Текст книги "Автоматические космические аппараты"

Автор книги: Евгений Попов

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 5 страниц)

КОНСТРУКЦИИ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Если рассматривать где-нибудь на выставке автоматические КА, то в глаза бросается, что все они не похожи и даже резко отличаются друг от друга. Форма их необычна для тех, кто привык видеть обтекаемые формы автомобилей, поездов, самолетов. На Земле чем выше скорость передвижения, тем более обтекаемую форму приобретают средства транспорта. Самолет своей стремительностью и завершенностью линий восхищает, а ведь скорость его по сравнению со спутником не так уж и велика.

Ничего похожего на обтекаемость форм, на плавность обводов во внешнем облике КА не видно. Наоборот, на корпусе КА во все стороны раскинуты панели солнечных батарей, антенны, штанги с научными приборами, вынесенными подальше от влияния электромагнитных полей КА, кронштейны с микродвигателями системы ориентации и т. д. Иногда КА из-за множества кронштейнов, штанг и антенн похож на ощетинившегося ежа.

Все эти выступающие и кажущиеся хрупкими части, оказывается, не мешают мчащемуся в космических просторах КА, и их не обломает встречный поток воздуха. Сопротивление движению аппарата или отсутствует совсем, или имеет очень ничтожное значение. Правда, как уже говорилось ранее, во время выведения при нарастании скорости в плотных слоях атмосферы надо предохранять все хрупкие и выступающие части. Поэтому в ракете-носителе все штанги, антенны и панели солнечных батарей сложены вдоль КА и закрыты прочным головным обтекателем. Только при выводе КА на орбиту ИСЗ, где практически отсутствует атмосфера, головной обтекатель сбрасывается, и все антенны, кронштейны, штанги и панели солнечных батарей отстыковываются и раскрываются, принимая свое рабочее положение.

В космическом пространстве имеется ряд специфических условий, которые накладывают свой отпечаток на конструкцию космического аппарата. Например, здесь и температурный режим жестче, и перепад температур значительно больше, чем в земных условиях.

В космическом пространстве даже в районе Земли температура предметов, освещенных Солнцем, достигает 150° – 200 °C. Если же ИСЗ оказывается в тени Земли, а, вообще говоря, одна из его сторон всегда повернута в сторону Солнца, то с теневой стороны температура снижается до -150°-170 °C, Такой температурный диапазон, значительно более широкий, чем на Земле, заставляет применять материалы, надежно работающие в этих экстремальных условиях. А для межпланетной станции, приближающейся к внутренним планетам, т. е. ближе к Солнцу, нагрев от Солнца еще больше, так же как и для станций, исследующих внешние планеты и уходящих в даль от Солнца, температура теневых участков КА падает ниже -150 °C.

На выбор материалов влияет и такой фактор, непосредственно не относящийся к условиям космического пространства, как применение более легких материалов и сплавов в космической технике. Для выведения КА на орбиту ИСЗ затрачивается большое количество топлива, и поэтому чем легче КА, тем с меньшими затратами он доставляется па орбиту. Иначе говоря, при одинаковых массах тот КА принесет больше научных данных, конструкция и корпус которого изготовлены из более легких материалов, за счет чего он может нести больше научной аппаратуры. Вот почему при создании ИСЗ очень редко применяются сталь и медь, а широко распространены алюминии, магний и титан и их сплавы. Также широко применяются различные пластмассы и другие синтетические материалы, имеющие малую плотность и относительно высокую прочность.

Невесомость тоже накладывает свой отпечаток на создание конструкции, отдельных узлов и агрегатов КА. Так, например, для открытия панелей солнечных батарей, антенн и других элементов ИСЗ часто применяются пружины, развивающие усилия, которые по величине меньше массы открываемых элементов. В невесомости любая, даже незначительная сила может приводить в движение большие массы (в земных условиях это аналогично движению больших грузов по воде, осуществляемому малой силой), правда, с очень малыми ускорениями. Следовательно, скорость открытия панелей солнечных батарей или антенн может быть небольшой. Но это даже выгодно: при попадании на упор и стопорении в рабочем положении удар будет невелик и тем самым сохраннее и работоспособнее будут открывающиеся элементы.

