CC BY
38УДК 629.785:624.131.381
обзор схем пенетраторов для контактных исследований космических объектов
© 2022 г. леун Е.в.1, нестерин и.м.1, Пичхадзе К.м.2, Поляков A.A.1, Сысоев в.К.1
1АО «НПО Лавочкина» Ул. Ленинградская, 24, г. Химки, Московская обл., Российская Федерация, 141402,
e-mail: npol@laspace.ru
2Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ)
Волоколамское шоссе, 4, г. Москва, Российская Федерация, 125993,
e-mail: mai@mai.ru
Проведён обзор перспективных средств для контактных исследований космических объектов — пенетраторов. Пенетратор — инструмент для сбора первичной научной информации о физико-химическом составе грунта при проникновении вглубь планеты до нескольких метров и, в отдельных вариантах, последующей передачи полученного материала на Землю. История развития космических пенетраторов насчитывает более 30 лет, и проекты таких пенетраторов разрабатываются различными космическими агентствами многих стран, но в настоящий момент отсутствует прецедент осуществления лётного эксперимента. Рассматриваемые в данном обзоре разработки находятся на самых разных стадиях — от предложений по концепции до натурных экспериментов. В данной работе показано большое разнообразие характеристик таких инструментов для исследования космических тел. В статье проведён анализ и классификация этих разработок, что может быть полезным при разработке как проектов пенетраторов нового поколения, так и космических экспедиций с их использованием.
Ключевые слова: космический объект, пенетратор, контактный эксперимент.
a review of penetrator designs FOR CONTACT studies of space objects
Leun E.V.1, Nesterin I.M.1, pichkhadze K.M.2,
polyakov A.A.1, Sysoev V.K.1
1Lavochkin Association 24 Leningradskaya str, Khimki, Moscow region, 141402, Russian Federation,
e-mail: npol@laspace.ru
2Moscow Aviation Institute (National Research University)
(MAI)
4 Volokolamskoe shosse, Moscow, 125993, Russian Federation, e-mail: mai@mai.ru
The paper provides a review of advanced equipment for contact studies of space objects - penetrators. A penetrator is a tool for acquisition of raw scientific data about physical and chemical composition of the soil during penetration into a planet down to the depth of several meters, and in some versions, subsequent transfer of the obtained material to Earth. The history of space penetrator evolution spans more than 30 years, and such penetrator designs are being developed by various space agencies in many countries, but at the moment there is still no precedent completed flight experiment. The designs considered in this review are in various stages of development ranging from concept proposals to full-scale experiments. This paper shows a great variety in the characteristics of such tools for studies of space bodies. The paper provides an analysis and classification of such designs, which may be useful for the development of both new-generation penetrator designs, and space missions involving their use.
Key words: space object, penetrator, contact experiment.
ЛЕУН Е.В.
НЕСТЕРИН И.М.
ПИЧХАДЗЕ K.M.
ПОЛЯКОВ A.A.
СЫСОЕВ В.К.
ЛЕУН Евгений Владимирович — кандидат технических наук, ведущий инженер АО «НПО Лавочкина», e-mail: leunev@laspace.ru
LEUN Evgeny Vladimirovich — Candidate of Science (Engineering), Lead engineer at Lavochkin Association, e-mail: leunev@laspace.ru
НЕСТЕРИН Иван Михайлович — ведущий специалист АО «НПО Лавочкина», e-mail: Ivan.Nesterin@vortexce.ru
NESTERIN Ivan Mikhaylovich — Lead specialist at Lavochkin Association, e-mail: Ivan.Nesterin@vortexce.ru
ПИЧХАДЗЕ Константин Михайлович — доктор технических наук, профессор, профессор кафедры «Системный анализ и управление» МАИ, e-mail: olgaivankova@icloud.com
PICHKHADZE Konstantin Mikhaylovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Professor of Department «System analysis and management» of MAI, e-mail: olgaivankova@icloud.com
ПОЛЯКОВ Алексей Александрович — заместитель генерального конструктора АО «НПО Лавочкина», e-mail: alexey.polyakov@laspace.ru
POLYAKOV Aleksey Aleksandrovich — Deputy General Designer of Lavochkin Association, e-mail: alexey.polyakov@laspace.ru
СЫСОЕВ Валентин Константинович — доктор технических наук, начальник отдела АО «НПО Лавочкина», e-mail: sysoevVK@laspace.ru
SYSOEV Valentin Konstantinovich — Doctor of Science (Engineering), Head of Department at Lavochkin Association, e-mail: sysoevVK@laspace.ru
введение
Космические аппараты (КА) активно используются для адресного изучения тел Солнечной системы. При этом на космические тела научная аппаратура доставляется аппаратами, осуществляющими «мягкую» посадку на исследуемый объект. Осуществление мягкой посадки космического модуля на поверхность космических тел требует организации трудоёмких операций, связанных с использованием различных приборов и сложными баллистическими манёврами, что ведёт к усложнению космической экспедиции. Это сильно ограничивает потенциал космонавтики для всестороннего изучения космоса.
Поэтому необходимость в разработке технических средств для доставки полезной нагрузки на тела Солнечной системы без применения вариантов мягкой посадки давно стоит перед конструкторами космической техники. Такие устройства, достигающие поверхности исследуемого тела с высокой скоростью, должны неизбежно заглубляться в его грунт, поэтому они получили наименование «пенетраторы» [1].
Разнообразие компоновок пенетрато-ров и схем их внедрения, разрабатываемых для различных космических экспедиций, приводит к необходимости их классификации, что является задачей данной работы.
Анализ предлагаемых типов пенетраторов показывает, что они могут реализовать следующие схемы экспериментов:
• «классическое» внедрение в грунт космического объекта и проведение исследований его характеристик;
• реактивные пенетраторы — это организация движения аппарата в грунте с помощью ракетного двигателя;
• сверхскоростные пенетраторы — внедрение пенетратора на скорости более 1 км/с происходит за счёт испарения головной части такого пенетратора;
• тросовые схемы — с КА на тросе в космическое тело внедряется ударник, берущий часть грунта, и при возврате есть возможность исследовать пробы на борту КА.
