Обеспечение траекторных операций при вводе в действие марсианского аэростата

Дальнейшим развитием аэростата как средства исследования планет является проект марсианского аэростата экспедиции «Марс–98», предназначенный для исследования нижней атмосферы и поверхности Марса

 [9, 13].

Десантный аппарат предназначен для доставки с орбиты искусственного спутника в атмосферу Марса АЗ и марсохода.

Конструктивно десантный аппарат (рис. 8) состоит из конического аэродинамического экрана с теплозащитой, АЗ, тормозной парашютной системы, помещенной в герметичный контейнер. Контейнер связан с АЗ ферменной конструкцией, внутри которой размещен марсоход.

На корпусе АЗ установлены системы десантного аппарата: радиосистема с антенно-фидерным устройством, системы автоматики, управления, электропитания.

Аэростатный зонд обеспечивает доставку в атмосферу Марса и развертывание плавающей аэростатной станции. Он представляет собой автономную систему, размещенную на аэродинамическом экране десантного аппарата (рис. 9). АЗ включает в себя плавающую аэростатную станцию (ПАС), парашютную систему (ПС), системы наполнения (СН), пироавтоматики, электроавтоматики и энергообеспечения.

Парашютная система обеспечивает режимы снижения, при которых допустим ввод в действие аэростатной оболочки, а также разделение аэростата и системы наполнения. В состав аэростатной парашютной системы входит основной парашют с куполом конусной формы площадью 400 м² и контейнер парашютной системы.

Система наполнения предназначена для хранения подъемного газа (гелия) и подачи его в оболочку ПАС. Система наполнения состоит из баллонов высокого давления, соединенных коллектором, и вспомогательного оборудования.

Конструктивно АЗ представляет собой герметичный контейнер конической формы. В верхней его части размещен контейнер основного парашюта, а внутри уложена ПАС, которая состоит из аэростатной оболочки, гондолы и гайдропа. Верхний полюс аэростатной оболочки жестко крепится к устройству, обеспечивающему вынос его за нижний срез контейнера перед наполнением оболочки. К нижнему полюсу фалами последовательно крепятся гондола и гайдроп. На внешней конической поверхности контейнера установлена система наполнения аэростатной оболочки гелием, состоящая из шаробаллонов высокого давления, объединенных коллектором, и оборудования наполнения.

Разделение элементов конструкции АЗ и развертывание ПАС обеспечивают системы пироавтоматики, электроавтоматики и энергопитания в соответствии с принятой логикой работы.

Плавающей аэростатной станции (рис. 10), доставляемой в атмосферу десантным аппаратом, отводится важная роль по осуществлению непосредственного изучения атмосферы и поверхности.

ПАС представляет собой закрытый газовый аэростат избыточного давления и состоит из аэростатной оболочки цилиндрической формы объемом 5500 м³, наполненной гелием, гондолы и гайдропа, последовательно соединенных между собой фалами и подвешенных к нижнему полюсу оболочки. Массовые характеристики  ПАС приведены в табл. 2.

Таблица 2

Массовые характеристики ПАС

Системы	Масса, кг
Гондола	15,0
Гайдроп	13,5
Аэростат	24,4
Оболочка	19,5
Оборудование оболочки	3,1
· полюс верхний	1,1
· полюс нижний	1,0
· служебная аппаратура	0,4
· пневматическое оборудование	0,6
Связи	1,8
· аэростат–гондола	1,0
· гондола–гайдроп	0,8
Резерв	6,1
Газ в оболочке	6,4
ПАС в сборе (летная конфигурация)	65,4

Аэростатная оболочка служит вместилищем подъемного газа гелия, в выполненном состоянии имеет форму цилиндра высотой 42 м и диаметром 13,2м. Оболочка изготавливается из полиэтилентерефталатной пленки толщиной 6 мкм. Основные характеристики аэростатной оболочки сведены в

 

Таблица 3.

Гондола представляет собой комплекс научной и служебной аппаратуры, жестко закрепленной на приборной раме и снаружи закрытой теплоизоляционным кожухом [13]. Датчики магнитометра расположены за пределами кожуха на боковой штанге, а антенна радиосистемы и датчики температуры и влажности –

на фалах. На контакт с грунтом гондола не рассчитана.