Для создания температурных условий для аппаратуры, сходных с земными, на ИСЗ необходимо создать специальную атмосферу и поддерживать в ней с помощью системы терморегулирования нормальные условия. Для этого используется герметичный корпус, внутри которого созданы приемлемые условия по давлению воздуха. Конструкции корпуса для большинства ИСЗ, а также КА для исследования Луны и Марса испытываюг давление, равное 1 атм, причем только изнутри. На Луне атмосфера, в нашем понятии, практически отсутствует, а на Марсе давление газовой оболочки на поверхности примерно в 150 раз меньше земного.

Создание спускаемых аппаратов для исследования Луны и планет Солнечной системы учитывает различные условия, существующие на этих планетах. Спускаемые аппараты для Луны и Марса должны выдерживать давление 1 атм (как на участке перелета, так и па поверхности). Под этим давлением находится и воздух внутри аппарата. Спускаемый же аппарат для исследования Венеры попадает из вакуума межпланетного пространства в тяжелейшие условия, каких не существует на Земле. Давление атмосферы у поверхности этой планеты порядка 90 атм, а температура – около 500 °C. Корпус спускаемого аппарата должен теперь уже выдерживать давление такое, как подводный батискаф на глубине около 1 км в море, и одновременно нагрев, сравнимый с температурой в обычной печи, отапливаемой дровами.

Для забора грунта с поверхности планеты и дальнейшего его исследования создаются грунтозаборные или буровые устройства. Специфика их работ тоже обладает большим разнообразием. В условиях Луны, где температуры относительно приемлемые, отсутствие воздуха затрудняет проведение бурения. Движущийся и вращающийся буровой снаряд несколько нагревается и в условиях вакуума увлекает грунт с наружной части во вращение – происходит спекание грунта с инструментом.

Вращающиеся части бурового механизма должны яадежно работать и не свариваться в вакууме с неподвижными деталями устройства. Отсутствие воздуха делает трущиеся поверхности чистыми без воздушной смазки, что приводит к диффузии атомов одной детали в атомы другой. Происходит так называемая холодная сварка. Применение смазки может уменьшить коэффициент трения, но в вакууме при длительном пребывании смазка улетучивается, испаряется. Приходится применять твердые смазки или такие материалы, которые неохотно расстаются со своими атомами, т. с. поддерживается относительно низкий коэффициент трения. Это относится не только к лунным условиям. В космическом пространстве свариваться могут все подвижные части. А это и панели солнечных батарей, и узлы их крепления, и штанги научных приборов, и антенны – все они при раскрытии вращаются на осях.

Вблизи поверхности Венеры сварки от трения в вакууме не возникает, зато условия работы грунтозаборного устройства очень тяжелые, ведь температура и грунта и инструмента достигает около 500 °C. И вообще спускаемые аппараты, предназначенные для планет, имеющих атмосферу, должны обладать прочной конструкцией, чтобы выдерживать большие перегрузки. Так, например, спускаемый аппарат станции «Венера-4», входя довольно круто (под большим углом) к поверхности планеты, испытывал от аэродинамического торможения перегрузку, близкую к 400 g. Следовательно, не только корпус КА, но и его аппаратура, как научная, так и служебная, должны были иметь большую прочность.

Даже при посадке на Луну спускаемый аппарат должен обладать прочной конструкцией. Из-за отсутствия атмосферы торможение осуществляется здесь с помощью тормозной двигательной установки. Хотя при этом и возникают небольшие перегрузки, но на конечном участке спуска (после выключения двигательной установки) спускаемый аппарат с небольшого расстояния падает на грунт. Удар о грунт вызывает перегрузки, достигающие иногда (в зависимости от механических свойств грунта) 100–150 g.

ПОЛЕТ АВТОМАТИЧЕСКОГО КА В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ

Чтобы продлить срок существования ИСЗ на орбитах, необходимо время от времени проводить ее коррекцию с помощью двигательной установки. Для проведения коррекции с целью подъема орбиты система ориентации разворачивает ИСЗ вокруг центра масс так, чтобы сопло двигательной установки было обращено в сторону, противоположную направлению движения… Затем система управления в расчетное время включает двигательную установку, и при увеличении скорости ИСЗ его орбита из круговой превращается в эллиптическую с апогеем, расположенным в противоположной точке орбиты.

