Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

434	Глава 3.12. АЭРОГАЗОДИНАМИКА СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ

лах падения (от 60 до 80 ) по сравнению со значением при нормальном падении иона на поверхность.

Оценка загрязнения чувствительных по верхностей от распыления материалов прово дится по методике, аналогичной оценке за грязнения от газовыделения (см. разд. 3.9.1) в предположении, что распыленные частицы разлетаются диффузно.

Глава 3.12

АЭРОГАЗОДИНАМИКА СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ

Начиная с 60 х годов прошлого века на смену аппаратам, возвращаемым с околозем ной орбиты, типа «Восток» и «Восход» стали создавать спускаемые аппараты (СА) с аэро динамическим качеством. По сравнению с кораблями «Восток» они обеспечивают управляемое движение и более комфорта бельные условия возвращения на Землю са мих СА и их экипажей. В зависимости от конфигурации СА гиперзвуковое аэродина мическое качество K может меняться в диа пазоне от K − 0,3 (СА «Союз» и «Аполлон») до K − 1,0 (ОК «Буран») на балансировоч

ном угле атаки ( бал (20 / 5) — для СА «Союз», бал − 35 для ОК «Буран»).

При создании таких аппаратов возника ет ряд проблем, обусловленных сложностью процессов обтекания и недостаточностью как теоретических, так и прикладных иссле дований их аэрогазодинамики на всех режи мах полета, в том числе при гиперзвуковых скоростях.

Спускаемый аппарат, войдя в плотные слои атмосферы Земли с числом Маха М1 6 6 25, гасит свою скорость, перемещаясь из менее плотных слоев атмосферы в более плотные. В результате, его возвращение на Землю проходит в широком диапазоне на чальных условий, причем на больших высо

(имеются в виду высоты H, начиная с которых оказывается справедливой концеп ция сплошной среды) имеет место сочета ние больших чисел М1 и малых чисел Рей нольдса Re, т.е. аппарат обтекается высоко температурным потоком вязкого газа. При проведении аэрогазодинамических исследо ваний в наземных установках такой диапа зон натурных условий может моделироваться по всей совокупности параметров подобия

только для до и трансзвуковых, а также для средних сверхзвуковых полета ап парата.

Для исключения систематических оши бок практикуется, по возможности, проведе ние испытаний одной и той же модели в раз ных установках нескольких организаций и различных, в том числе разномасштабных, моделей в одной и той же установке. Случай ные погрешности, свойственные испытаниям моделей, в АДТ, определяются путем прове дения многократных испытаний. По ряду аэродинамических характеристик при пере носе результатов испытания моделей в назем ных установках на натурные условия полета используются данные, получаемые при сбро се крупномасштабных моделей или макетов СА с самолетов.

Ввысокотемпературном воздухе, обте

кающем аппарат на гиперзвуковых режимах полета (М1 6 6), имеют место различные, по разному энергопотребляющие, физико хи мические процессы: возбуждение колеба тельных степеней свободы молекул кислоро да и азота, их диссоциация, ионизация моле кул и атомов, причем каждый из данных процессов доминирует в определенном диа пазоне температур.

Вчастности, результаты численных рас четов, проведенных при М1 6 10 с учетом предположения их полностью равновесного характера, свидетельствуют, что за сильными ударными волнами в атмосфере Земли реали зуются течения смеси газов, состоящей не только из молекул кислорода и азота, но и их атомов а при температуре выше 6000 К еще и их ионов, таким образом воздух превращает

ся в несовершенный газ с переменным отно шением удельных теплоемкостей ,, величина которой тем более отлична от 1,4, чем боль

ше М1.

Известно, что названные процессы, воз никая непосредственно за фронтом ударной волны при М1 6, приходят в равновесие не мгновенно, а с конечными, характерными для каждого из них и для каждой i й компоненты образующейся смеси газов, временами релак сации 9рi, которые зависят, в основном, от реализуемых за фронтом температуры газа и его плотности.

Данная ситуация происходит из за того, что заранее не известно соотношение между 9рi и 9п — временем пребывания компонент данной смеси газов в той части обтекающего

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ЗАГРЯЗНЕНИЕ ПОВЕРХНОСТЕЙ ГЕОСТАЦИОНАРНЫХ СПУТНИКОВ

аппарат потока, которая контактирует с ним. Если в этой части потока для всех 9рi имеет место соотношение 9рi 6 9п, то можно пре небречь влиянием физико химических про цессов на аэрогазодинамику СА. В против ном случае становится необходимым учет та кого влияния, причем в настоящее время он может быть осуществлен только расчетным путем.

Пример таких исследований — определе ние аэродинамических характеристик СА «Со юз» на гиперзвуковом участке полета.