Гайдроп представляет собой многозвенную конструкцию из 26 сегментов. Гайдроп обеспечивает безопасность аэростатной оболочки и гондолы при посадках на поверхность и движении по ней. Внутри сегментов гайдропа размещены научная аппаратура, источник питания и передатчик связи с гондолой.

 

Таблица 3

Основные характеристики оболочки

Число полотнищ	28 м
Ширина полотнищ	1,48 м
Длина полотнищ	51,6 м
Толщина пленки	6 мм
Радиус	6,6 м
Удлинение	3,2
Высота в наполненном состоянии	42 м
Площадь пленки	2150 м2
Масса пленки	18,0 кг
Масса сборки	1,5 кг
Объем	5500 мЗ

Схема спуска десантного аппарата и ввода в действие ПАС приведена на рис. 11.

Наличие в составе десантного аппарата АЗ, имеющего значительные размеры (цилиндрическая оболочка длиной 42 м и диаметр 13 м), приводит к необходимости специальной схемы ввода аэростата в действие, заключающейся в развертывании и наполнении оболочки в процессе спуска [19].

За небольшое общее время спуска десантного аппарата в атмосфере (порядка 10 мин) необходимо ввести оболочку аэростата в поток, наполнить оболочку подъемным газом, отделить все служебные системы и надежно разойтись с ними по траектории. При этом на оболочку действуют динамические нагрузки во время развертывания и наполнения. Несмотря на сложность этой задачи, имеющийся опыт ввода в действие аэростатной оболочки космического аппарата «Вега», а также проведенный анализ движения десантного аппарата в марсианских условиях показывают, что она может быть решена.

Десантный аппарат осуществляет ориентированный вход в атмосферу Марса со следующими параметрами входа на высоте условной границы атмосферы (100 км от уровня поверхности планеты и давлении 600 Па):

· скорость не более 4600 м/с;

· угол входа –  7,5 ± 0,7 град.

Необходимая ориентация десантного аппарата после отделения от орбитального аппарата сохраняется с помощью стабилизации вращением вокруг продольной оси.

Процесс движения десантного аппарата в атмосфере состоит из следующих этапов:

· аэродинамическое торможение;

· парашютный спуск;

· ввод в действие ПАС;

· посадка.

Первые два этапа обеспечивают условия, необходимые для ввода АЗ, который является объектом исследований данной работы. На этих этапах осуществляется торможение аппарата до приемлемой для ввода АЗ скорости на приемлемой для этой цели высоте. Практика таких операций показала эффективность использования для этих целей таких пассивных средств торможения, как аэродинамический экран и парашют. Большую часть этой работы при входе в атмосферу при гиперзвуковых скоростях берет на себя, как правило, аэродинамический экран. В рассматриваемой схеме спуска на этом этапе происходит уменьшение скорости аппарата с гиперзвуковой в момент входа в атмосферу (число Маха М ~ 25) до скорости, соответствующей числу Маха М < 1,5 на высоте не более 10 км, что соответствует условиям на момент ввода в действие парашютной системы.

Этап аэродинамического торможения заканчивается вводом в действие двухкаскадной парашютной системы. Ввод парашютной системы, состоящей из тормозного и основного парашютов, осуществляется вытяжным парашютом по команде измерителя кажущейся скорости :

.

По этой команде производится отстрел крышки контейнера вытяжного парашюта, осуществляется резка связей крышки контейнера тормозного парашюта с десантным аппаратом. Основной парашют тормозит десантный аппарат до скоростного напора, допустимого для развертывания аэростатной оболочки.

Ввод АЗ в действие осуществляется в процессе установившегося спуска десантного аппарата на основном парашюте и включает в себя следующие операции:

· развертывание аэростатной оболочки;

· наполнение оболочки подъемным газом;

· отделение основного парашюта с системой наполнения;

· расхождение плавающей аэростатной станции с балластом относительно парашюта с системой наполнения (в качестве балласта используется аэродинамический экран);

· отделение балласта и вывешивание гайдропа.

