наземной трассы в течении нескольких дней.
Типичная продолжительность полета спутников третьего поколения - 12 суток, а с 1976 года - 14 суток. С 1971г. один - два раза в год стали запускаться аппараты, подобные по телеметрии маневрирующим спутникам третьего поколения, но не маневрирующие, носовые двигательные установки которых заменялись отсеком вспомогательной полезной нагрузки. В ряде случаев дополнительная нагрузка использовалась для испытаний новых приборов и научных исследований.
Продление орбитального существования спутников третьего поколения до 14 суток позволило с 1976 г. изменить профиль обзорных полетов, осуществлявшихся ранее спутниками 1 и 2 поколений.
Предназначающиеся для общего обзора спутники третьего поколения в течение первых суток полета выводятся на рабочие орбиты с апогеем 415 км. Высота перигея подбирается в зависимости от наклонения так, что за один виток трасса спутника смещается относительно земной поверхности на 23.3 (для используемых наклонений перигей меняется от 324 до 356 км). Это обеспечивает возвращение ее к исходной точке через 201 виток по прошествии почти 13 суток, и как раз в этот момент спутник возвращается на Землю.
Меньшее расстояние между соседними витками, чем в 8-суточной схеме покрытия, позволяет, не теряя полноты охвата, использовать более длиннофокусную оптическую систему, обладающую меньшим полем зрения, но дающую более высокое разрешение.
С 1975 г. спутники 3 поколения стали запускаться на приполярные орбиты с наклонением 81.3 (с 1980г. - 82.3). В сообщениях ТАСС указывалось, что поступающая информация передается в Государственный научно-исследовательский производственный центр Природа для обработки и использования. Эти аппараты, носившие название Фрам, были доработаны для ведения многозональной, спектрозональной и цветной съемок в целях изучения природных ресурсов. Средняя высота полета составляла обычно 265 - 275 км либо 220-230 км (отдельные спутники выводились на более высокие орбиты - 340-390 км).
Спутники, запускаемые с 1979г. на более круглые орбиты с высотой от 250 км в перигее до 280 км в апогее, с 1989г. стали официально именоваться Ресурс-Ф и получаемые ими изображения с 1987 года предлагаются зарубежным пользователям на коммерческой основе.
Кратковременность полетов спутников, созданных на основе Востока, вынуждала запускать их в огромных количествах. К середине 70-х годов осуществлялось по 30 - 35 запусков ежегодно. Другим недостатком аппаратов востоковского типа является то, что получить и проанализировать изображения можно только после завершения полета и возвращения фотоаппаратуры с отснятой пленкой на Землю. С этой точки зрения даже двухнедельный срок полета спутника в критических условиях оказывается неприемлемо долгим.
Созданные на базе кораблей Восток автоматические аппараты на несколько десятилетий стали основой систем космической фоторазведки. Поскольку первым среди них был КА Зенит, все последущие модификации этого аппарата относят к серии Зенит.
2. КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ОПТИЧЕСКОЙ РАЗВЕДКИ ЗЕНИТ
Работы по Зенитам начались в 1956 году еще до запуска первого в мире ИСЗ и велись на базе широкой кооперации различных организаций в тесном взаимодействии с Заказчиком - Министерством обороны. Головной организацией било Опытно-конструкторское бюро №1 (ОКБ-1), возглавляемое С. П. Королевым. По завершению летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) в 1962 году все работы по этому виду КА были переданы Куйбышевскому (ныне г. Самара) филиалу ОКБ-1. Штатная эксплуатация аппарата ведется с 1963г.
В 1958г. в ОКБ-1 развернулись работы по созданию пилотируемого КА Восток, имевшие первостепенное значение. Проектные работы по Зениту к этому моменту были завершены выбором компоновочной схемы, его основных летне-технических характеристик, а также состава и принципов построения бортовых систем. Однако, ввиду смены приоритетов (первым космонавтом должен быть советский человек) и жестко ограниченных ресурсов разработчики вынуждены были отказаться от оптимизированной по массе схемы и принять востоковскую компоновку (ранее планировалась другая схема - возвращение пленки в специальной капсуле конической формы). Этот шаг позволил существенно сократить затраты ресурсов за счет использования результатов отработки КК Восток. Таким образом, компоновочная схема КА Зенит, его масса, форма СА и принципиальная схема его функционирования при спуске и посадке оказались очень близки к реализованным в КК Восток.