Для решения данной задачи проведены численные расчеты осесимметричного обте кания невязким воздухом семейства тел сег ментально конической формы с радиусом лобового сферического сегмента R0 2 м, с положительными и отрицательными угламиs бокового конуса при числах М1 15 при соответствующих им данным М1 по траекто рии полета СА «Союз» в атмосфере Земли на высотах H. Расчеты проведены с учетом фи зико химических процессов при использова нии наиболее приемлемой и физически обоснованной для данного диапазона чисел М1 и высот Н кинетической модели химиче ски релаксирующего (неравновесного) воз духа в предположении равновесия по коле бательным степеням свободы его молекул и отсутствия (замороженности) ионизации его компонент. При расчетах использовалась вторая схема метода интегральных соотно шений и метод характеристик для до , трансзвуковой области течения (зоны влия ния затупления) и сверхзвуковой его области соответственно.

На основании результатов расчетов сде лано два вывода. Во первых, в обтекающем лобовую поверхность СА «Союз» потоке вре мя релаксации процессов диссоциации, рас пада на атомы атмосферных молекул воздуха, начиная с высоты H − 70 км заметно меньше, а с высоты H − 60 км намного меньше време ни их пребывания в этой части потока, и, та ким образом, здесь имеет место течение око лоравновесного газа. Во вторых, в обтекаю щем боковую поверхность СА «Союз» потоке время релаксации процессов рекомбинации, воссоединения атомов в молекулы, происхо дящего из за понижения температуры, на

всех высотах намного больше	их
пребывания в этой части потока	следова

тельно, здесь имеет место течение заморо женного газа.

Наличие таких течений, как свидетельст вуют результаты расчетов, приводят при ги перзвуковых режимах полета данного СА к за метному увеличению давления в точке тормо жения потока на лобовой поверхности аппара та и перераспределению давления на ней и к значительному падению и изменению распре деления давления на боковой поверхности ап парата по сравнению с режимом, реализуемым при М1 6.

В целом, данные результаты и выводы стали обоснованием необходимости учета влияния физико химических процессов при определении аэрогазодинамических характе ристик СА «Союз», возвращаемого на Землю с околоземной орбиты и после полета к Луне.

Оптимальным, с точки зрения практиче ского учета данного фактора, является опреде ление значения каждой из используемых в этом расчете аэродинамических характеристик СА в виде суммы двух величин — ее значения при «опорном» (М1)0 6 и значения поправки «на физико химию, зависящего от числа М1 и высоты H полета.

Для траекторных параметров М1 и H СА «Союз» и ряд углов его атаки i рассчитаны «поправки на физико химию», значения кото рых для коэффициентов нормальной су и про дольной сх сил, а также коэффициента сd цен тра давления данного аппарата и его аэродина мического качества K приведены в табл. 3.12.1 (при положительных углах атаки значение аэродинамического качества СА «Союз» отри цательно).

Несомненный интерес представляют дан ные о влиянии физико химических процессов на балансировочные характеристики данного аппарата. В табл. 3.12.2 представлены соответ ствующие указанным выше значениям су,сх, сd поправки «на физико химию», а для балансировочных угла атаки и аэродинамиче ского качества при б, рассчитанные при менительно к СА «Союз» с одной из его цен тровок.

Данные табл. 3.12.1 и 3.12.2 свидетельст вуют о том, что физико химические процессы в воздухе приводят (в диапазонах чисел М125…15 и высот H 70…40 км) к следующим изменениям в значениях аэродинамических характеристик СА «Союз» на режимах их по лета с б льшими по сравнению с режимом М1 6 числами Маха:

1. Коэффициент нормальной силы су су щественно уменьшается, а продольной силы сх

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

436Глава 3.12. АЭРОГАЗОДИНАМИКА СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ

3.12.1.Поправки к аэродинамическим коэффициентам СА «Союз» для учета физико химических процессов

М1	H, км		i	20				i	15
		су	сх		сd	K	су	сх		сd	K
6	0	0	0		0	0	0	0		0	0
	40	0,007	0,033		0,049	0,008	0,004	0,041		0,048	0,006
15	50	0,010	0,034		0,056	0,011	0,006	0,041		0,055	0,007
	60	0,007	0,031		0,050	0,008	0,004	0,038		0,050	0,005
	50	0,018	0,037		0,088	0,017	0,012	0,044		0,092	0,012
20	60	0,015	0,030		0,089	0,014	0,011	0,040		0,094	0,011
	70	0,008	0,031		0,061	0,008	0,004	0,040		0,064	0,006
	50	0,025	0,032		0,123	0,022	0,019	0,041		0,132	0,017
25	60	0,026	0,026		0,140	0,023	0,021	0,037		0,156	0,018
	70	0,020	0,029		0,115	0,018	0,015	0,039		0,127	0,014
3.12.2. Влияние физико химических процессов на балансировочные характеристики СА «Союз»
M1		15				20			25
H, км	40	50	60		50	60	70	50		60	70
б	1,27	1,17	1,42		1,48	2,05	1,84	1,95		2,51	2,46
Kб	0,007	0,003	0,009		0,000	0,010	0,013	0,000		0,007	0,012