Отчасти к пенетраторам можно отнести две схемы таких устройств, которые уже реализованы для исследования астероидов:
• механические устройства внедрения в грунт на посадочном модуле;
• «пушка» для удара в космическое тело снарядом с целью последующего сбора и анализа разлетающихся частиц грунта.
На рис. 1 показана схема пенетра-торов, разработанных в различных лабораториях. Приведена литература ссылки на публикации о разработанных в разное время пенетраторах.
Пенетратор — незаменимый инструмент для исследования коренных пород космических объектов
Прежде всего, рассмотрим предполагаемые задачи исследований (т. е. разные космические экспедиции), решаемые с помощью пенетраторов.
В предлагаемых экспедициях рассмотрены следующие космические объекты: Марс, Луна, Европа, астероиды и кометы.
Конечно, в предполагаемых космических экспедициях прежде всего планируются исследования подповерхностных слоёв космических объектов.
1
Выполняющий отдельные функции
Якорснис с отбором проб 1.1
РЫНаефА) [15, 16]
Тросовая (Ш) [17, 181 Щ
Ударное воздействие 12 *
НауаЪиза {¡ар) [19, 20]
Выполняющий Исследовательские задачи
2.1 Структура
с разделяющимися частями
«Марс-%» СССР [2,3] I «Луна-Глоб» (РФ) [4] 4* Веер Брасе (Т/5,4) [5]
2.2 Моноблочная структура
^ Ьипаг-А (/ар) [6, 7] # МоопЫТЕ(СВ) [8,9] Ь АКОХ Европа (ЕЯА) [ ¡0, 11]
2.3 Реактивные структуры
4" МАИ (РФ) [12,13]
2.4 Сверхскоростные структуры
^в Гипсрскоростной (РФ) [14]
Рис. 1. Схема различных типов пенетраторов
Состав научных приборов в пене-траторах показан в табл. 1. При этом надо учесть, что научно-исследовательский комплекс, в системном исполнении допущенный до лётных испытаний, был создан только для двух проектов — «Марс-96» и ОвврБрасв [2, 3, 5]. Для других проектов такие комплексы рассматриваются на уровне различных этапов наземной экспериментальной отработки, поэтому предложения по составу могут меняться.
Наиболее важными характеристиками пенетратора для построения системы являются ударная перегрузка, скорость столкновения и глубина проникновения в грунт. В табл. 2 показаны данные параметры, но надо отметить, что для некоторых пенетраторов из этой таблицы проведены натурные эксперименты, а некоторые получены расчётным путём. В целом видим широкий диапазон полученных и планируемых ударных перегрузок.
Для проведения натурных испытаний на указанные ударные перегрузки потребуется создание сложного экспериментального оборудования.
Таблица 1
варианты аппаратуры для размещения в исследовательских пенетраторах
№ Научный комплекс Структура с разделяющимися частями Моноблочная структура Реакт. Сверхскор. Выполняющие отдельные функции
«Марс-96» «Луна-Глоб» Бввр Зрасв Ьипат-А Мооп И Азсоп МАИ (РФ) Гипер (РФ) ИауаЬша, РЫНав
1 Сейсмометр + акселерометр X X X X X X — — —
2 Ядерно-физ. спектрометр X X X X — — —
3 Термозонд X X X X X X — — —
4 ТВ-камера X X X X — — —
5 Метео X X X X — — —
6 Магнитометр X X X — — —
Служебные системы
1 Радиокомплекс X X X X X X — — —
2 Блок управления X X X X X X — — —
3 Энергопитание X X X X X X — — —
4 Двигательная установка X — —
Примечание. При составлении таблицы использованы источники [2-14, 17, 18];--нет сведений.
Предлагаемый состав научно-исследовательской аналитической аппаратуры предполагает получение следующих видов информации [2-11, 17, 18]:
• физико-химический состав грунта;
• термомеханические свойства грунта;
• сейсмические свойства;
• магнитные свойства космического объекта;
• метеорологическая обстановка (при размещении части пенетратора на поверхности объекта).
Помимо создания самих этих аналитических приборов необходимо создание служебного комплекса, обеспечивающего:
• электропитание (аккумуляторы, солнечные батареи или РИТЭГ (радиоизотопный термоэлектрогенератор);
• блок управления;
• радиокомплекс для передачи собранной научной информации;
• в отдельных вариантах — двигательные установки.
Проектирование и создание комплекса аппаратуры, работающего после ударного воздействия (достигающего 10 000 g) является сложной задачей для разработчиков приборов.
Таблица 2
механические характеристики различных типов пенетраторов
№ Тип пенетратора Назначение Масса, кг геометр. размеры, мм Макс. перегрузка, g Макс Kx ,м/с Макс. проникн., м Ист.