К моменту развертывания аэростатной оболочки основной парашют обеспечивает величину набегающего скоростного напора не более 5 Н/м². В процессе спуска на основном парашюте вывешивается аэродинамический экран (балласт). Развертывание аэростатной оболочки производится по команде датчика барометрического давления с настройкой Ра = 270 Па.

Аэростат крепится к своему контейнеру с помощью трех строп. Во время развертывания необходимо ограничить нагрузки, возникающие в оболочке, чтобы предотвратить ее повреждение. С этой целью между оболочкой и гондолой установлено демпфирующее звено. Таким образом ограничиваются нагрузки в оболочке до уровня порядка 1500Н.

Математическая модель позволяет рассчитать нагрузки, которые будут на Марсе, и проверить соответствие длины разорванной части демпфирующего звена. Продолжительность демпфирования продольного нагружения составляет порядка 20 с. Отмечается влияние нагрузок, вызванных балластом под плавающей станцией.

Наполнение оболочки подъемным газом начинается через 13…21 с после прохождения команды на начало развертывания. Наполнение осуществляется в два этапа:

· предварительное наполнение,

· окончательное наполнение.

Предварительное наполнение необходимо для того, чтобы расправить оболочку небольшим количеством подъемного газа, и достигается оно малым его расходом. В процессе окончательного наполнения в оболочку подается оставшаяся масса газа. В соответствии с рассматриваемой схемой ввода ПАС в действие наполнение аэростатной оболочки подъемным газом осуществляется из баллонов высокого давления в процессе установившегося спуска АЗ на основном парашюте. Время наполнения определяется временем снижения АЗ на этом парашюте от высоты начала наполнения до безопасной высоты окончания наполнения.

Безопасная высота окончания наполнения выбирается исходя из двух требований:

· окончание наполнения должно осуществляться на высоте, обеспечивающей последующее расхождение на безопасное расстояние по высоте и дальности аэростата с балластом и основным парашютом с системой наполнения после их разделения. Как показывали расчеты, для обеспечения несоударения разделяемых частей необходима безопасная высота окончания наполнения Н > 2,0 - 2,5 км от уровня поверхности;

· в связи с тем, что процесс наполнения осуществляется на высотах, в основном превышающих расчетную высоту дрейфа,  есть опасность появления внутреннего избыточного давления подъемного газа, обусловленного низким атмосферным давлением, и разрушения под его действием оболочки аэростата. Во избежание появления избыточного давления в процессе наполнения должно соблюдаться соответствие между массой выпущенного в оболочку подъемного газа (определяемого законом наполнения), температурой газа и текущей величиной атмосферного давления.

    Второе требование можно выразить так:

,

где	– текущая масса подъемного газа, выпущенного в оболочку;
	– молярная масса подъемного газа;
	– температура подъемного газа;
	– давление атмосферы;
	– универсальная газовая постоянная;
	– конструктивный объем оболочки.

Данное требование должно выполняться в течение всего процесса наполнения и определять безопасную «сверху» высоту окончания наполнения. Однако в связи с тем, что закон наполнения (и, следовательно, текущая масса газа в оболочке), а также температура газа являются функциями искомого времени наполнения, определение безопасной «сверху» высоты окончания наполнения связано с итерационными процессами и достаточно трудоемко.

Как показывают расчеты, для рассматриваемой самой высокой траектории спуска (H_max), наиболее критичной с точки зрения разрушения оболочки, перегрев подъемного газа в оболочке по отношению к окружающей среде в конце наполнения отсутствует даже при максимальной начальной температуре газа в баллонах высокого давления. Поэтому для момента окончания наполнения может быть принято допущение

 или ,

где  – температура атмосферы;

– плотность атмосферы;

– молярная масса атмосферы.

Отсюда получим: .

Время спуска АЗ на основном парашюте с момента начала наполнения до этой высоты и, следовательно, время наполнения с учетом допуска на срабатывание временного устройства составляет 270 сек.

Время и расход газа на этапе предварительного наполнения выбирается из условия, что на этом этапе необходимо расправить оболочку, которая слежалась за время полета Земля - Марс, и не допустить появления избыточного давления в процессе наполнения. Второе условие требует, чтобы основная масса газа вливалась в оболочку на высотах, меньших либо равных расчетной высоте дрейфа.