Увеличение скорости ИСЗ заставляет его сойти с круговой орбиты, и он начинает подниматься выше. Двигаясь по орбите с увеличением расстояния от Земли, его кинетическая энергия падает, но растет потенциальная. В апогее скорость падает до минимальной, меньше, чем на круговой орбите. С этого момента ИСЗ вновь начинает приближаться к земле, увеличивая свою скорость за счет потенциальной энергии. А если повторить маневр и в апогее вновь включить двигательную установку, можно получить такое приращение скорости, чтобы орбита стала снова круговой (но уже выше первоначальной). При этом орбитальная скорость ИСЗ будет меньше первоначальной, а период обращения вокруг Земли увеличится.

Для проведения стыковки двух ИСЗ необходимо учитывать следующий парадокс. Если разгонять КА, то в итоге он будет отставать от впереди летящего с поднятием орбиты, а при торможении – догонять с понижением орбиты. Только учитывая этот парадокс и осуществляя необходимые маневры, и можно успешно осуществить стыковку двух КА.

Запуск КА для экономии энергии, как правило, производится в восточном направлении, так как вращение Земли дает добавочную скорость. В районе экватора линейная скорость движения от вращения Земли составляет почти 500 м/с. Следовательно, при запуске ИСЗ достаточно сообщить ему скорость 7,4 км/с и он выйдет на орбиту, так как недостающие 0,5 км/с ему сообщит Земля. Только при запуске на полярную орбиту выигрыша никакого нет: ИСЗ надо разгонять до первой космической скорости – 7,9 км/с. При запуске на экваторе в западном направлении вращение Земли препятствует запуску и требует дополнительно энергии для вывода ИСЗ на орбиту.

Для проведения успешной стыковки двух КА их орбиты должны строго лежать в одной плоскости. Если орбиты находились бы в разных плоскостях, то изменение плоскости орбиты одного из них было бы энергетически невыгодным. А без изменения плоскости орбиты стыковка становится невозможной. Образно это можно представить так. На совершенно ровной местности, где отсутствуют характерные ориентиры (например, в плоской пустыне), проложены две дороги, пересекающиеся под углом друг к другу. По дорогам с одинаковой скоростью и на одинаковом расстоянии от точки пересечения мчатся к ней два автомобиля. В окно одного из них смотрит пассажир, но оно так ограничивает кругозор, что пассажир видит только небо и верхнюю часть второго автомобиля. Так как автомобили движутся с одинаковой скоростью, то для наблюдателя скорость движения по дороге не ощущается, а видно только, как с каждой секундой второй автомобиль оказывается все ближе и ближе.

Аналогично и для ИСЗ: если они движутся по одинаковым орбитам с углом наклонения между ними всего 1°, то максимальное удаление друг от друга более, 110 км (ведь на Земле дуге в 1° соответствует расстоянию 111 км). В течение одного витка они дважды расходятся и дважды их орбиты пересекаются. На низкой орбите высотой 200–250 км время оборота около 90 мин и скорость сближения легко подсчитать. От максимального расстояния между ИСЗ до их сближения четверть витка, т. е. около 23 мин, и за это время путь сближения составляет около 115 км. Следовательно, скорость подлета ИСЗ друг к другу 5 км/мин, или более 80 м/с, и удар при таких скоростях катастрофичен.

Межпланетные станции, отправляющиеся в длительное путешествие для изучения далеких планет, могуг стартовать только в определенные периоды времени. Это вызвано тем, что все планеты (в том числе и Земля) вращаются вокруг Солнца с разными периодами обращения и на разных расстояниях от центрального светила. Сближение планет (так называемые противостояния) происходит в разное время: например, противостояние Земли и Венеры происходит в среднем каждые 584 сут, (1 год и 7 мес.), а противостояние Земли и Марса – 780,4 сут (2 года и 2 мес.).