1 «Марс-96» (СССР) Спуск в атмосфере Марса, разделяющиеся части 110 D = 800 L = 1 500 800 60-80 4-6 [2, 3]
2 «Луна-Глоб» (РФ) Спуск на Луне, разделяющиеся части 239 D = 140-200 L = 1 040 800 100 3-6 [4]
3 DeepSpace ( US) Спуск на поверхность Марса, разделяющиеся части 0,670 D = 35 L = 105 60 100-200 0-6 [5]
6 Lunar-А (Jap) Спуск на поверхность Луны, монолитная конструкция 13 D = 160 L = 1 422 3 000 300 1-5 [6, 7]
4 MoonLITE (England) Спуск на Луну с торможением, монолитная конструкция 13 D = 56 L = 500 До 16 000 300 2-5 [8, 9]
5 Европа Akon/ Cliper (ESA/NASA) Спуск с торможением на Европу, монолитная конструкция 50 D=200 L=600 До 3000 100-500 305 [10, 11]
7 МАИ/МВТУ (РФ) Спуск на поверхность с V = 0, движение в грунте на ракетных двигателях 50 D = 200 L = 2 000 0 0 >10 [12, 13]
8 Гиперскоростной (РФ) Спуск на кометы, астероиды =100^200 D =150 L =3 000 5 000 500-3 000 1-5 [14]
9 Phile (контакт) (ESA) Посадочная станция с пенетраторами 2 D = 40 L = 400 0 0 0 [15, 16]
10 SCT (трос) (USA) Трос с устройством для захвата грунта и возврата его на борт спутника = 100 D =200 L =2 000 500-3 000 600 3-5 [17, 18]
11 Hayabusa (удар) (Jap) Удар медного снаряда с образованием осколков 2,5 D = 300 L = 220 500 2 000 1-10 [19, 20]
классификация пенетраторов
Рассмотрим некоторую классификацию пенетраторов. Прежде всего — по методу внедрения. Существуют три вида таких операций:
• торможение двигателем, спуск в атмосфере с использованием пассивных тормозных устройств, предполагаемый диапазон перегрузок 100...600 g;
• торможение двигателем, вертика-лизация и закрутка, предполагаемый диапазон перегрузок 500.3 000 g;
• внедрение без торможения, предполагаемый диапазон перегрузок до 16 000 ^
По виду конструкций это:
• разделяемый на две части (внедряемая и поверхностная);
• монолитный, т. е. без разделения.
Конечно, это условная классификация, но она позволяет в дальнейшем рассмотреть типы пенетраторов.
типы пенетраторов
Рассмотрим некоторые типы пене-траторов.
Наиболее известный и прошедший полный комплекс испытаний — это проект «Марс-96» [2, 3], обладающий полным комплектом приборов — от телевизионной камеры до сейсмографов (рис. 2).
Отделение от космического аппарата и автономный полёт пенетра-торов, как показано на рис. 2, б, начинается за три-пять суток до подлёта к Марсу, в результате чего зонды переходят на попадающую траекторию, обеспечивающую их внедрение в заданных районах Марса. По достижении атмосферы зонды сначала с помощью жёсткого конуса, а затем надувного тормозного устройства совершают аэродинамическое торможение до заданной скорости и внедряются в грунт Марса. При касании поверхности происходит разделение носовой и хвостовой частей. Внедряемая часть зонда с научной и служебной аппаратурой проникает в грунт на глубину 5-6 м, а хвостовая часть с остальной аппаратурой остаётся на поверхности. После внедрения зонда планировалось начать следующие научные исследования:
• получение телевизионных изображений поверхности Марса;
• накопление данных о метеорологических условиях на планете;
• определение элементного состава пород;
• определение содержания воды в марсианской породе;
• изучение сейсмоактивности Марса;
• исследование физико-механических характеристик грунта;
• определение магнитного поля и магнитных свойств породы. Передача полученной информации осуществляется на орбитальный аппарат.
Рассмотрим близкие по своим техническим характеристикам проекты пене-траторов с различным внутренним решением по реализации конструкции для применения в экспедициях на безатмосферные космические объекты. Это ряд проектов «Луна-Глоб» [4], Lunar-A [6, 7], MoonLITE [8, 9], Akon [10, 11].
а)
б)
Рис. 2. Пенетратор с разделяющимися частями на Марс [2, 3]: а — схема конструкции: 1 — сейсмометр 1; 2 — нейтронный детектор; 3 — термозонды; 4 — метеодатчики; 5 — датчик скорости ветра; 6 — магнитометр; 7 — ТВ-камера; 8 — гамма-спектрометр; 9 — а-; p-; X-спектрометры; 10 — акселерометр; 11 — сейсмометр 2; б — схема спуска: 1 — отделение пенетратора от КА; 2 — вход в атмосферу, V = 5,6 км/с; 3 — начало наполнения тормозной оболочки; 4 — конец наполнения тормозной оболочки и выдвижение контактного устройства; 5 — касание поверхности; 6 — внедрение в грунт, отделение хвостовой части; 7 — выполнение экспериментов, сбор и передача информации
Перечисленные проекты были хорошо проработаны, и некоторые из них дошли до стадии натурных экспериментов, которые отчасти продолжаются до сегодняшнего дня.
Проекты «Луна-Глоб» [4], Lunar-A [6, 7], MoonLITE [8, 9] были предназначены для исследования Луны, а проект Akon [10, 11] — для исследования Европы. Условно схемы их реализации показаны на рис. 3.
На этапе проекта «Луна-Глоб» [4] прорабатывался вариант КА для изучения Луны с орбиты её искусственного спутника и проведения контактных исследований при помощи внедряемых посадочных зондов — пенетраторов. Далее будет рассмотрена схема спуска таких пенетраторов на примере «Луна-Глоб».
Основные этапы посадки пенетратора представлены на рис. 3, а, сброс пенетраторов планировался с высоты орбиты 50 км.
Внедряемые зонды (рис. 3, а) были предназначены для решения следующих задач:
• получение данных о внутреннем строении Луны;
• определение вертикального градиента температуры, средних значений температуры и теплопроводности грунта;
• измерение локальных магнитных полей Луны;
• измерение механических и прочностных свойств грунта;
• фиксирование ударов микрометеоритов и микротресков.
а)
б)
в)
г)
Рис. 3. Пенетраторы для спуска в безатмосферном космическом объекте:
а — схема спуска «Луна-Глоб» [4]; б — схема пенетратора Lunar-А [6, 7]: 1 — акселерометр; 2 — литиевые батареи; 3 — термопары *3; 4 — электроника датчика; 5 — радиокомплекс, компьютер и т. д.; 6 — термометр; 7 — блок управления спуском; 8 — тормозной РДТТ; 9 — кронштейн интерфейса с ОА; 10 — интерфейс с ОА; 11 — антенна; 12 — датчики теплопроводности; 13, 16 — термометры; 14 — двухосный подвес (наклономер, сейсмометры); 15 — корпус пенетратора; в — общий вид MoonLITE [8, 9]; г — общий вид Akon [10, 11]
Районы предполагаемого внедрения двух зондов должны находиться в экваториальной области, на расстоянии не менее 1 000 км друг от друга, а третий должен располагаться на расстоянии ~1 000 км от экваториальной области по широте.