По окончании процесса наполнения осуществляется резка и герметизация трубопровода системы наполнения и отделения ее с основным парашютом от аэростата.

Расхождение ПАС с балластом относительно парашюта с системой наполнения. Для обеспечения расхождения разделяемых частей используется естественное их расхождение за счет высотного градиента горизонтального ветра. Расхождение ПАС и основного парашюта достигается за счет обеспечения максимально возможного расхождения по высоте, которое при наличии высотного градиента ветра в атмосфере приводит к расхождению по дальности.

Для получения статистических характеристик расхождения и вероятности несоударения ПАС и системой наполнения на основном парашюте использовался метод эквивалентных возмущений (метод Доступова) с q = 3. В качестве возмущений рассматривались отклонения следующих параметров:

· высоты окончания наполнения оболочки (начала расхождения ПАС и системой наполнения);

· коэффициента сопротивления аэростата;

· коэффициента сопротивления парашюта;

· высоты поверхности;

· модели атмосферы;

· вертикального градиента скорости ветра.

При общем количестве возмущающих параметров m = 6 расчетные отклонения каждого параметра составляют:

.

Результаты расчета статистических характеристик расхождения и вероятность несоударения ПАС и системы наполнения на основном парашюте представлены в

Таблица.

Как видно из таблицы, наибольшее влияние на величину расхождения оказывают градиент скорости ветра, уровень поверхности и высота начала расхождения. Математическое ожидание и среднеквадратическое отклонение величины расхождения по дальности составляют:

м; м.

Вероятность несоударения плавающей аэростатной станции и системы наполнения на основном парашюте (при минимально необходимом расстоянии 25 м) составляет 0,867.

 

 

Таблица 4

Статистические характеристики и вероятность несоударения

№	Случайный параметр	Номинальное значение параметра	Отклонение параметра	Значение параметра с учетом отклонения	Расхождение по дальности, м
1	Высота начального расхождения ПАС и СН, м	Hp = -2794м	+ 1834 м	4629 м	115,4
			- 1834 м	960 м	6,2
2	Коэффициент сопротивления аэростата	Cx = 0,35	+ 0,0816	0,4316	52,5
			- 0,0816	0,2684	81,0
3	Коэффициент сопротивления парашюта	Сп = 0,7	+ 0,0816	0,7816	73,8
			- 0,0816	0,6184	58,8
4	Высота поверхности	Нп = -2000 м P0 = 729 Па	+ 1633	-367 (P0 = 630 Па)	13,0
			- 1633	-3633 (P0 = 844Па)	112,7
5	Модель атмосферы	Средняя 50N-2	горячая		66,0
			холодная		67,4
6	Градиент скорости ветра		max		117,5
			min		16,4
Математическое ожидание					65,06
Среднеквадратическое отклонение					37,23
Вероятность несоударения					0,867

 

Сброс балласта. Аэростат под действием силы веса балласта (аэродинамического экрана) снижается до поверхности, опережая в своем движении основной парашют с системой наполнения, чем обеспечивается их расхождение по высоте, а за счет наличия вертикального градиента ветра и по дальности. При касании поверхности днище аэростатного контейнера отделяется от гондолы и начинает разворачиваться связь гондола–гайдроп. В конце этого процесса из днища вытягивается гайдроп, а днище падает на поверхность. Аэростат тормозится совместным действием аэродинамической силы сопротивления и подъемной силы аэростата до полной остановки, а затем всплывает на расчетную высоту дрейфа.

При этом возникает проблема обеспечения несоударения гондолы аэростата с поверхностью планеты, так как тормозной путь аэростата до полной остановки вследствие низкой плотности атмосферы составляет несколько сотен метров. Эта проблема может быть решена выбором соответствующей длины подвески аэродинамического экрана, превышающей тормозной путь аэростата. Для осуществления выбора длины подвески первоначально следует определить критерии, которым должна удовлетворять длина подвески. К таким критериям отнесем:

1. Обеспечение с достаточной вероятностью несоударения гондолы ПАС с поверхностью при вводе аэростата в действие. Будем считать, что несоударение гондолы с поверхностью обеспечивается с вероятностью Р_н = 1,0, если длина подвески аэродинамического экрана превышает максимальный тормозной путь ПАС после посадки аэродинамического экрана на поверхность, является достаточной для торможения ПАС до скорости, которая может быть «погашена» гайдропом. Максимальная величина этой скорости  для гайдропа ПАС составляет 5 – 7 м/с.