КА Зенит предназначался для ведения детальной разведки, оснащен 3 фотоаппаратами с фокусными расстоянием объектива F = 1м, одним топографическим фотоаппаратом F = 0.2м и аппаратурой радиоразведки. Фотоаппараты способны вести съемку малыми сериями кадров и длинных трасс. Ширина полосы фотографирования при полете спутника на орбите высотой 200км составляет 180км. Длиннофокусные аппараты обеспечивают разрешающую способность снимков, равную 10-12м, запасы пленки позволяют отснять 1500 кадров каждым аппаратом.
Из структурной схемы КА Зенит исключены следующие системы, входящие в состав КК Восток : система жизнеобеспечения; катапультируемое кресло; аварийный запас; пульты космонавта; средства ручного управления; радиотелефонная линия; телевизионная ливня; система управления.
В состав КА Зенит включены следующие новые системы:
1. фото аппаратура;
2. фототелевизионная аппаратура;
3. специальная радиоаппаратура;
4. специальная радиотелеметрическая система;
5. система аварийного подрыва объекта (АПО);
6. радиосистема Маяк ;
7. программная радиолиния;
8. командно-вычислительное устройство;
9. система управления;
10. система управления бортовым комплексом.
А также
_ системы, разработанные на базе КК Восток:
система терморегулирования (СТР),
приборный отсек (ПО),
система электропитания;
_ системы, заимствованные с минимальными изменениями:
тормозная двигательная установка (ТДУ),
система радиоконтроля орбиты,
радиотелеметрические системы,
система Сигнал,
система приземления,
программное устройство Гранат,
система пеленгаторов.
При летно-конструкторских испытаниях Зенита впервые в космической технике был реализован режим практически постоянной точной 3-х осной ориентации в орбитальной системе координат, при которой одна из осей должна отслеживать в орбитальном движении аппарата направление на Землю (местная вертикаль), а вторая направлена по нормали к плоскости орбиты. Указанные направления определяются путем использования инфракрасного излучения Земли (инфракрасная вертикаль), гироорбитанта и датчиков угловых скоростей. Исполнительными органами системы ориентации (СО) являются управляющие реактивные сопла, работающие на сжатом азоте. Система может работать на прецизионном и экономическом режиме. Прецизионный режим использовался только при работе спецаппаратуры.
|
Основные данные режимов: |
прецизионный |
экономический |
|
|
точность стабилизации осей, град. |
|||
|
по крену и тангажу |
±2 |
±10 |
|
|
по рысканью |
±5 |
±20 |
|
|
угловые скорости, град/с |
0.03 |
0.03 |
|
|
расход азота, грамм/мин |
1.8 |
0.36 |
Для расширения возможностей получения фотоинформации со спутника система ориентации осуществляла быстрые программные развороты относительно продольной оси (поворот по крену), что позволяло снимать районы, расположенные на значительном удалении от трассы спутника.
При движении по орбите в дежурном режиме спутник находится в неориентированном положении, бортовые системы работают в режиме минимальных энергопотреблений, обеспечивается проведение сеансов связи для измерения параметров движения КА и осуществляется телеметрический контроль состояния бортовых систем. Время перехода из неориентированного положения в ориентированное составляет не более 80 минут.
КА Зенит состоит (рис. 2.1) из спускаемого аппарата (СА), приборного отсека (ПО), тормозной двигательной установки (ТДУ). КА устанавливается на переходнике головного отсека носителя и закрывается обтекателем. Более поздние модификации КА (с 1968г.) стали оснащаться корректирующей двигательной установкой (КДУ), устанавливаемой на СА с противоположной от ПО стороны и используемой для коррекции орбиты.
Время существования спутника до 30 суток. Максимальная масса 6190 кг.
Рис. 2.1 Общий вид КА Зенит-2.
1 - фотоаппаратура; 2 - антенна специальной аппаратуры; 3 - система электропитания; 4 - приборный отсек; 5 - антенна программной радиолинии; 6 - аппаратура системы управления, радиотехнических и других систем; 7 - инфракрасная вертикаль; 8 - тормозная двигательная установка; 9 - антенны системы «Сигнал»; 10 - антенна радиотелеметрической системы; 11 - жалюзи системы терморегулирования; 12 - датчик ориентации на Солнце; 13 - баллоны системы ориентации; 14 - аппаратура системы управления, приземления, радиотехнических и других систем; 15 - разрывной заряд системы АПО; 16 - спускаемый аппарат.