Измерения, которые должны были быть выполнены в трёх местах установки трёхкомпонентных сейсмометров зондов, должны были осуществлять триангуляцию источников сейсмических событий, т. е. с высокой степенью точности определять координаты очагов лунотрясений.
Трёхкомпонентный датчик магнитометра должен был измерять локальные магнитные поля Луны. Эти данные по магнитным полям были необходимы для анализа сейсмической информации, так как механические усилия, воздействующие на горные породы, изменяют их намагниченность, что, в свою очередь, приводит к изменению поверхностного магнитного поля.
В состав научных приборов внедряемых зондов также должен был входить трёхосный акселерометр, который позволял получить данные о механических и прочностных свойствах грунта в месте внедрения пенетратора. Акселерометр является средством для измерения динамики соударения пенетратора с грунтом. Целью эксперимента являлось получение соотношения скорость - время заглубления - время для всего процесса внедрения пенетратора в грунт.
Внедряемый зонд, заглублённый на несколько метров в поверхность и оснащённый точными термодетекторами, мог обеспечить измерение этих трёх параметров. При проведении измерений на разной глубине внедрения зондов возможно было бы определить тепло-физические свойства приповерхностного слоя грунта, такие как теплоёмкость, теплопроводность и температуропроводность.
Служебный комплекс зонда планировалось реализовать из блока управления, предназначенного для сбора и обработки информации с научных приборов, управления радиокомплексом и контроля состояния всех систем зонда.
Радиосистема внедряемого зонда должна была функционировать после внедрения в поверхность Луны
и передавать научную информацию на борт орбитального аппарата по запросу его передатчика.
Радиосистема внедряемого зонда должна была иметь одну приёмопередающую антенну, диаграмма направленности которой охватывала бы полусферу над поверхностью Луны.
Система энергопитания должна была состоять из солнечной батареи, которая после внедрения зонда оставалась на его отделяемой части на поверхности Луны. Вторая часть системы энергопитания — это химические аккумуляторы.
Особенностью такого комплекса являлось обеспечение работоспособности всех его систем и узлов при ударе 500 g.
Рассмотрим следующую миссию в ряду этого типа пенетраторов Lunar-А [6, 7] (рис. 3, б). Данный тип пенетраторов повторил вариант «Луна-Глоб», но опередил его по степени готовности. Были созданы аппараты с полным комплектом аппаратуры и прошли комплекс испытаний, включая ударные испытания, к сожалению, неудачные. Планировался сброс двух пенетраторов на видимую и обратную стороны Луны. Планировались длительные сейсмические наблюдения, измерение теплового потока. Длительность миссии — один год.
Следующим лунным пенетратором является английская разработка MoonLITE. Его общий вид показан на рис. 3, в. MoonLITE — это предполагаемая британская лунная научная миссия с участием четырёх научных пенетраторов, которые должны были проводить измерения на месте в удалённых друг от друга местах на Луне. Предполагалось, что MoonLITE создаст первую глобальную лунную сеть с узлами на ближней и дальней сторонах и в постоянно затенённых кратерах. С такой сетью MoonLITE смогла бы многое узнать о внутренней части Луны, включая характеристики её ядра. Пенетраторы на полюсах должны были найти и охарактеризовать замороженные летучие вещества, возможно, кометного происхождения, имеющие большое значение как для будущего освоения Луны человеком, так и для астробиологии. Пенетраторы MoonLITE достигнут Луны со скоростью более 300 м/с, поэтому должны выдерживать силы, связанные с этим ударом.
Первоначально космическая платформа должна была выйти на круговую орбиту высотой 100 км, и на высоте ~40 км от поверхности должны были отделиться пенетраторы. Полёт пенетратора должен был протекать следующим образом: после 3,5 мин свободного падения система PenetratorDe livery должна была перестроиться таким образом, чтобы обеспечить почти вертикальное внедрение. Окончательная скорость удара должна была составить примерно 350 м/с.
Комплект инструментов пенетратора (см. рис. 3, в) должен был включать в себя следующие приборы:
• узел акселерометра/наклона;
• микроэлектромеханическую систему (МЭМС) - микросейсмометр;
• датчики давления, импеданс-спектрометр, компактный масс-спектрометр;
• систему отбора проб и термоконтроля, основанную на буровой установке и пиротехническом устройстве для запечатывания объёма пробы на основе NASA Deep Space 2 [5] ;
• термодатчики;
• микроскоп;
• датчик излучения;
• магнитометр;
• ТВ-камеру спуска.
Конструкторы миссии MoonLITE [8, 9]
предложили на время транспортировки превращать доставляемую аппаратуру в монолитное изделие без пустот и подвижных элементов путём их заливки твёрдым компаундом, а после остановки (торможения) пенетратора в исследуемом теле испарять компаунд и восстанавливать аппаратуру в начальном рабочем состоянии. В качестве материала для компаунда было предложено использовать нафталин, который полностью испаряется при нагревании. Проведённые испытания показали эффективность этого метода: пенетратор на скорости в несколько километров в секунду внедрялся в ледяную мишень, и после этого вся размещённая в пенетраторе аппаратура оказывалась работоспособной. Ударные ускорения в эксперименте составили ~15 000 g.
Предполагалось размещать пенетра-торы в различных тщательно выбранных местах, никогда ранее не исследованных (включая полюсы и обратную сторону Луны).
Спутник Юпитера Европа — один из самых интересных объектов нашей Солнечной системы. Это тело шириной 2 000 км имеет геологически молодую твёрдую водную ледяную корку, которая, как полагают, покрывает глобальный океан жидкой воды. Присутствие этого океана вместе с источником тепла за счёт приливных сил делает Европу идеальным местом для внеземной жизни. Научные доводы в пользу изучения всех аспектов этого ледяного мира убедительны.
