УСТРОЙСТВО КА
И ОСНОВНЫЕ ЕГО ПАРАМЕТРЫ Исходя из предварительного анализа конструктивно-компоновочных схем космического аппарата был принят модульно-блочный принцип его построения как наиболее соответствующий требованиям оптимизации КА и одновременно унификации его составных частей. Такой принцип обеспечивает высокие массово-энергетические характеристики аппарата, а его блоки и модули, обладающие значительной степенью автономности, могут быть использованы для решения широкого круга научных и прикладных задач. Помимо уже названных блоков: ОПМ, ЭРДУ, ВР и научного модуля для исследований Фобоса и Марса, - в состав космического аппарата «Фобос-грунт» входит сбрасываемый блок топливных баков (СББ) маршевой двигательной установки для выведения КА на межпланетную траекторию Общий вид орбитально-перелетного модуля (ОПМ) космического аппарата «Фобос-грунт»показан на рис. 2. Его массовая сводка (в килограммах) выглядит следующим образом. |
||||
Взлетная ракета | 350 кг | |||
Орбитальный перелетный модуль (после отделения СББ) | 1950 кг | |||
ОПМ (сухой) | 615 кг | |||
Бортовой комплекс управления | 45 кг | |||
Антенно-фидерная система | 7 кг | |||
Привод остронаправленной антенны | 5 кг | |||
Измерительные средства посадки | 10 кг | |||
Система электроснабжения | 115 кг | |||
Никелево-водородная аккумуляторная батарея АБ18НВ-45 | 26 кг | |||
Литиевая батарея | 22 кг | |||
Комплекс автоматики и стабилизации | 16 кг | |||
Корневые панели. | 45 кг | |||
Фотопреобразователи (импортные) | 6 кг | |||
Система обеспечения теплового режима ОПМ с экранно-вакуумной теплоизоляцией | 20.5 кг | |||
Двигательная установка | 160 кг | |||
Конструкция ОПМ | 23 кг | |||
Посадочное устройств | 30 кг | |||
Научная аппаратура | 50 кг | |||
Бортовая кабельная сеть | 25 кг | |||
Резерв | 70 кг | |||
топливо ДУ ОПМ | 1290 кг | |||
Затрата топлива на выведение OПM | 1080 кг | |||
фазирование орбиты ИСМ (N2H2, 14 кг в баках ВА) | 118 кг | |||
работу системы ориентации и стабилизации ОПМ | 35 кг | |||
работу системы обеспечении запуска ОПМ | 4 кг | |||
Выбросы двигателя | 4 кг | |||
Гарантированный запас топлива | 41 кг | |||
Невыработанные остатки топлива | 8 кг | |||
Модуль ЭРДУ (заправленный) | 735 кг | |||
Модуль ЭРДУ (сухой) | 310 кг | |||
Ксенон | 425 кг | |||
Сбрасываемый блок баков | 4260 кг | |||
СББ (сухой) | 200 кг | |||
Топливо, вырабатываемое до сброса блока | 4060 кг | |||
Космический аппарат в целом | 7250 кг | |||
Упомянутый СББ
является основой силовой схемы космического
аппарата. Этот блок представляет собой
модернизированный вариант баков автономной ДУ
КА «Фобос» в виде связки из шести сферических
баков, соединенных цилиндрическими проставками.