2.1 Конструкция спускаемого аппарата
СА является спасаемой частью КА и предназначен для размещения, создания необходимых условий для работы и возвращения на Землю спецаппаратуры.
Корпус СА включает:
- оболочку корпуса с каркасом и силовыми элементами для установки аппаратуры;
- крышки трех люков;
- оболочку парашютного отсека;
- теплозащиту и теплоизоляцию;
- балансировочные грузы.
Оболочка корпуса СА представляет собой сварную конструкцию в виде сферы с внутренним радиусом 1104 мм, выполненную из листов АМг-6 толщиной 3 мм. С внутренней стороны оболочка подкреплена стрингерами и шпангоутами из гнутых профилей, которые одновременно используются для крепления приборов и арматуры. Масса СА составляет 2500 кг.
В корпусе СА имеется 3 люка (рис. 1 на с. 1 [1]). Все три люка располагаются в верхней части СА, являющейся зоной уменьшенного аэродинамического нагрева. Люк № 1 d = 1000 мм располагается в 3 плоскости стабилизации, люк № 3 d = 1200 мм - в 1 плоскости. Оба люка имеют технологическое назначение и служат для установки и монтажа оборудования внутри СА. Люк № 2 d = 1000 мм во 2 плоскости стабилизации служит для установки парашютной системы. Расположение плоскостей стабилизации определяется в соответствии с расположением СА на носителе.
Крепление крышек технологических люков № 1 и № 3 осуществляется с помощью болтового и шпилечного соединений соответственно (рис. 1 на с. З. [1]). Крепление сбрасываемой крышки парашютного люка (КПЛ) осуществляется 6-ю разрывными болтами и оснащено 36-ю пиротолкателями (рис. 1 на с. З. и рис. 16 на с. 18-20 [1]).
На люке № 1 располагается два зарядных клапана, на КПЛ - один зарядный клапан (рис. 1З на с. 10). Крышка люка № 3 имеет пять иллюминаторов для оптической аппаратуры СА (рис. 10 на с. 8-9 [1]).
Герметичность всех соединений обеспечивается прокладками из вакуумной резины.
На верхней части СА располагаются 4 фланца крепления корректирующей двигательной установки (или отсека дополнительной полезной нагрузки), в которые входят замки-толкатели (рис. 41 на с. 54 [1]). На том же уровне между 1 и 4 плоскостями стабилизации располагается кронштейн для контактного датчика системы отделения КДУ.
На оболочке СА имеются 3 фланца для установки антенн системы пеленгации (рис. 1 на с. 1 [1]). Первый фланец расположен в верхней части между 2 и 3 плоскостями стабилизации, второй - в нижней части, между 3 и 4 плоскостями стабилизации (закрыт заглушкой из асботекстолита), третий - между 1 и 4 плоскостями стабилизации (рис. 13 на с. 12 [1]).
Ниже уровня антенны Маяк располагается фланец бортового разъема, служащий для крепления отрывной платы кабель-мачты, связывающей гидравлические и электрические коммуникации СА и ПО (рис. 15 на с. 16-17 [1]).
В верхней части СА между 1 и 2 плоскостями стабилизации расположен фланец блока огня (рис. 14 на с. 14-15 [1]), предназначенного для визуального обнаружения приземлившегося СА в ночное время.
Для защиты СА от интенсивного нагрева корпуса при спуске предусмотрена наружная теплозащитное покрытие (ТЗП), а для обеспечения заданной температуры внутри СА служит внутренняя теплоизоляционная обшивка.
Поскольку тепловые потоки на поверхности корпуса распределены неравномерно, толщина ТЗП также переменна (рис. 6 на с. 6-7 [1]). Наружный слой ТЗП образован асботекстолитом. Слой имеет максимальную толщину равную 45 мм в лобовой части. К донной части толщина слоя уменьшается до 3-4 мм. Под слоем асботекстолита на корпусе имеется слой теплоизоляционного материала (ТИМ), на крышках люков - слой пеношамота толщиной 20 - 30 мм (рис. 6 на с. 6-7 [1]). Крепление ТИМ к корпусу клеевое, пеношамот наклеен на крышки через подслой асботекстолита. Зазор между ТЗП люков и корпуса СА заполняется герметиком Виксинт (состав на основе органических каучуков).