Высокоскоростной посадочный модуль — пенетратор, безусловно, является наиболее многообещающей технологией для реализации этого последнего варианта в рамках ожидаемых ограничений по массе, и исследования такого жёсткого посадочного модуля в настоящее время находятся на хорошем уровне. Пенетратор будет внедряться в поверхность Европы со скоростью несколько сотен метров в секунду и перемещаться на несколько метров внутрь поверхности Европы.
Рабочее название этого предложения — Акон (Ак^ота) [10, 11], в честь копья, подаренного Европе Зевсом в древнегреческой мифологии.
Общий вид внедряемой части показан на рис. 3, г. Техническое решение при создании такого пенетратора достаточно оригинально — это, прежде всего, специальная многослойная структура на основе вспененного алюминия [10], создание термостата в конструкции пенетратора для защиты приборов от критических температур.
Создатели этого пенетратора провели много ударных испытаний в ледниковые массивы.
Реактивные пенетраторы. Возможны три варианта запуска подобных пенетраторов [12, 13].
Первый вариант предусматривает сброс пенетратора с посадочного модуля, имеющего некоторую скорость. При этом проникновение в грунт происходит по инерции за счёт кинетической энергии пенетратора.
Второй вариант осуществляется путём запуска реактивного двигателя пенетратора с посадочного модуля, находящегося на поверхности Луны. В этом случае движение пенетратора в грунте происходит за счёт тяги твёрдотопливного ракетного двигателя.
является комби-и осуществляется с поса-некото-двигате-движения
Третий вариант нацией первых двух путём сброса пенетратора дочного модуля, имеющего рую скорость. Включение ля производится на участке пенетратора по инерции.
Используя пенетратор с ракетным двигателем твёрдого топлива, можно при существенно меньшем уровне перегрузки достигать больших глубин проникания в реголит.
В том случае, когда пенетратор запускается с поверхности Луны с нулевой скоростью входа в реголит, тяга двигателя должна в обязательном порядке быть больше статического сопротивления среды (иначе движение в лунном грунте не произойдет).
В том случае, когда реактивный пенетратор предназначен для доставки приборного отсека на некоторую глубину подповерхностного слоя Луны, его траектория движения характеризуется следующими участками (рис. 4, а):
1) движение в прилунном пространстве по инерции;
2) разгон в прилунном пространстве с помощью двигателя;
3) движение пенетратора в реголите по инерции до включения двигательной установки;
а)
б)
Рис. 4. Проект реактивного пенетратора МАИ [12, 13]: а
б — схема движения; в — общий вид (цилиндроконический и конический)
4) движение в лунном грунте с включённым двигателем;
5) движение в грунте по инерции после выключения двигателя.
Предполагаемые виды компоновочных схем пенетраторов показаны на рис. 4, в.
Гиперскоростной пенетратор. Рассмотрим схему этого пенетратора, которая позволит сохранить в рабочем состоянии исследовательскую аппаратуру даже при гиперскоростном ударе (т. е. при столкновении зонда с мишенью на скорости, превышающей скорость звука в его материале). Решение задачи заключается в том, чтобы гиперскоростной пенетратор встречался с мишенью наконечником, который в точке контакта с мишенью тоже будет разрушаться. Конструкция пене-тратора должна быть выполнена таким образом, чтобы за время разрушения наконечника хвостовая часть пенетратора с полезной нагрузкой успела затормозиться до безопасной скорости без её разрушения.
В точке контакта ударника и мишени возникает слой разрушенного вещества соударяющихся тел. Если скорость движения тел превышает скорость звука в их веществе, разрушенное вещество полностью испаряется до атомарного или даже плазменного состояния. При этом менее прочное вещество разрушается быстрее, в нём возникает и углубляется каверна, а точка контакта движется вглубь каверны с остаточной скоростью встречи теряющих взаимную скорость тел.
Сила давления в газовой прослойке равна давлению набегающего потока вещества мишени на пенетратор, умноженному на площадь текущего острия наконечника. Это давление передаётся всему пенетратору со скоростью звука в его веществе. Эта картина высокоскоростного взаимодействия ударника и мишени, конечно же, сильно упрощена, но она позволяет при определённых предположениях о плотности и прочности мишени и известных технических параметрах
в)
схема спуска;
пенетратора рассчитать размер и сечение наконечника пенетратора, благодаря которым его хвостовик после полного разрушения его наконечника затормозится до приемлемой величины (рис. 5, б).
После торможения хвостовика пене-тратора до скорости несколько километров в секунду должно быть применено окончательное торможение капсулы с полезной нагрузкой в теле мишени по этому способу [14].
Скорости межпланетных аппаратов составляют более 30 км/с относительно Солнца, а скорости сближения даже с телами Главного пояса астероидов, движущимися с ними в попутном направлении, обычно превышают 15 км/с. Для того чтобы повысить допустимую скорость встречи пенетратора с объектом исследования, необходимо разработать исследовательскую аппаратуру, выдерживающую ударную нагрузку в десятки тысяч g.
>1-п—(иииииииииш-
а)
б)
Рис. 5. Проект гиперскоростного пенетратора [14]: а —
схема пенетратора; б — стадии внедрения в космическое тело
Нужно только рассчитать параметры наконечника, при которых давление на пенетратор со стороны газовой прослойки между мишенью и пенетратором обеспечивало бы торможение пенетра-тора в заданных границах.
Концепция скоростного пенетратора, связанного с помощью троса с КА
Данная концепция предусматривает создание КА для возврата образцов грунта. Он будет нести шесть ракето-образных пенетраторов, которые будут сбрасываться на космическое тело с орбиты или во время пролёта над ним с использованием космического троса длиной в несколько миль, связывающего пенетратор с КА (рис. 6) [17, 18].
