Комплексный анализ и выбор конструктивных параметров возвращаемого межпланетного модуля

В настоящее время одним из приоритетов космической программы России названо возобновление исследований Луны в период 2020-2025 годов при помощи автоматических космических аппаратов (КА). Планируемые миссии предполагают, в том числе, отработку технологии возвращения модулей таких КА с перспективой осуществления в будущем пилотируемых полётов. Опыт американских и советских лунных проектов 60-70-х годов, несомненно, является ценной основой для проектирования межпланетных КА, но при этом необходимо учесть, что у России, как и у СССР, в отличие от США полностью отсутствует опыт возвращения и посадки экипажа межпланетной миссии обратно на Землю. Последнее замечание в свете перспектив развития национальной лунной программы выводит научные и инженерные задачи, связанные с проектированием возвращаемых межпланетных модулей или спускаемых аппаратов, на первый план и делает их весьма актуальными. Анализ проектов, в рамках которых применялись возвращаемые модули как межпланетных, так и околоземных КА, показывает, что для создания наиболее рациональной конструкции аппарата необходимо решить сложную многодисциплинарную и многопараметрическую задачу по выбору конструктивных параметров, которые обеспечивали бы выполнение поставленного технического задания. При этом такой выбор необходимо делать в условиях сильного взаимного влияния большинства параметров друг на друга. Например, варианты допустимых параметров входа КА в атмосферу и траекторий спуска определяются, в том числе, размерами, массой, геометрическими обводами спускаемого аппарата и введёнными ограничениями на перегрузки. Задав эти параметры, можно, например, расчётным путём или экспериментально определить тепловые потоки, приходящие на аппарат, а затем ‒ параметры системы обеспечения теплового режима, например, толщину теплозащитного покрытия (ТЗП). Но, в свою очередь, постановка или добавление ТЗП приведёт к изменению геометрических обводов и массы аппарата, возможно даже к смещению центра масс и центра давления, что повлечёт за собой изменение траектории и, как следствие, изменение теплового режима. Поэтому в инженерных задачах, направленных на получение проектных параметров спускаемого аппарата, даже на ранних стадиях проектирования, приведённые в примере задачи надо рассматривать совместно. В задаче спуска орбитальных кораблей, например, серии «Союз» с низкой околоземной орбиты Россией накоплен значительный опыт. Однако межпланетный возвращаемый модуль приближается к Земле со скоростью не ниже второй космической (11.2 км/c), что приводит к качественно иным условиям спуска: в первую очередь с точки зрения тепловых режимов, где необходимо уже строго учитывать не только конвективные, но и радиационные тепловые потоки. Основным средством защиты от высокоинтенсивных тепловых поток является применение аблирующих (разрушающихся) теплозащитных материалов в составе пакета теплозащиты. Выбор последнего определяет, какие тепловые потоки (по мощности и продолжительности) может выдержать аппарат, а, соответственно, и какие траектории спуска ему доступны. Именно поэтому вопросам теплозащиты спускаемого модуля в проекте планируется отвести особое место среди других бортовых систем. Правильный выбор характеристик такого пакета, т.е. выбор материалов и расчёт как общей толщины, так и толщин прогрева и уноса, позволит значительно повысить эффективность аппарата, т.к. масса теплозащиты может превышать 30% от общей массы аппарата. В разные годы довольно широкий круг учёных и инженеров занимался решением задач моделирования и проектирования различных систем спускаемых аппаратов, в том числе вопросами теплозащиты (Суржиков С.Т., Никитин П.В., Петров Г.И., Власов В.И., Горшков А.Б., Землянский Б.А., Ковалев Р.В., Лунев В.В., Журин С.В., Горский В.В.). Вместе с тем, чрезвычайно мало работ было посвящено комплексному подходу в проектировании, тем более с выходом на проектные или конструктивные параметры аппарата в целом (как, например, в работах Б.М. Панкратова или В.Е. Миненко). Разумеется, у различных фирм имеются накопленные опытные данные, как правило, обобщённые в виде эмпирических зависимостей, которые являются интеллектуальной собственностью данных фирм. При этом лишь узкий круг специалистов имеет возможность глубоко разобраться в предмете исследования, но даже они вынуждены игнорировать в своей инженерной деятельности многие фундаментальные вопросы. Поэтому предлагаемый проект в первую очередь направлен на анализ и систематизацию различных вариантов формы и размеров возвращаемого модуля, примерного состава бортовых систем, в том числе толщины и массы теплозащиты, и выбор тех вариантов, которые впоследствии обеспечат траекторию спуска, позволяющую привести аппарат в заданный район посадки.