Для уменьшения поглощаемых тепловых потоков солнечного излучения на орбите поверхность СА оклеивают алюминиевой полированной фольгой с определенным значением коэффициентов отражения (А = 0.13 -0.14) и излучения (е = 0.06 - 0.07). Суммарная масса ТЗП приблизительно составляет 30% от массы СА.
Для обеспечения допустимого радиального перепада температуры на стеклах иллюминаторов (не более 1.05°С) с внешней стороны теплоизолируют люк №3 с помощью ЭВТИ, а с внутренней - обеспечивают циркуляцию газа по каналам люка №3, тем самым исключая влияние температурного поля оболочки СА на оправы стекол. К СА теплоизоляция крепится с помощью текстильной застежки, пришитой к мату ЭВТИ, и застежкой, приклеенной к СА (рис. 5 на листе 10 [1]).
В целях теплоизоляции внутреннего объема внутренняя поверхность спускаемого аппарата покрыта полиуретановым эластичным поропластом толщиной 50мм.
В СА поддерживается температура в диапазоне (+20 ± 5)°С, давление 760 ± 200 мм рт. ст. Крепление СА к ПО осуществляется 4-мя стяжными лентами (рис. 42 на с. 56-57 [1]), электрическая и гидравлическая стыковка - через кабель-мачту и отрывную плату на корпусе СА (рис. 44 на о. 59-60 и рис. 15 на с. 16 [1]).
Оболочка парашютного отсека представляет собой цилиндр эллиптического сечения, сваренный из двух гнутых листов АМг-ЗМ, и днища, которым оболочка опирается на шпангоут корпуса СА. Открытым торцом оболочка приварена к окантовке люка №2. На внутренней стенке оболочки парашютного отсека выполнен люк, закрываемый крышкой. На боковых стенках оболочки установлены клапаны входа и выхода системы вентиляции СА. На днище оболочки располагаются четыре кронштейна для установки парашютной системы, а в верхней части оболочки закреплен мощный кронштейн крепления парашютной системы. Сверху парашютный отсек закрыт сбрасываемой крышкой.
Балансировочные грузы обеспечивают ориентированное положение СА при спуске и закрепляются к шпангоутам корпуса на кронштейне. Необходимый запас аэродинамической устойчивости обеспечивается смещением центра масс от центра сферы навстречу потоку воздуха на величину примерно 100мм. Допустимое смещение центра масс от продольной оси ± 2 мм. Масса балансировочного груза может достигать 72 кг.
2.2 Основные системы спускаемого аппарата
Внутри СА размещается приборная рама, фотоаппаратура, экспонированная фотопленка, научно-исследовательская аппаратура, система приземления, система поиска СА, элементы системы терморегулирования, система вентиляции, коммутационная аппаратура, блоки телеметрической аппаратуры и блоки питания.
2.2.1 Система приземления
Задачами системы приземления являются: введение в действие парашютной системы СА, подача питания на приборы, обеспечение функционирования системы пеленгации.
В состав средств системы приземления входят:
1. Релейный коммутатор.
2. Блок питания.
3. Блок барометрических реле (ББР).
4. Приборы системы радиопоиска.
5. Пиропатроны отстрела крышки парашютного люка.
6. Пиропатроны отцепки тормозного парашюта.
7. Пиропатроны раскрытия антенны передатчика.
8. Бортовая кабельная сеть.
9. Парашютная система.
При выведении спутника на орбиту и на орбите автоматика системы приземления обесточена.
Перед началом приземления осуществляется ориентация продольной оси спутника в заданном направлении с помощью системы ориентации, расположенной на ПО. В качестве источника информации о положении КА используют прямое излучение Солнца (датчик ориентации на Солнце) и отраженное излучение Земли (инфракрасный построитель вертикали). Точность ориентации осей составляет ±2° при угловых скоростях не более 0.2 град./с по любой оси.
После стабилизации спутника от блока стабилизации поступает команда одновременно на взведение автоматики системы приземления и включение автоматики системы управления ТДУ.