Устройство-:
забора
б)
Рис. 6. Схема тросового пенетратора: а — схема запуска; б — компоновка носовой части для отбора проб [17, 18] (Image: ©Chad Truitt, University of Washington)
Предполагается, что контакт поверхности космического тела и пене-тратора будет осуществляться на высокой скорости — до 1 км/с, и пенетратор будет уходить под поверхность до гашения кинетической энергии. Во время внедрения пенетратора в грунт его полая часть соберёт внутрь некоторое количество материала космического тела в объём данного пене-тратора. В дальнейшем трос с пенетра-тором (пробами) втягивается внутрь КА для последующего возвращения отобраных проб грунта на Землю. Использование шести пенетраторов, связанных тросами с КА, позволит осуществить забор нескольких проб грунта.
Взятие нескольких образцов значительно снижает затраты, а научная отдача будет значительной, потому что можно получить данные по различным участкам поверхности космического тела.
Исследователи показали, что целями экспедиций по возвращению образцов с применением пенетраторов могут быть космические объекты размером от крошечных астероидов до спутников Юпитера (Европа), Меркурия и других планет.
На Земле возможно использовать систему пенетратора, связанного тросом с летательным аппаратом, для взятия проб из экстремальных или опасных сред — таких как Артика, вулканы или районы, поражённые техногенной аварией.
Прототипы прошли комплекс испытаний и были недавно внедрены в землю во время полевых испытаний в пустыне Блэк-Рок в Неваде, показали хорошие результаты при скорости до 1 450 км/ч [17, 18]. Была испытана конструкция пробоотборника пенетра-тора, способная выдерживать сверхзвуковые скорости удара и собрать твёрдый керн из геологических материалов без необходимости бурового оборудования. С помощью моделирования и полевых испытаний показано, что пенетраторы на скоростях до 600 м/с сохраняют общую структурную целостность конструкции. Первые испытания продемонстрировали потенциал живучести на этих скоростях. Вторая серия полётов продемонстрировала сбор образцов керна с частичным выбросом контейнера для возврата образцов.
Третья серия полётов продемонстрировала самовыброс системы возврата пробы в полностью неповреждённом состоянии и с сохранением керна полной стратиграфии пласта породы.
Заключение
До лётных испытаний были доведены пенетраторы станций «Марс-96» и Mars Polar Lander. Оба предназначались для исследований Марса. «Марс-96» постигла неудача на орбите Земли, Mars Polar Lander — на орбите Марса. По-видимому, оба зонда достигли Марса без поломок, однако после совершения жёсткой посадки на связь так и не вышли.
Несмотря на то, что на сегодняшний день ни одна миссия с применением ударных проникающих зондов, выполняющих исследовательские задачи, не увенчалась успехом, использование пенетраторов остаётся актуальным техническим решением, применение которого обладает целым рядом преимуществ при проведении космических исследований планет и небольших небесных тел. Представленный в статье обзор целевых задач показывает, что спектр исследований, которые можно выполнить при помощи пенетраторов, достаточно широк, а сравнительно небольшая масса позволяет за счёт запуска одного КА, как показано при разработке проекта MetNet [21], доставлять на поверхность планет несколько зондов, создавая тем самым небольшую сеть долгоживущих станций, обеспечивающих динамические измерения исследуемых параметров планеты или небольшого небесного тела.
Таким образом, как показано в статье, пенетратор во всех своих разнообразных схемах является перспективным инструментом для исследования космических тел. Также такой инструмент будет весьма востребован и при разработке систем планетарной защиты от астероидов и других космических тел, как показано в работе [22].
Список литературы
1. Ralph D. Lorenz Planetar penetrators: Their origins, history and future // Advances in Space Research. 3 August 2011. V. 48. Issue 3. P. 403-431. Режим доступа:
https://doi.org/10.1016/j.asr.2011.03.033 (дата обращения 29.03.2022 г.).
2. Galeev A.A. Russian program of planetary missions // Acta Astronautica. 1996. V. 39. Issues 1-4. P. 9-14.
3. Surkov Yu.A, Kremnev R.S. Mars-96 mission: Mars exploration with the use of penetrators // Planet. Space Sci. 1998. V. 46. № 11/12. P. 1689-1696.
4. Фундаментальные космические исследования. Кн. 2. Солнечная система / Под ред. Райкунова Г.Г. М.: Физматлит, 2014. 456 с.
5. Report on the Loss of the Mars Polar Lander and Deep Space 2 Missions // JPL Special Review Board, 22 March 2000, JPL D-18709 — page xi.
6. Mizutani H., Kohno M., Nakajima S., Fujimura A., Kawaguchi J., Saito H., Hinada M. Japanese lunar mission, LUNAR-A // Acta Astronautica. 1995. V. 35. P. 323-327. Режим доступа: https:// doi.org/10.1016/0094-5765(94)00197-T (дата обращения 29.03.2022 г.).
7. Shiraishi S., Tanaka A., Fujimura H., Hayakawa H. The present status of the Japanese Penetrator Mission: LUNAR-A // Advances in Space Research. 18 July 2008. V. 42. Issue 2. P. 386-393.
8. Gowen R., Smith A., Winter B., Theobald C., Rees K., Ball A., Hagermann A., Sherdian S., Brown P., Oddy T., Dougherty M., Church P., Gao Y, Jones A. & Joy K. (2008) An update on MoonLITE // In: International Astronautical Federation — 59th International Astronautical Congress 2008, IAC 2008. 7. 59th International Astronautical Congress, Glasgow, 29.09.2008-03.10.2008. International Astronautical Federation. P. 4359-4369.
9. Gao Yang, Phipps A., Taylor M., Crawford I.A., Ball A.J., Wilson L., Parker D., Sweeting M., da Silva Curiel A., Davies P., Baker A., Pike W.T., Smith A., Gowen R. Lunar science with affordable small spacecraft technologies: MoonLITE and Moonraker // Planetary and Space Science. March 2008. Vol. 56. Issues 3-4. P. 368-377. Режим доступа: https://doi. org/10.1016/j.pss.2007.11.005 (дата обращения 29.03.2022 г.).