2. Обеспечение минимальной массы подвески – этот критерий идентичен условию минимальной длины подвески, если пренебречь зависимостью погонной массы подвески от ее длины. Согласно принятым критериям, длина подвески будет определяться или тормозным путем ПАС до полной остановки, или скоростью ПАС в момент касания поверхности гайдропом, что в свою очередь зависит от тормозных свойств ПАС, параметров атмосферы и начальных условий.

Движение ПАС после посадки аэродинамического экрана на поверхность определяется действием трех сил:

,

 

где	– сила лобового сопротивления;
	– подъемная сила аэростата;
	– сила тяжести;
	– коэффициент лобового сопротивления аэростата;
	– характерная площадь;
	– плотность атмосферы;
	– масса ПАС;
	– присоединенная масса;
	– масса подъемного газа;
	– соотношение молекулярных весов атмосферного и подъемного                   газов;
	– ускорение свободного падения.

Выделим основные параметры, влияющие на процесс торможения ПАС.

К их числу отнесем:

· коэффициент лобового сопротивления аэростата ();

· плотность атмосферы ();

· массу газа в оболочке аэростата ().

В свою очередь плотность атмосферы является функцией модели атмосферы (горячая, холодная или средняя) и высоты поверхности от нулевого уровня, определяющей значение атмосферного давления у поверхности.

Из возможных начальных условий, влияющих на длину подвески, основное – это начальная скорость торможения.

После отделения аэростата от системы наполнения происходит его ускорение под действием силы веса аэродинамического экрана до установившейся скорости, определяемой плотностью атмосферы и баллистическим параметром аэростата с балластом :

.

Баллистический параметр , рассчитанный с учетом аэростатической силы, может быть выражен следующим образом:

,

где  –  масса ПАС с балластом.

К перечисленным выше факторам, влияющим на выбор длины подвески, добавляется масса плавающей аэростатной станции с балластом, влияющая на . Высота начала расхождения ПАС с системой наполнения на основном парашюте не влияет на величину установившейся скорости  и соответственно на выбор длины подвески.

Таким образом, для проведения исследований по выбору длины подвески аэродинамического экрана в качестве факторов влияния приняты:

· коэффициент лобового сопротивления аэростата;

· масса подъемного газа в оболочке аэростата;

· модель атмосферы;

· уровень поверхности;

· масса ПАС с балластом.

Определение длины подвески аэродинамического экрана проводилось для двух расчетных случаев:

· при наихудших значениях основных параметров, влияющих на длину подвески (предельный случай);

· с использованием вероятностных оценок.

При расчете предельного случая использовались следующие исходные данные:

· максимальный коэффициент сопротивления аэростата ;

· максимальная высота поверхности Марса км, ( Па);

· минимальная высота начала расхождения системы наполнения от АЗ м;

· модель атмосферы Марса «горячая» как наименее плотная [12].

На основании полученных данных при проведении расчета предельного случая и принятых ранее критериев выбора длины подвески аэродинамического экрана, можем заключить, что:

в предельном случае допустимой скорости касания гайдропом поверхности V = 5–7 м/с соответствует необходимая длина подвески 715–770 м. При таких длинах подвесок аэродинамического экрана значительно возрастает масса фала (23–25 кг), а следовательно, и подвески, что противоречит второму выбранному критерию. Несоударение гайдропа с поверхностью (V = 0) в предельном случае обеспечивается длиной подвески 840 м.

Для получения вероятностных оценок при расчете длины подвески аэродинамического экрана использовался метод эквивалентных возмущений (метод Доступова) [17], который позволяет специальным выбором эквивалентных возмущений существенно сократить число необходимых решений исходной системы уравнений. Полагая, что случайные величины некоррелированы, подчинены нормальному закону распределения и их предельные отклонения практически не превышают 3σ, можно выбрать такие  величины эквивалентных возмущений:

			,
где		– отклонение возмущающего параметра;
		– среднеквадратическое отклонение;
		– число возмущающих параметров.