После разделения ПО и СА команда на взведение снимается и обмотки реле обесточиваются. Затем осуществляется включение элементов автоматики с помощью бароблока, настроенного на давление 230 мм рт. ст., соответствующее высоте 9000 м. При срабатывании не менее чем 2-х барореле поступит команда на пиропатроны отстрела крышки № 2 и на электродвигатели временных механизмов. Вводится в действие парашютная система.
2.2.2 Парашютная система
Парашютная система предназначена для обеспечения требуемой допустимой скорости приземления СА (10-12 м/с), позволяющей сохранить и повторно использовать фотоаппаратуру и сам СА.
Парашютный контейнер размещен в оболочке, имеющей форму эллиптического цилиндра со сферическим днищем, и закрепленной на шпангоуте люка № 2 (рис. 17 на с. 21 [1]).
Парашютная система обеспечивает двухкаскадное торможение.
На крышке парашютного люка (КПЛ) закреплен вытяжной парашют (масса 4 кг) с площадью купола 1.5 м2. При отстреле КПЛ вытягивает его вместе с дипольными отражателями. Дипольные отражатели представляют собой металлизированные ленты, используемые для ориентировочного определения района приземления радиолокационными средствами, и располагаются под чехлом вытяжного парашюта.
Вытяжной парашют тянет за собой тормозной (масса 47 кг) с площадью купола 18 м2 Для уменьшения аэродинамической нагрузки при раскрытии и устранения перехлеста применено рифление парашюта. При вытягивании тормозного парашюта взводятся пирорезаки, предназначенные для снятия рифления, которое осуществляется с замедлением на 4 ± 0.8с.
Через 34±1с программные механизмы выдают команду на вывод основного парашюта (масса 68 кг) с площадью купола 574 м2. Одновременно осуществляется отцепка тормозного парашюта. Раскрытие основного парашюта проходит также в две стадии: 1 стадия - рифление, взвод пирорезаков; 2 стадия - снятие рифления, полное раскрытие. К моменту приземления скорость снижения гасится до 12 м/с.
На 35-ой секунде работы временных механизмов подается напряжение на радиопередатчики и шину пиропатронов раскрытия антенн. Вступает в действие система пеленгации.
2.2.3 Система пеленгации
Система включает 4 передатчика. Дальний пеленг района приземления СА осуществляется по излучению двух КВ-передатчиков (КВ-А и КВ-Б), работающих в разных частотах. По излучению УКВ-передатчиков (УКВ-А и УКВ-Б), работающих также на разных частотах, осуществляется ближний пеленг района приземления СА с самолетов и вертолетов.
Передатчики А и Б дублируют друг друга для увеличения надежности дальнего и ближнего пеленга, т.к. условия распространения радиоволн и помехи могут быть различны для разных частот. Источником питания передатчиков являются химические источники.
Передатчик КВ-А начинает работать в телеграфном режиме после раскрытия парашюта. Его антенна вшита в стренгу основного парашюта. Три часа пеленгатор работает на форсированном режиме (напряжение 18.3 В), далее 21 час на режиме малой мощности (напряжение 1.53В).
Передатчик КВ-Б отличается от КВ-А частотой и отсутствием режима малой мощности. Он работает только в форсированном режиме в течение 3-х часов.
Ближний пеленг района приземления осуществляется после приземления с помощью пеленгаторов УКВ-А и УКВ-Б. Пеленгатор УКВ-А имеет 3 антенны, фланцы которых располагаются в различных точках корпуса СА. В систему пеленгации включен ориентатор (ОР). В его функции входит выбор антенны, занимающей наилучшее с точки зрения поиска положение в пространстве. Из 3-х антенн выбирается та, которая занимает после приземления наивысшее относительно горизонта положение. После выбора антенны ОР управляет ее раскрытием. Пеленгатор УКВ-А работает после раскрытия одной из антенн 24 часа в режиме непрерывного излучения несущей частоты.
Пеленгатор УКВ-Б размещен в спецконтейнере СА, где также находится автономная аккумуляторная батарея и баллон с азотом (рис. 18 на с. 22-24 и рис. 19 на с. 25-27 [1]). Контейнер располагается на силовой окантовке люка №2, фалой прикреплен к СА и заключен в оболочку, которая после выброса наддувается азотом из баллона. При наддуве оболочки внутри нее натягивается тросиковая антенна (рис. 19 на с. 27 [1]) и подается питание на УКВ-Б, который начинает работать на излучение. Длительность работы до 24 часов.