10. CDF Study Report CLEO/P Assessment of a Europa Penetrator Mission as Part of NASA Clipper Mission CDF-154(E) Public. April 2015. Р. 170.
11. Gowen R., Smith A., Fortes A., Barber S, Brown P., Church P., Collinson G., Coates A., Collins G., Crawford I., Dehant V. Chela-Flores J., Griffiths A., Grindrod P.,
Hagermann A. Penetrators for in situ subsurface investigations of Europa // Advances in Space Research. 2011. V. 48. Issue 4. P. 725-742. Режим доступа: https://doi.org/10.1016/jMsr.2010.06.026 (дата обращения 29.03.2022 г.).
12. Галеев А.Г., Гусев Е.В., Радчен-ко В.В., Садретдинова Э.Р. Выбор параметров пенетратора, входящего в лунный грунт с нулевой скоростью / / Электронный журнал «Труды МАИ».
2013. Вып. 64. 23 с. Режим доступа: https://mai.ru/upload/iblock/998/rus.pdf (дата обращения 29.03.2022 г.).
13. Садретдинова Э.Р. Метод выбора проектных параметров реактивных пенетраторов для движения в лунном грунте: Дис. ... канд. тех. наук / М.: МАИ,
2014. 136 с.
14. Багров А.В., Сысоев В.К. Концепция скоростного пенетратора для доставки полезной нагрузки на космические тела // Космические исследования.
2015. Т. 53. № 6. С. 521-529.
15. Bibring J.-P., Rosenbauer М, Boehnhardt H, Ulamec S., Biele J, Espinasse S, Feuerbacher B., Gaudon P., Hemmerich P., Kletzkine P., Moura D, Mugnuolo R, Nietner G., Pätz B., Roll R., Scheuerle H, Szegö K., Wittmann K. The Rosetta Lander («Philae») Investigations // Space Sci. Rev. 2007. 128. P. 205-220. Режим доступа: https://doi.org/10.1007/ s11214-006-9138-2 (дата обращения 29.03.2022 г.).
16. Grygorczuk J., Banaszkiewicz M, Seweryn K, Wisniewski L, Wawrzaszek R. Space penetrators — Rosetta case study // 18th International Conference on methods & models in automation & robotics (MMAR), Miedzyzdroje, 2013. P. 441-447. DOI: 10.11.09/MMAR.2013.6669949.
17. Winglee R.M., Truitt C, Shibata R. High velocity penetrators used a potential means for attaining core sample for airless solar system objects // Acta Astronautica. 2017. V. 137. P. 274-286. Режим доступа: https:/doi.org/10.1016/j. actaastro.2017.04.022 (дата обращения 29.03.2022 г.).
18. Winglee R., Robinson T.L., Danner M, Koch J. Cry o-braking using penetrators for enhanced capabilities for the potential landing of payloads on icy solar system objects // Acta Astronautica. March 2018. V. 144. P. 136-146. Режим доступа: https:// doi.org/10. 1016/j.actaastro.2017.12.019 (дата обращения 29.03.2022 г.).
19. Takanao Saiki, Hirotaka Sawada, Chisato Okamoto, Hajime Yano, Yasuhiko Takagi, Yasuhiro Akahoshi, Makoto Yoshikawa. Small carry-on impactor of Hayabusa 2 mission // Acta Astronautica. March-April 2013. V. 84. P. 227-236. DOI: https:// doi.org/10.1016/j.actaastro.2012.11.010
20. Saiki T., Imamura H., Arakawa M., Wada K., Takagi Y, Hayakawa M, Shirai K., Yano H, Okamoto C. The Small Carry-on Impactor (SCI) and the Hayabusa2 Impact Experiment // Space Science Reviews. 2017. 208. P. 165-186. D0I:10.1007/s11214-016-0297-5.
21. Harri A.-M., Makkonen P., Pelline R., Polkko J., Siili T., Vorontsov V., Polyakov A., Ivankov A., Finchenko V., Linkin V., Gotlib V., Lipatov A. Mars atmospheric science network — METNET // Proceedings of the 55 th International Astronautical Conference, № IAC-04-IAA.3.7.2.02, 2004.
22. Зайцев А.В., Петров Д.В., Ногин В.Н., Елсуков В.П., Краснослабод-цев Д.А., Симоненко В.А., Сорока А.И. Многоцелевые экспедиции к астероидам, пролетающим вблизи Земли // Воздушно-космическая сфера. 2018. № 2(95). С. 22-29.
Статья поступила в редакцию 04.05.2021 г. Окончательный вариант — 23.08.2021 г.
References
1. Ralph D. Lorenz Planetar penetrators: Their origins, history and future. Advances in Space Research, 3 August 2011, vol. 48, issue 3, pp. 403 -431. Available at: https://doi.org/10.1016/j.asr.2011.03.033 (accessed 29.03.2022).
2. Galeev A.A. Russian program of planetary missions. Acta Astronautica, 1996, vol. 39, issues 1-4, pp. 9-14.
3. Surkov Yu.A., Kremnev R.S. Mars-96 mission: Mars exploration with the use of penetrators. Planet. Space Sci, 1998, vol. 46, no. 11/12, pp. 1689-1696.
4. Fundamental'nye kosmicheskie issledovaniya. Book 2. Solnechnaya sistema [Fundamental space research. Book 2. Solar system]. Ed. by Raikunov G.G. Moscow, Fizmatlitpubl., 2014. 456p.
5. Report on the loss of the Mars Polar Lander and Deep Space 2 Missions. JPL Special Review Board, 22 March 2000, JPL D-18709 — page xi.
6. Mizutani H., Kohno M., Nakajima S., Fujimura A., Kawaguchi J., Saito H, Hinada M. Japanese lunar mission, LUNAR-A. Acta Astronautica, 1995, vol. 35, pp. 323-32. Available at: https://doi.org/10.1016/ 0094-5765(94)00197-T (accessed 29.032022).