 

Поэтому основные пять факторов, влияющие на длину подвески, рассматриваются как пять возмущающих параметров, имеющие свои номинальные значения и соответствующие отклонения возмущающих параметров, вычисляются по вышеприведенной формуле. Для получения полной статистической картины спуска ПАС, возникла необходимость моделирования скорости касания гайдропом поверхности, когда ПАС полностью тормозится на высоте h, не долетая до поверхности Марса. В этих случаях скорость имеет отрицательный знак, а в качестве ее величины принималось такое значение фиктивной скорости спуска, которое должна бы иметь ПАС на высоте h, чтобы к моменту касания гайдропом поверхности Марса иметь скорость посадки равную нулю.

Результаты расчета длины подвески аэродинамического экрана методом эквивалентных возмущений представлены в табл. 5.

На основании полученных данных при проведении расчета длины подвески аэродинамического экрана методом эквивалентных возмущений и принятых ранее критериев можем заключить, что:

· допустимой скорости касания гайдропом поверхности V = 5–7 м/с соответствует необходимая длина подвески 490–510 м (по вероятностной оценке, кривая соответствующая М + 3σ), обеспечивающая выполнение первого критерия;

· для таких длин подвесок аэродинамического экрана (490–510) масса фала возрастает незначительно (14,3 и 15 кг соответственно), что обеспечивает выполнение второго критерия.

Аэростат тормозится совместным действием аэродинамической силы сопротивления и подъемной силы аэростата до полной остановки, а затем всплывает на расчетную высоту дрейфа.

Схема аэростатного эксперимента. После отделения балласта от гондолы ПАС начинает всплывать, при этом гайдроп, закрепленный на днище АЗ, разворачивается на фале вниз под действием собственного веса. При взлете и далее в процессе дрейфа ПАС производится телесъемка поверхности Марса. В светлое время суток проводятся дистанционные исследования поверхности инфракрасным спектрометром, запись рельефа поверхности вдоль трассы дрейфа по измерениям высотомера. Круглосуточно включаются приборы метеокомплекса, магнитометр, датчик местной вертикали.

Таблица 5

Результаты расчета длины подвески аэродинамического экрана методом эквивалентных возмущений

№	Возмущающий параметр	Номинальное значение возмущающего параметра	Отклонение возмущающего параметра	Значение возмущающего параметра с учетом отклонения	Скорость касания гайдропом поверхности Марса (м/с)
					Длина подвески (м)
					250	300	350	400	450	500	550
1	Высота поверхности Марса	м ( Па)	+ 1490,7 м	- 509,3 м ( Па)	17,8	13,4	9,8	6,7	3,5	- 3,1	- 6,3
			- 1490,7 м	- 3490,7 м (  Па)	12,6	8,5	5,0	0	- 5,0	- 8,4	- 12,5
2	Коэффициент сопротивления аэростата		+ 0,0745	0,4245	11,2	7,1	3,5	- 3,1	- 6,7	- 10,7	- 15,6
			- 0,0745	0.2755	20,5	16,1	12,5	9,2	6,4	3,5	- 3,0
3	Масса балласта (АЭ + дно контейнера + фал)	кг	+ 7,45 кг	10,45 кг	15,5	11,2	7,7	4,4	- 1,8	- 5,5	- 8,7
			- 7,45 кг	125,55 кг	14,5	10,5	7,0	3,7	- 2,7	- 6,2	- 9,6
4	Масса газа в оболочке аэростата	кг	+ 0,0382	6,483 кг	15,0	10,7	7,1	3,6	- 3,3	- 6,7	- 10,3
			- 0,0382	6,362 кг	15,1	11,1	7,6	4,5	- 1,1	- 4,9	- 8,0
5	Модель атмосферы	Средняя	Горячая		17,3	13,0	9,5	6,3	3,0	- 3,5	- 6,6
			Холодная		11,5	7,3	3,8	- 2,7	- 6,2	- 10,2	- 14,6
Математическое ожидание (M)					15,1	10,89	7,35	3,26	- 1,39	- 5,55	- 9,52
Среднеквадратическое отклонение (σ)					2,76	2,67	2,65	3,82	4,17	3,86	3,7
Величина (M+3σ) Верхняя граница разброса (M+3σ)					6,82	2,88	- 0,6	- 8,2	- 13,9	- 17,13	- 20,62
Нижняя граница разброса (M-3σ)					23,38	18,9	15,3	14,72	11,12	6,03	1,58

