Космические аппараты серии Зенит (стр. 2 )

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 . 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.