Наш естественный спутник, Луна, обращается вокруг Земли с периодом 27 сут, а период смены ее фаз или синодический период, составляет 29,5 сут. Практически Луна находится почти всегда на одинаковом расстоянии от Земли – 384 тыс. км. (Луна движется по эллипсу с апогеем 407 тыс. км и перигеем 366 тыс. км.) Принципиально запуск ракеты для достижения Луны возможен в любые сутки, т. е. при любом положении Луны на орбите вокруг Земли. Однако расчеты показывают, что энергетически выгоднее проводить запуск с земной поверхности в определенные астрономические сроки.

Известно, что плоскость орбиты Луны наклонена к плоскости земного экватора. Поэтому при ее движении по орбите все время меняется склонение Луны, т. е. угол, составленный направлением от центра Земли к Луне с плоскостью земного экватора. В связи с этим с территории Советского Союза энергетически выгодно осуществлять запуски тогда, когда Луна находится вблизи точки своей орбиты с минимальным склонением. В этом случае на участке разгона ракета будет двитаться с наименьшим углом к земной поверхности и потери скорости вследствие притяжения Земли будут минимальными (а это обеспечит посылку на Луну максимального груза).

Необходимо также учитывать и условия работы системы ориентации. Для проведения коррекции траектории полета система ориентации в качестве опорных светил использует Солнце и Землю, а при торможении – и Луну. Для нормальной работы системы эти светила должны быть относительно станции разнесены в стороны: приближение Луны или Земли к линии визирования на Солнце увеличивает риск выхода из строя земных или лунных оптических датчиков вследствие засветки их Солнцем.

Для обеспечения наиболее благоприятных условий освещенности и наилучшего теплового режима КА, посадка, как правило, планируется в районе утреннего терминатора. Это задает определенное положение Луны на орбите в момент сближения со станцией, а следовательно, и дату подлета к Луне и дату запуска КА. Поскольку необходимое относительное расположение Земли, Луны и Солнца повторяется с периодичностью в один синодический, месяц, то с той же периодичностью повторяются даты старта.

Во время полета к Луне автоматического КА приходится решать ряд сложных задач. Так, например, после старта КА «Луна-9» и после определения ее истинной траектории был проведен сеанс коррекции траектории полета, чтобы скорректированная траектория стала проходить через расчетную точку прилунения. За 2 ч до подлета система ориентации КА с помощью оптических средств развернула станцию по направлению лунной вертикали, при этом тормозной двигатель повернулся соплом в сторону Луны. Затем система управления КА с помощью гироскопического устройства сохраняла это положение до момента включения тормозной двигательной установки.

Когда до лунной поверхности осталось 75 км, по команде от автономного высотомера включилась двигательная установка КА и от него отделились два отсека с аппаратурой, ставшие уже ненужными. В этих отсеках находилась аппаратура системы ориентации и часть системы управления, выполняющая функции ориентации и управления полетом при коррекции и подготовки включения двигательной установкой. Сброс лишнего груза позволил с меньшим запасом топлива совершить мягкую посадку.

Работа двигателя регулировалась с учетом показаний высотомера КА. Скорость, близкая к нулевой относительно Луны, достигалась в нескольких метрах от поверхности. Двигатель выключался, и начиналось свободное падение КА на Луну. Перед моментом прилунения с целью сохранения станции ее надо было отделить от двигательной установки. Для этого на КА имелась намотанная на катушку пружинная стальная лента. В момент выключения двигателя лента освобождалась: вращаясь, катушка почти мгновенно слетала с ленты, которая по мере схода с катушки сворачивалась в длинную трубку. В результате образовывался жесткий щуп длиной 4 м, направленный в сторону Луны. В момент его касания лунной поверхности замыкался контакт, и станция освобождалась от связи с двигательной установкой за счет сжатого газа, сбрасывающего станцию. Энергия удара станции о поверхность гасилась двумя амортизационными баллонами, которые были надуты перед посадкой. Несколько прыжков КА по поверхности, и после успокоения по команде от программно-временного устройства баллоны тоже сбрасывались – станция опускалась на поверхность. Яйцевидная форма станции, севшей на Луну, рациональна: ее верхняя яйцевидная часть была пустотелая и образовывалась четырьмя лепестками, при раскрытии которых они превращались в антенны для передачи информации на Землю. Собственно станция по форме близка к шару, но ее центр тяжести располагался в нижней части, что обеспечивало правильное положение на грунте (практически при любых условиях посадки).