 

 

После входа ПАС в зону радиовидимости орбитального аппарата «Марс» на его борт передается телеметрическая информация о результатах измерений.

При охлаждении газа, наполняющего аэростатную оболочку (после захода Солнца), ПАС снижается до контакта гайдропа с поверхностью. Все ночное время гайдроп касается поверхности, а гондола висит под оболочкой. Под воздействием порывов ветра возможно волочение гайдропа по грунту и раскачивание оболочки около точки контакта с поверхностью. В этот период проводятся контактные исследования грунта гамма–спектрометром или радиолокатором, дозиметром и акселерометром, расположенными в гайдропе. Полученная информация передается по радиоканалу на борт гондолы. С восходом Солнца газ в оболочке нагревается, ПАС всплывает и начинается новый цикл дрейф–посадка–взлет. Так повторяется до тех пор, пока не иссякнут несущие способности оболочки.

По мере расхода энергии бортовых батарей ПАС возможно сокращение частоты проведения экспериментов. Расчетное время функционирования ПАС 10 суток.

На рис. 11 приведены основные параметры движения по этапам функционирования в атмосфере Марса.

Планирование отработки траекторных операций в условиях Земной атмосферы

Разработка АЗ как нового средства для исследования атмосферы предполагает планирование и выполнение полного объема экспериментальных работ, начиная с поэлементной отработки систем и кончая натурными полномасштабными испытаниями [15]. Объем экспериментальной отработки, обеспечивающий необходимую надежность выполнения целевой задачи, можно разбить на четыре этапа:

    1 – автономные и доводочные испытания систем и агрегатов;

    2 – конструкторско-доводочные испытания;

    3 – чистовые доводочные испытания АЗ;

    4 – комплексные испытания АЗ в составе спускаемого аппарата.

    Проводились автономные испытания материалов оболочки и самой оболочки АЗ, систем наполнения и разделения, модельные аэродинамические испытания. Испытания аэростатно–парашютной системы, автоматики и систем гондолы.

В обеспечение разработки оболочки АЗ был проведен комплекс предварительных работ по подбору материалов, апробирование их при сварке оболочек. Получены данные по герметичности швов и диффузионной проницаемости сначала макетных, а затем и штатных аэростатных оболочек.

Испытаны на прочность и герметичность заделки полюсов оболочки. Найдена оптимальная форма укладки оболочек в торовый контейнер АЗ, в обеспечение чего были проведены испытания оболочки на прочность и герметичность после воздействия эксплуатационных нагрузок и вакуума в уложенном состоянии.

После отработки системы наполнения решались задачи проверки точности заправки системы гелием, задачи подбора проходного сечения дроссельной шайбы при заданном времени истечения и количестве рабочего тела, проверки работоспособности системы наполнения при отрицательных температурах и т.д.

Большой объем работ связан с испытанием систем разделения, это:

· система отделения АЗ от верхней полусферы;

· отделение парашютного контейнера;

· отделение крышки парашютного контейнера;

· отделение полюса оболочки;

· система ввода оболочки;

· клапан разгерметизации;

· пироножи резки бортовой кабельной сети;

· пирочека ввода парашюта ввода аэростата;

· узел сброса балласта;

· пироклапан наддува.

Основная цель испытаний – проверка работоспособности. После воздействия возможных нагрузок и набор статистики для оценки надежности систем.

Модельные аэродинамические испытания проводились в следующем объеме:

· исследование процесса разделения АЗ с верхней полусферой;

· определение аэродинамических характеристик АЗ с верхней полусферой;

· определение аэродинамических характеристик АЗ с парашютным контейнером и без него;

· определение аэродинамических характеристик без парашютного контейнера и нижней крышки контейнера оболочки;

· исследование статических и динамических характеристик моделей по перечисленным пунктам, исследование продольной устойчивости АЗ без парашютного контейнера;

· исследование процесса наполнения оболочки аэростатов;

· определение аэродинамических характеристик парашютов.

