Облик марсианского взлетно-посадочного корабля.

 

За основу взлетного корабля взят взлетно-посадочный комплекс РКК «Энергия», состоящего из взлетного модуля и взлетной кабины.

 

 

В чем отличие проекта РКК «Энергия»? В данном проекте нет посадочного корабля. Посадочный комплекс состоит из первой взлетной ступени и второй ступени со взлетной кабиной.

Взлетная кабина состоит из командного и агрегатного отсека. Габариты кабины: 3000мм Х 2800мм, габариты агрегатного отсека: 3000мм Х 0.6 м.

 

В состав командного отсека входит:

 

Экипаж и снаряжение, кг - 430

Конструкция, кг - 710

Системы, кг -1085

Резерв, кг - 230

Агрегатный отсек:

Топливо, кг -600

Конструкция, кг -200

Системы, кг -845

Резерв, кг -200

 

Взлетный модуль состоит из 1 ступени и 2 ступени. Габариты 1 и 2 ступени: 4800 мм х 1.4м. Общая масса конструкции 2 ступени – 500 кг,

1 ступени – 1750 кг. Масса топлива 2 ступени – 2550 кг, 1 ступени – 12150 кг

Полная масса взлетного модуля – 21250 кг.

Взлетный модуль РКК «Энергия» мы разместили вместе с марсоходом «герметичного» типа.

Герметичный марсоход размещается под взлетным модулем. Общая высота, учитывая марсоход с взлетным модулем, равняется 7.4 метрам. Также в состав ВПК входит лобовой защитный экран размером до 30 метров и высотой до 5 метров. Лобовой экран изготовлен из углепластика.

В центре, отверстие размером 8 м, специально для отделения взлетного модуля во время спуска. В нижней части крепится трансформирующаяся донная часть. На ней устанавливается герметичный марсоход.

Сверху, на взлетный комплекс надевается стерилизационный защитный чехол (кожух), крепится к периферийному шпангоуту лобового экрана и имеет пиротехническую систему отделения от него.

Посадочные опоры взлетного комплекса стоят на периферийных шпангоутах трансформирующейся донной части.

Парашютная система и парашюты в нашем проекте не предусматриваются. Вместо парашюта используется лобовой защитный кожух или надувные тепловые экраны.

 

Рис. 11. Надувной тепловой экран

 

 

Мягкая посадка на поверхности планеты предполагает гашение скорости посадочной платформы при подходе к поверхности практически до нуля на момент касания посадочными опорами о поверхность.

 

 

 

Рис. 12. Тепловой экран

 

На первом этапе, происходит основное уменьшение скорости аппарата с гиперзвуковой (в момент входа в атмосферу Марса число Маха М~2.9) до посадочной скорости (число Маха M~0.8). При этом минимальный скоростной напор равен 4301 Н/м².

На втором этапе, в процессе дальнейшего спуска ВПК тормозится до посадочной скорости, составляющей 48,5…57 м/с для уровня поверхности, 44,6…52,8 м/с для уровня поверхности Н=2 км. Скорость соударения 1.5 – 3.3 м/с.

 

 

Рис. 13. Посадка посадочного аппарата

 

 

Скорость входа в атмосферу Марса составляет 4.6 км/с, угол входа 16.5 градусов. Лобовой экран защищает спускаемый аппарат от высоких температур с аэродинамическим количеством 1.0 – 1.5. См. рис. 6. в конце работы.