При движении СА на орбите функционирование его научной аппаратуры, а также поддержание в требуемом диапазоне параметров среды СА, обеспечивается системами и агрегатами приборного отсека, связанного с СА кабель-мачтой через плату бортовых разъемов. На плате располагаются электроразъемы БКС и два гидроразъема системы терморегулирования.
2.2.4 Система терморегулирования
Для обеспечения нормальной работы аппаратуры температура газа в СА должна быть (+20 ± 5)°С, а в районе объективов - (+20 ± 2)°С. Ввиду постоянного функционирования внутри СА тепловыделяющей аппаратуры (тепловыделения в зависимости от режима работы от 120Вт до 1000Вт) существует постоянный приток тепла, которое необходимо сбрасывать в окружающую среду. С этой целью в СА установлена СТР. Основными элементами этой системы являются вентилятор-смеситель, регулятор расхода газа (РРГ) с приводом и газожидкостный теплообменник (ГЖТ) с вентилятором.
Вентилятор обеспечивает циркуляцию газа в СА по двум контурам, выполненным в корпусе - внешнему и внутреннему. Внешний контур предназначен для поддержания постоянного протока газа через вентилятор, который работает, постоянно. РРГ служит для регулирования расхода газа через теплообменник с помощью поворотных лопаток. При температуре выше 25°С подается команда на включение привода регулятора, лопатки поворачиваются на открытие. Через теплообменник начинает протекать большее количество газа и интенсивность теплоотдачи в жидкость возрастает. При температуре ниже +15°С подается команда на закрытие лопаток, приводящая к уменьшению расхода через теплообменник.
ГЖТ предназначен для отвода тепла от газа с помощью жидкого теплоносителя, циркулирующего в гидросистеме СТР. Подогретый в теплообменнике жидкий теплоноситель поступает по трубопроводам к гидроразъемам и далее по шлангам, расположенным в кабель-мачте, трубопроводам ПО в змеевик излучающего радиатора.
На более поздних модификациях КА к температурному режиму в СА предъявлялись более жесткие требования. Поэтому РРГ был заменен регулятором расхода жидкости (РРЖ), осуществляющим изменение расхода теплоносителя через теплообменник. Номинал настройки чувствительного элемента, управляющего работой РРЖ, +20°С. Регулятор срабатывает при отклонении температуры газа СА на ±1°С от номинала. Время перекладки РРЖ из одного крайнего положения в другое 5-6 минут. Производительность теплообменника СА при разности температур таза и теплоносителя на входе в теплообменник 12С не менее 560 Вт.
2.2.5 Система вентиляции спускаемого аппарата
Система вентиляции предназначена для предупреждения чрезмерного повышения температуры после приземления СА.
Система включает (рис. 13 на с. 10 [1]) два вентилятора с приводами, два клапана входа, клапан выхода и термореле. Агрегат системы вентиляции установлен на стенке оболочки парашютного отсека. Термореле установлено на шпангоутах СА. Открытие клапанов входа и выхода и включение вентилятора производится по сигналу, поступающему от термореле при повышении температуры поверхности СА до +72С, что соответствует температуре внутри СА приблизительно 60°С При этом происходит подрыв пиропатронов замков клапанов входа и выхода, штоки замков освобождают защёлки и крышки клапанов под действием пружин открываются. Одновременно с открытием крышек включаются приводы вентиляторов и крыльчатки нагнетают наружный воздух через коленообразные патрубки клапанов входа в спускаемый аппарат. Из СА воздух выходит через клапан выхода. При снижении температуры до (+8±3)°С производится выключение вентилятора.
2.3 Общие сведения о приборном отсеке
В приборном отсеке размещены основные обеспечивающие системы:
- командно-программное устройство, обеспечивающее управление фотографической и вспомогательной аппаратурой;
- аппаратура радиоуправления и измерения параметров орбиты; радиотехническая система контроля состояния бортовой аппаратуры и конструкции КА;
- системы теплового режима КА, энергопитания, ориентации и стабилизации.
Приборный отсек (рис. 23 на с. 30 и рис. 32 на с. 38 [1]) выполнен в виде герметичной оболочки, образованной двумя коническими и одной цилиндрической поверхностями, соединенными между собой болтами, и заполнен азотом.