Аэростатная парашютная система, система автоматики и система гондолы, разрабатываемые смежными организациями, подвергались испытаниям в объеме комплексных программ экспериментальной отработки этих систем.

Наряду с проведением автономных и доводочных испытаний систем и агрегатов, комплектующих АЗ, при отработке по проекту «Вега» предусматривались испытания в общей сложности 20 машин [15].

В ходе испытаний решались следующие задачи:

· проверка разделения АЗ с верхней полусферой теплозащитной оболочки и отхода парашютного контейнера от АЗ;

· разделение многозвенной системы АЗ–балласт–гондола–фал, оболочка–полюс;

· проверка отделения крышки и выхода стабилизирующего парашюта из парашютного контейнера;

· проверка срабатывания системы отделения крышки торового контейнера и ввода оболочки АЗ;

· проверка влияния срабатывания пиротехнических средств на конструкцию АЗ и парашютной системы;

· проверка состояния оболочки АЗ после развертывания, срабатывания пиротехнических средств и взаимодействия с конструкцией АЗ;

· выдача заключения о допуске к вертолетным испытаниям;

· подтверждение работоспособности систем АЗ на натурных моделях в условиях атмосферы Земли и получение материалов для допуска АЗ к последующим этапам экспериментальной отработки$

· проверка работоспособности опытной системы АЗ;

· проверка функционирования систем отделения в летных условиях;

· получение опытных данных по динамике движения многозвенной системы аэростатная парашютная система–оболочка–гондола в процессе наполнения оболочки.

Объектом испытаний был габаритно-весовой аналог штатного АЗ. Исследовались процессы разделения АЗ с верхней полусферой, ввода и наполнения парашютной системы, а также системы объект–парашют при условиях близких к натурным.

По результатам чистовых доводочных испытаний в наземных условиях на стендах при воздействии нагрузок выдавалось заключение о допуске к вертолетным испытаниям (рис. 12). Для увеличения надежности отработки АЗ в программу зачетных вертолетных испытаний были включены укомплектованные штатными системами разделения машины. По результатам испытаний составлялось заключение о допуске АЗ к комплексным самолетным испытаниям. Проводились также испытания на длительность дрейфа с помощью надводного корабля.

Для обеспечения достоверного перенесения результатов теоретических расчетов и стендовых испытаний аэростатной оболочки на штатную машину предусматривался цикл испытательных работ, объектом которых являлся комплекс «оболочка АЗ  + макет гондолы» в штатном исполнении по геометрическим и инерционно-массовым параметрам.

Цели испытаний:

1. Определение ресурса функционирования системы «оболочка + гондола» в режиме свободного дрейфа у поверхности Земли при воздействии на них естественных ветровых возмущений и солнечных радиационных тепловых потоков.

2. Исследование динамических характеристик движения системы «оболочка + гондола» в целом и относительного движения ее составных элементов.

При планировании отработки марсианского АЗ особое внимание уделяется моменту развертывания аэростатной оболочки (рис. 13), ввиду ее больших размеров и очень маленькой толщины. Также предусматривались отдельные испытания по наполнению оболочки и отработке функционирования специального устройства, упорядочивающего процесс наполнения (в одном из вариантов это хомут, скользящий по оболочке во время наполнения ее подъемным газом). Особенностью проведения этих испытаний была ответственность французской стороны за изготовление и отработку оболочки.

Другой отличительный момент и в схеме проведения эксперимента, и в схеме испытаний марсианского аэростата – является наличие такой системы как гайдроп, подвешенный на фале под гондолой АЗ. При вводе аэростатной станции в действие, при последующем плавании у поверхности и при каждом подъеме с поверхности или при опускании на нее важным моментом является незацепление элементов гайдропа за неровные или выступающие части рельефа (рис. 14). Испытания на длительный дрейф моделей марсианского аэростата также планировались и были успешно проведены (рис. 15).