Если полет к Луне может быть совершен не в любой день, то тем более и полеты к планетам Солнечной системы могут совершаться лишь в определенные периоды времени. Во-первых, прежде чем осуществить запуск межпланетной станции к другой планете, надо выбрать траекторию полета. Полет к другим планетам по прямолинейным траекториям экономически не выгоден. Хотя у этих траекторий и есть одно преимущество: сроки перелета по ним самые короткие. Так, до Венеры можно было бы добраться всего за 25 сут. Но пока это недостижимо, и приходится обращаться за помощью к гравитационному полю Солнца (правда, при этом продолжительность полета значительно возрастает). Такие наиболее выгодные в энергетическом отношении траектории полета предложил немецкий теоретик звездоплавания В. Гоман.

Гомановская траектория – это полет по полуэллипсу, касающемуся одновременно орбиты Земли и орбиты планеты назначения. По такой траектории полет до Венеры занимает 147 сут, а до Марса – 237 сут. И естественно, этот полет можно совершать не всегда: момент старта выбирается так, чтобы ко времени достижения КА орбиты планеты назначения последняя оказалась в той же точке, что и межпланетная станция. А при постановке более сложной задачи – когда надо вернуть назад КА – необходимо у планеты выждать, когда наступит благоприятное для старта взаимное положенне планеты и Земли.

Для Венеры такой период ожидания составляет 470 сут, для Марса – 450 сут. Поэтому перелет по гомановским траекториям требует минимального времени путешествия на Марс и обратно 968 сут, а на Венеру – 762 сут. Однако на практике все не так просто. Ведь наши рассуждения исходили из того, что орбиты планет круговые и лежат в одной плоскости. В действительности же орбиты планет являются эллиптическими, а плоскости планетных орбит наклонены к плоскости земной орбиты. Кроме того, на полет межпланетной станции влияет не только гравитационное поле Солнца, но и других планет, которые несколько искажают траекторию полета.

На выбор траектории влияет и ряд других факторов. Так, для выведения большей массы надо иметь минимальную скорость отлета с Земли. Кроме того, время полета желательно сократить до разумного минимума, и конечная скорость у планеты назначения должна быть минимальной для совершения посадки или создания спутника с наименьшими энергетическими затратами.

Для вывода КА на орбиту спутника планеты надо доставить его в заданную точку относительно планеты и затормозить до первой космической скорости для данного небесного тела. Эта доставка в заданную точку сопряжена с определенными трудностями. Так, расстояние до Солнца и планет определено не абсолютно точно, а с некоторой ошибкой (даже радиус земной орбиты вычислен с ошибкой в 250 км). Поэтому уже расчетная траектория содержит в себе ошибки. А для создания искусственного спутника планеты надо знать и точное расстояние до нее.

Все это может осуществить система космической астроориентацин и навигации. Такая система применялась на межпланетных станциях типа «Марс». С помощью оптического датчика в течение длительного времени определялось направление на центр планеты при подлете к Марсу. Другой же датчик определял расстояние до планеты по угловому размеру ее диска. Данные измерений поступали в бортовую ЭВМ, которая и рассчитывала время пролета через перицентр (т. е. момент включения двигательной установки) и расстояние до планеты. Эти же данные учитывались и при определении величины тормозного импульса.

Ведь с целью создания искусственного спутника, обращающегося вокруг Марса по круговой орбите, необходимо уменьшить скорость КА, превышающую вторую космическую скорость для этой планеты до первой космической. А при создании спутника, обращающегося по эллиптической орбите, скорость КА должна быть промежуточной между первой и второй космическими скоростями для Марса. И чем больше скорость приближается ко второй космической, тем более вытянутым будет эллипс и тем выше апогей орбиты спутника.

Для осуществления посадки КА на планету, обладающую атмосферой, задача будет аналогична предыдущей.