В днище верхнего конуса (рис. 24 на с. 32 [1]) вварен стакан для размещения пружинного толкателя (рис. 43 на с. 58 [1]) для отделения СА от ПО. На шпангоуте верхнего конуса находятся 4 замка для стяжных лент крепления СА к ПО (рис. 42 на с. 56 [1]).
На наружной поверхности верхнего конуса располагаются элементы пневмосистемы основной и дополнительной системы исполнительных органов (СИО) СО (рис. 37 на с. 48 [1]). Двигатели системы ориентации располагаются на конусах ПО. На верхнем конусе - двигатели управления по крену, на нижнем - двигатели управления по тангажу и рысканию. Рабочим телом пневмосистемы служит сжатый азот, находящийся в шаре-баллоне.
На наружной поверхности нижнего конуса также установлены чувствительные элементы СО, антенны радиотехнических систем, излучающий радиатор СТР и створки жалюзи (рис. 27 на с. 36 [1]). На шпангоуте нижнего конуса на болтах установлены двенадцать опор для стыковки с переходником носителя.
Жалюзи служат для регулирования теплоотвода путем изменения площади излучаемой поверхности и обеспечивают температуру азота в ПО в пределах +10°С - +30°С. Выравнивание температурного поля газа в приборном отсеке осуществляется с помощью газовода, куда газ подается из ПО двумя вентиляторами. Соприкасаясь со стенками корпуса ПО, газ охлаждается. Теплоотдача газа регулируется с помощью жалюзи. Жалюзи представляют собой систему из восьми пар створок. Каждая створка конструктивно выполнена в виде штамповонного листа (из алюминиевого сплава), поверхность которого химически полируется. Для увеличения жесткости на каждой створке установлены нервюры. Привод жалюзи представляет собой электродвигатель с редуктором. Предельный угол поворота жалюзи составляет 80. Жалюзи открываются при температуре +13.5С и закрываются при +10.5С. Время перекладки жалюзи из одного крайнего положения в другое не более 5 секунд. Площадь створок жалюзи 3.8 м2.
Излучающий радиатор состоит из змеевика, жалюзи и оболочки нижнего конуса. Змеевик представляет собой спираль из алюминиевой трубы диаметром 18 мм и длиной около 30 м. Труба приварена к поверхности нижнего конуса ПО и дополнительно закреплена хомутами с шагом 25-30 см. После приварки змеевика и зачистки сварного шва на всю поверхность нижнего конуса наносится, керамическое покрытие белого цвета, чтобы получить необходимые оптические характеристики поверхности. Максимальная излучательная способность радиатора при температуре +12С составляет 800 Вт. Площадь излучения 4.8 м2.
2.4 Тормозная двигательная установка
Состоит из тормозного однокамерного жидкостного реактивного двигателя (ЖРД) и блока сопел системы угловой стабилизации КА. Тормозная двигательная установка (ТДУ) размещается в цилиндрическом стакане, приваренном к нижнему шпангоуту ПО.
Используемый ЖРД - с насосной подачей самовоспламеняющегося высококипящего топлива, состоящего из азотнокислотного окислителя (АК-27) и горючего на основе аминов (ТГ-02).
Основные данные ТДУ:
- тяга R = 15.63 кН;
- удельный импульс J = 2610 м/с;
- давление в камере сгорания р = 5.59 МПа;
- масса топлива m = 280 кг;
- время работы (максимальное) t = 46 с.
Камера ЖРД устанавливается неподвижно вдоль оси торовых топливных баков. Отработанный газ турбины ТНА истекает через восемь неподвижных рулевых сопел. Блок сопел стабилизации состоит из двух сопел тангажа, двух сопел рысканья и четырех сопел вращения. Для наддува баков и управления агрегатами автоматики ТДУ используется сжатый азот, хранящийся в двух сферических баллонах. Подача топлива в двигатель при его запуске на орбите в условиях невесомости обеспечивается установленными в баках эластичными разделителями, работающими только при запуске ЖРД (в дальнейшем газ наддува воздействует на топливо непосредственно, минуя разделители). Нормальное воспламенение топлива достигается созданием в камере сгорания (КС) избыточного давления. С этой целью КС изолирована от окружающей среды тонкой металлической заглушкой (с предохранительным клапаном), впаянной в сопло, и при запуске наддувается азотом. С началом работы ТДУ заглушка выбрасывается продуктами сгорания топлива.