7. Shiraishi S, Tanaka A., Fujimura H, Hayakawa H. The present status of the Japanese Penetrator Mission: LUNAR-A. Advances in Space Research, 18July 2008, vol. 42, issue 2, pp. 386-393.
8. Gowen R, Smith A., Winter B., Theobald C, Rees K., Ball A., Hagermann A., Sherdian S., Brown P., Oddy T, Dougherty M, Church P., Gao Y., Jones A. & Joy K. An update on MoonLITE. In: International Astronautical Federation - 59th International Astronautical Congress 2008, IAC 2008. 7. 59th International Astronautical Congress, Glasgow, 29.09.2008-03.10.2008. International Astronautical Federation, pp. 4359-4369.
9. Gao Yang, Phipps A., Taylor M., Crawford I.A., Ball A.J., Wilson L, Parker D., Sweeting M, da Silva Curiel A., Davies P., Baker A., Pike W.T., Smith A., Gowen R. Lunar science with affordable small spacecraft technologies: MoonLITE and Moonraker. Planetary and Space Science, March 2008, vol. 56, issues 3-4, pp. 368-377. Available at: https://doi.org/10.1016/j.pss.2007.11.005 (accessed 29.03.2022).
10. CDF Study Report CLEO/P Assessment of a Europa Penetrator Mission as Part of NASA Clipper Mission CDF-154(E). April 2015, p. 170.
11. Gowen R, Smith A., Fortes A., Barber S., Brown P., Church P., Collinson G., Coates A., Collins G., Crawford I., Dehant V., Chela-Flores J., Griffiths A., Grindrod P., Hagermann A. Penetrators for in situ subsurface investigations of Europa. Advances in Space Research, 2011, vol. 48, issue 4, pp. 725-742. Available at: https://doi.org/10.1016/j.asr.2010.06.026 (accessed 29.03.2022).
12. Galeev A.G., Gusev E.V., Radchenko V.V., Sadretdinova E.R. Vybor parametrov penetratora, vkhodyashchego v lunnyi grunt s nulevoi skorost'yu [Selecting parameters for a penetrator entering the lunar soil at zero velocity]. Trudy MAI, 2013, issue 64, 6 p. Available at: https://mai.ru/upload/iblock/998/rus.pdf (accessed 29.03.2022).
13. Sadretdinova E.R. Metod vybora proektnykh parametrov reaktivnykh penetratorov dlya dvizheniya v lunnom grunte: Dis. ... kand. tekh. nauk [A method of selecting design parameters for propulsive penetrators to move in the lunar soil: Engineering Science Candidate's thesis]. Moscow, MAI publ., 2014. 136 p.
14. Bagrov A.V., Sysoev V.K. Kontseptsiya skorostnogo penetratora dlya dostavki poleznoi nagruzki na kosmicheskie tela [A concept of a high-velocity penetrator to deliver payloads to space bodies]. Kosmicheskie issledovaniya, 2015, vol. 53, no. 6, pp. 521-529.
15. Bibring J.-P., Rosenbauer M, Boehnhardt H, Ulamec S, Biele J., Espinasse S, Feuerbacher B., Gaudon P., Hemmerich P., Kletzkine P., Moura D., Mugnuolo R, Nietner G., Pätz B., Roll R., Scheuerle H., Szegö K, Wittmann K. The Rosetta Lander («Philae») Investigations. Space Sci. Rev., 2007, 128, pp. 205-220. Available at: https://doi.org/10.1007/s11214-006-9138-2 (accessed 29.03.2022).
16. Grygorczuk J., Banaszkiewicz M., Seweryn K., Wisniewski L., Wawrzaszek R. Space penetrators — Rosetta case study. 18th International Conference on methods & models in automation & robotics (MMAR), Miedzyzdroje, 2013, pp. 441-447. DOI: 10.11.09/MMAR.2013.6669949.
17. Winglee R.M., Truitt C., Shibata R. High velocity penetrators used a potential means for attaining core sample for airless solar system objects. Acta Astronautica, 2017, vol. 137, pp. 274-286. Available at: https:/doi.org/10.1016/j.actaastro.2017.04.022 (accessed 29.03.2022).
18. Winglee R., Robinson T.L., Danner M., Koch J. Cryo-braking using penetrators for enhanced capabilities for the potential landing of payloads on icy solar system objects. Acta Astronautica, March 2018, vol. 144, pp. 136-146. Available at: https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2017.12.019 (accessed 29.03.2022).
19. Takanao Saiki, Hirotaka Sawada, Chisato Okamoto, Hajime Yano, Yasuhiko Takagi, Yasuhiro Akahoshi, Makoto Yoshikawa. Small carry-on impactor of Hayabusa 2 mission. Acta Astronautica, March-April 2013, vol. 84, pp. 227-236. DOI: https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2012.11.010.
20. Saiki T., Imamura H, Arakawa M., Wada K., Takagi Y., Hayakawa M., Shirai K., Yano H, Okamoto C. The Small Carry-on Impactor (SCI) and the Hayabusa2 Impact Experiment. Space Science Reviews, 2017, 208, pp. 165-186. DOI: 10.1007/s11214-016-0297-5.
21. Harri A.-M, Makkonen P., Pelline R, Polkko J., Siili T., Vorontsov V., Polyakov A., Ivankov A., Finchenko V., Linkin V., Gotlib V., Lipatov A. Mars atmospheric science network — METNET. Proceedings of the 55th International Astronautical Conference, № IAC-04-IAA.3.7.2.02, 2004.
22. Zaitsev A.V., Petrov D.V., Nogin V.N., Elsukov V.P., Krasnoslabodtsev D.A., Simonenko V.A., Soroka A.I. Mnogotselevye ekspeditsii k asteroidam, proletayushchim vblizi Zemli [Multipurpose missions to near-Earth asteroids]. Vozdushno-kosmicheskaya sfera, 2018, no. 2(95), pp. 22-29.