Сначала необходимо точно определить точку входа в атмосферу планеты. Кроме того, космическая станция подлетает к планете со скоростью, никак не меньшей второй космической, и спускаемый аппарат, продолжая пассивный полет в атмосфере планеты, может оказаться в роли обычного метеорита. Причем если спускаемый аппарат войдет в атмосферу планеты слишком круто, почти по вертикали, то участок торможения окажется очень коротким, а перегрузки чрезмерно большими. Так было, например, при входе спускаемого аппарата КА «Венера-4», когда перегрузки достигли почти четырехсоткратных, а температура окружающего воздуха – около 10 тыс. К. Если же, наоборот, КА пронзит атмосферу почти по касательной, то он на гиперболической скорости проскочит мимо планеты, почти не испытав перегрузки и не опалив себя жаром разреженной атмосферы.

Следовательно, надо выбирать узкий коридор входа. Нижняя граница коридора входа определяется допустимыми перегрузками, а верхняя – эффективным торможением в атмосфере.

Высокая температура при торможении в атмосфере заставляет подумать и о защите спускаемого аппарата от перегрева. В природных условиях при полете метеоритов в атмосфере плавится и испаряется только очень тонкий слой на его поверхности, а внутри метеорит остается холодным. Поверхность спускаемого аппарата тоже покрывают особым слоем из вещества, требующего для плавления и испарения большого количества тепла. Для этой цели могут применяться такие вещества, как карбид кремния, окись магния, углерод. В этом случае тепло от торможения оплавляет только поверхностным слой, а сам спускаемый аппарат, находящийся внутри, практически не испытывает притока тепла.

Создание защитного слоя возможно непосредственно на корпусе спускаемого аппарата. Так было выполнено, например, на первых советских кораблях-спутниках. Иное решение этой задачи было реализовано на спускаемом аппарате межпланетной станции «Венера-10». Непосредственно сам спускаемый аппарат станции таким теплозащитным слоем не защищался, хотя такая защита у него была, но только на приборном шарообразном корпусе. Снаружи же спускаемого аппарата располагалось множество различных незащищенных деталей и механизмов.

В данном случае весь спускаемый аппарат размещался в прочном шарообразном контейнере, способном после прохождения участка торможения в атмосфере освободить спускаемый аппарат. Поверхностный слой этого контейнера был выполнен из жаростойкого защитного слоя. В результате торможения спускаемого аппарата в атмосфере Венеры скорость его уменьшалась до нескольких сотен метров в секунду. Программно-временное устройство и датчики давления выдали команду на сброс защитного контейнера, по экватору которого закреплялся внутри удлиненный заряд, детонируемый от пиропатрона.

После этого шар был разрезан пополам, в верхней его части отстрелена крышка и вытянут так называемый парашют увода. С его помощью верхняя полусфера отделилась и отстала от спускаемого аппарата. Спустя некоторое время из специального контейнера, расположенного в верхней части спускаемого аппарата, была введена в действие парашютная система. Скорость спуска резко упала, нижняя полусфера отделилась и быстро ушла вниз.

Когда спускаемый аппарат на парашюте медленно спускался в атмосфере, научная аппаратура приступила к проведению исследования атмосферы (химического состава, температуры, давления, скорости ветра, освещенности, влажности и т. д.). Однако медленное снижение на парашюте в плотной и протяженной по высоте атмосфере могло затянуться на длительное время. И после проведения достаточного количества измерений с целью ускорения достижения КА поверхности планеты парашютная система была отстрелена.

Падение спускаемого аппарата стало идти со значительно большей скоростью. Причем стабилизация движения аппарата осуществлялась с помощью тормозного щитка. Образно говоря, полет КА напоминал движение волана в воздухе: тяжелая часть – сам спускаемый аппарат, а сверху тормозной щиток, напоминающий оперение волана. С возрастанием плотности атмосферы движение замедлилось и перед поверхностью составило несколько метров в секунду. Для поглощения удара спускаемый аппарат снабжался торовым амортизатором – металлической пустотелой «баранкой». Энергия удара израсходовалась на смятие оболочки амортизатора.