Размеры камеры сгорания:
- диаметр d = 145 мм;
- длина 1 = 280 мм;
- длина сопла 1 = 420 мм;
- диаметр критического сечения сопла d = 54 мм;
-диаметр выходного сечения сопла d =269 мм;
- масса m = 16 кг.
Для включения ТДУ, стабилизации углового положения на участке работы ТДУ и для выключения используется система управления ТДУ. С помощью этой системы вектор тяги выдерживается относительно начального направления продольной оси КА с точностью ± 2°. Исполнительными органами СУ ТДУ являются реактивные сопла, рабочим телом для которых являются отработанный газ, выходящий из ТНА.
На более поздних модификациях вместо ЖРД использовали пороховую тормозную двигательную установку (ПТДУ), состоящую из пяти ракетных двигателей - одного основного и четырех управляющих. Для обеспечения заданного теплового режима и защиты ПТДУ от воздействия солнечной радиации выступающая часть закрыта теплозащитным экраном (рис. 34 на с. 45 [1]). Среднеинтегральная тяга ДУ 30 кН, время работы около 23 секунд, расход равен 11.4 кг/с.
Список источников
1. Иванов Н.М. Баллистика и навигация космических аппаратов. Гриф МО РФ. - М.: Дрофа, 2008.
2. Королев С.И., Матвеев Н.К.Космические аппараты серии Зенит. - СПб.: БГТУ, 2009
3. Справочник по космонавтике. - М.: 2006.
Подобные документы
Содержание программы полета космического аппарата. Стадия разработки рабочей документации и изготовления космического аппарата. Задачи управления эксплуатацией ЛК. Программа поддержания ЛК в готовности к применению, структура системы эксплуатации.
контрольная работа [179,5 K], добавлен 15.10.2010Определение понятия и рассмотрение источников происхождения космического мусора. Изучение основ работы Службы контроля космического пространства. Ознакомление с основными экологическими решениями в конструкциях современных космических аппаратов.
реферат [557,8 K], добавлен 18.02.2015Серия советских одноместных космических кораблей, предназначенных для полётов по околоземной орбите. Основные научные задачи, решаемые на кораблях "Восток". Строение, конструкция космического корабля. История создания космического корабля "Восток 1".
реферат [381,8 K], добавлен 04.12.2014Особенности и основные способы проектирования электрореактивной двигательной установки космического аппарата. Этапы разработки циклограммы энергопотребления, анализ чертежа движителя. Характеристика космических электроракетных двигательных установок.
дипломная работа [496,1 K], добавлен 18.12.2012Общая характеристика и направления деятельности организации. Общие сведения об энергоснабжении космических аппаратов, особенности использования солнечных батарей. Химические источники тока. Выбор параметров солнечных батарей и буферных накопителей.
отчет по практике [195,1 K], добавлен 16.04.2016Изучение основных целей миссии автоматического космического аппарата "Кассини". Выведение на орбиту. Полёт к Сатурну. Описание систем электроснабжения, обеспечения тепловых режимов, ориентации и стабилизации. Бортовой радиокомплекс, научная аппаратура.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 28.03.2014Разработка конструкции двигателей летательных аппаратов. Выбор оптимальных материалов корпуса и соплового блока на примере тормозного ракетного твердотопливного двигателя трехблочной системы посадки космического летательного аппарата "Восход" на Землю.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 07.03.2013Анализ баллистических характеристик космического аппарата. Расчет масс служебных систем, элементов топлива. Зона обзора на поверхности Земли и полоса обзора. Изучение системы электроснабжения, обеспечения теплового режима, бортового комплекса управления.
курсовая работа [53,7 K], добавлен 10.07.2012Изучение факторов, действующих на организм в условиях космического полета и изменений в различных системах организма. Особенности протекания физических процессов и бытовых действий на борту космического аппарата. Подготовка космонавтов к невесомости.
реферат [682,1 K], добавлен 23.10.2013Выбор места посадки космического аппарата на Луну. Поиск точек либрации. Определение видимости КА без учета лунного рельефа. Расчет угла места КА над горизонтом. Реализация алгоритма на языке С++. Разработка программы для оптимального места посадки.
дипломная работа [1,8 M], добавлен 08.02.2017