Над СББ расположен орбитальный перелетный
модуль, конструктивной базой которого служит
торовый бак, содержащий топливо, необходимое для
работы маршевого ЖРД на траектории перелета КА в
окрестности Фобоса и для перевода аппарата на
орбиту, близкую к его орбите. На ОПМ размещены
солнечные фотоэлектрические батареи; часть
агрегатов ДУ; блоки служебной аппаратуры, систем
электроснабжения и астронавигации,
антенно-фидерной системы и бортовой кабельной
сети, телекамера; грунтозаборное устройство;
устройство посадки и закрепления на
поверхности Фобоса, а также научный комплекс. При
помощи пиропружинных устройств системы
отделения к ОПМ крепятся модули ЭРДУ, ВР и СББ. В
свою очередь, на посадочном устройстве размещены
ДМТ системы коррекции и стабилизации, а также
термокаталитичтсие двигатели ("1ТСД) системы
ориентации. На рис. 2 показан тип посадочного
устройства с шестью сферическими опорами, хотя
рассмотрен его вариант кольцевого типа; выбор
между ними предполагается сделать на этапе
эскизного проектирования космического аппарата. Между СББ и ОПМ находится модуль ЭРДУ, конструктивную основу которого также составляет связка из шести ксеноновых баков сферической формы с расположенными на них тремя блоками ЭРД и тремя блоками управления, а также прсшразователсй напряжения. Каждый из блоков содержит по три двигателя, ш которых два основных и один резервный. При включенной ЭРДУ работают одновременно три двигателя, расположенных под углом 120° друг относительно друга в плоскости, перпендикулярной оси X. Такая схема позволяет обеспечивать управление движением КА по тангажу и рысканию за счет рассогласования направлений вектора тяги ЭРД при постоянной суммарной ее величине. Питание двигателей осуществляется от двух панелей солнечных батарей общей площадью ~ 55 м2, каждая из которых состоят из шести равных по площади каркасов. Такой каркас представляет собой трехслойную сотовую панель, имеющую при минимальной массе максимальную жесткость. При помощи специального привода панели могут вращаться относительно оси Y на угол ±90°. Над ОПМ расположен блок ВР массой 350 кг, состоящий из возвращаемого аппарата, установленного на взлетную ступень ракеты массой 270 кг. Взлетная ракета построена по двухступенчатой схеме, обеспечивающей вначале выведение аппарата с орбиты ИСМ на траекторию перелета к Земле, а затем доразгон ВА и осуществление необходимых коррекций его движения. В состав ВР входят основной маршевый ЖРД блок из шести топливаых баков с арматурой и агрегатами ДУ, три ДМТ и система разделения ракеты и ВА. Масса последнего (без СА) составляет 68 кг. Возвращаемый аппарат расположен в самой верхней части КА, под сложенными панелями солнечных батарей (см. рис. 2). К силовой раме ВА, связывающей три топливных бака, крепится ДУ, аппаратура служебных систем, скомпонованная в виде модулей, солнечные батареи и СА для размещения в нем капсулы с образцами грунта. Возвращаемый аппарат стабилизируется путем его вращения вокруг продольной оси на всех участках полета ВА при помощи пяти ДМТ, обеспечивающих также проведение необходимых коррекций его траектории Масса СА, отделяемого от ВА на заключительном этапе экспедиции, составляет 12 кг. Таким образом, отношение конечной н стартовой (на опорной орбите ИСЗ) масс КА 12 /7250 = 0,17%. Спускаемый аппарат имеет многослойный корпус, выполненный из термостойких материалов в виде стеклосот, что обеспечивает совмещение функций силовой конструкции, теплоизоляции и теплозащиты. За счет заданной аэродинамической формы корпуса аппарата вместе с аэродинамическими стабилизаторами достигаются требуемые параметры его траектории, уменьшение амплитуды колебаний СА, возникающих при баллистическом его торможении, и устойчивость аппарата при его спуске в земной i атмосфере с использованием двухкаскадной парашютной системы. Для обеспечения автономного управления СА при его движении в атмосфере предназначено программно-временное пиротехническое устройство. Обнаружение спускаемого аппарата обеспечивается передатчиками УКВ-диапазона вместе с химическими источниками тока и антенно-фидерной системой. Помимо этого, предусмотрено пассивное устройство радиолокационного обнаружения СА при его спуске, выполненное в виде отражателя, соединенного с основным парашютом. Приемное устройство для размещения пробы грунта обеспечивает его герметизацию и сохранность на всех этапах экспедиции. |