Однако ускоренный спуск приводит к значительному увеличению трения аппарата об атмосферу Венеры. Таким трением атмосфера могла сильно наэлектризовать отдельные части спускаемого аппарата, а электризация в естественных условиях, как правило, заканчивается разрядом. Такие разряды могли вызвать незапланированное в это время срабатывание части аппаратуры (например, подрыв пиропатронов), что приводило бы к преждевременному введению в действие отдельных механизмов. С учетом всего этого в конструкции спускаемого аппарата предусматривалась защита от электростатического разряда, а отдельные части аппарата соединялись электропроводящими материалами для нейтрализации возникающих зарядов.

Ускоренный спуск предусмотрен, чтобы уменьшить время пребывания КА в атмосфере и увеличить время нахождения его на поверхности. Время функционирования аппарата ограничено, в частности, вследствие высокой забортной температуры. Практически аппарат работает в условиях температуры горячей печи только с той разницей, что давление на Венере в 90 раз больше. Спускаемый аппарат как бы находился в баллоне высокого давления, только это давление не внутри баллона, а снаружи. В таких тяжелых условиях он проводил научные работы по целому ряду направлений, в том числе получение цветных панорам окружающей местности и определение химического состава грунта.

Траектория полета КА выбирается таким образом, чтобы время прибытия к планете назначения обеспечивало условия видимости этой планеты с территории нашей страны. Поэтому когда проводится коррекция траектории полета межпланетной станции, то, помимо точностных характеристик исправления ошибок в направлении полета, исправлению подлежит и время прилета к планете, если оно отличается от расчетного. Это необходимо для осуществления радиоконтроля за проведением всех операций при мягкой посадке или выходе КА на орбиту спутника планеты.

В этот период идет на Землю поток информации по проведенным научным экспериментам. С целью дублирования (в случае помех при приеме сигналов) научная информация записывается на орбитальном отсеке станции. По команде с Земли в любое время, когда есть прямая радиовидимость, можно многократно воспроизвести все то, что есть в памяти станции.

До сих пор мы говорили о полетах КА, использующих в качестве двигателя жидкостный реактивный двигатель. Включение этого двигателя происходит только при коррекции траектории полета, при торможении для осуществления мягкой посадки на планету, не имеющую атмосферы, или для вывода на орбиту спутника планеты. Полное время включения двигательной установки измеряется десятками, а иногда сотнями секунд.

Практически весь полет происходит пассивно, без включения двигательной установки.

КА выводится на траекторию полета в космическое пространство с помощью ракеты-носителя. Ее старт – это многосуточная работа по подготовке ракеты, проверка ее и всех систем на готовность к работе, установка в стартовое сооружение, прицеливание, заправка компонентами топлива и осуществление пуска. Весь этот объем работ проводится с значительными физическими и умственными усилиями большого коллектива людей. Однако автоматическим КА приходится решать эти же задачи для обеспечения старта с другой планеты или ее спутника.

Так, например, космическая станция «Луна-16», а также две другие аналогичные станции сначала по программе полета осуществили мягкую посадку на Луну. Причем на первом этапе станции выводились на орбиту искусственного спутника Луны, т. е. они доставлялись в точку, близкую к поверхности Луны, тормозились с помощью двигательной установки для уменьшения скорости со второй космической до первой (для Луны) и образования низколетящего спутника (орбита спутника создавалась близкой к круговой).

Такой этап повышает точность посадки станции в заданный или выбранный заранее интересующий участок лунной поверхности. После проведения нескольких коррекций обеспечивалась необходимая орбита и пролет КА над заданным районом. При втором включении двигательной установки станция сходила с орбиты искусственного спутника Луны и уменьшала скорость до минимальной, обеспечивая тем самым мягкую посадку. Регулирование скорости спуска при торможении и высоты над поверхностью Луны осуществлялось с помощью радиовысотомера.

Целью полета этих станций было взятие лунного грунта с доставкой его на Землю. Грунт с помощью грунтозаборного устройства методом бурения забирался с глубин 200 мм и более 1500 мм. После окончания бурения добытый грунт вместе с буровым устройством перегружался в возвращаемый аппарат, представляющий собой шарообразную конструкцию. Снаружи на шаре было нанесено теплозащитное покрытие. А внутри него имелись радиопередатчик, цилиндрический контейнер для размещения бурового устройства с грунтом и парашютная система.