Космические аппараты серии Зенит (стр. 3 )

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.