несколько увеличивается. В результате, при		Уменьшение б обусловлено, в основ
рассматриваемом угле атаки аппарата i его		ном, изменением давления на его лобовой
аэродинамическое качество Ki возрастает, при		поверхности, которое выражается: во первых,
чем чем выше М1, тем более значительно.		в более резком уменьшении здесь коэффици
Уменьшение су обусловлено значитель		ента	давления с	подветренной	стороны;
ным падением давления с наветренной сторо		во вторых, в увеличении этого коэффициента
ны боковой повер	СА, увеличение сх —	в точке полного торможения потока на лобо
небольшим ростом давления на его лобовой		вой поверхности; в третьих, в смещении дан
поверхности. В	повышение аэродинами	ной точки торможения к месту излома обра
ческого качества аппарата Ki при данном i		зующих поверхности аппарата на наветрен
обусловлено ростом аэродинамического каче		ной стороне. При проведении расчетов поло
ства его боковой части Ki бок, которое сущест		жение данной точки (в зависимости от М1 и )
венно превышает падение Ki лоб, аналогичной		определялось по результатам вычислений об
характеристики лобовой части СА.		текания невязким совершенным газом с «эф
2. Коэффициент центра давления сd су		фективным» , + 1,4 для гладких тел сегмен
щественно увеличивается, смещаясь к корме		тальной формы в диапазоне М1 30…15 до
аппарата, причем такое смещение, свидетель		25 и с учетом экспериментальных дан
ствующее о росте запаса статической устойчи		ных по распределению давления на поверх
вости СА, тем больше, чем выше М1 .		ности	сферических	сегментов в	диапазоне
Рост сd обусловлен, главным образом,		М1 2…6 до 80 .
уменьшением и перераспределением давления		4. Аэродинамическое качество Kб при б
на его боковой поверхности.		в зависимости от М1 и H из за влияния фи
3. Балансировочный угол атаки б в за		зико химических процессов оказывается
висимости от М1 и H оказывается меньше		меньше на 0…0,013, по сравнению с (Kб)0, ко
на 2,5…1 по сравнению с ( б)0, который		торое реализуется при (М1)0 6. Вызываемое
реализуется для той же центровки аппарата		уменьшением б снижение аэродинамическо
при (М1)0 6.		го качества СА компенсируется, больше чем

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

МЕТЕОРОИДЫ	437

наполовину, тем ростом K, которое обуслов лено влиянием физико химических процес сов на распределение давления по боковой поверхности аппарата (см. п. 1), поэтому снижение Kб, реализуемого при М1 6 6, отно сительно невелико.

Достоверность изложенных результа тов и выводов подтверждена данными лет ного эксперимента, осуществленного на СА «Зонд 6».

Глава 3.13

ИССЛЕДОВАНИЯ РИСКА ПРОБОЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА МИКРОМЕ ТЕОРОИДАМИ И ТЕХНОГЕННЫМИ ЧАСТИЦАМИ

Разработка современного космического проекта, например МКС, проводится в усло виях, когда засоренность околоземного кос мического пространства достигла уровня, требующего учета дополнительного риска, вызываемого угрозой столкновения косми ческой станции с частицами, имеющими техногенный характер происхождения. Ре зультаты интенсивных исследований этой проблемы, проводимых как в отдельных странах, так и в рамках международных ор ганизаций, включая ООН, показывают, что угроза космонавтике от возрастающей засо ренности околоземного космоса становится реальностью сегодняшнего дня. Объектив ные свидетельства — столкновения двух кос мических объектов, зарегистрированное в августе 1996 г. [1], и 10 февраля 2009 г. двух больших спутников: уже бездействовавшего российского спутника «Космос 2251» и аме риканского спутника связи Iridium, работаю щего в глобальной телекоммуникационной сети вместе с другими аппаратами, принад лежащими компании Motorola.

Учитывая значительное увеличение раз меров и времени функционирования МКС по сравнению с предшествующими пилоти руемыми станциями, а также все возрастаю щие темпы засорения околоземного про странства, при проектировании станции предъявляются повышенные требования стойкости конструкции к высокоскоростно му пробою гермооболочки станции, вызы ваемому ударами микрометеороидных и тех ногенных частиц. Если конструкция модулей

орбитального комплекса «Мир» выдерживает удар алюминиевого шарика диаметром 43 мм при скорости соударения 46 км/c, то модули МКС должны выдерживать удар при разме рах шарика 10…15 мм.

В НАСА, являющемся одним из основ ных участников работ по созданию МКС, сформировалась специализированная методи ка проектирования защитных экранов, бази рующаяся на исследованиях физики высоко скоростного удара, изучении и моделировании орбитальной и техногенной среды, технологии конструирования экранов с эксперименталь ной отработкой на высокоскоростных ударных стендах.

Типовые экранные конструкции, раз работанные в НАСА и используемые тальными международными партнерами на

американском сегменте, имеют
структуру и включают многослойные

ны из металлических листов и сеток, а так же специальных тканей (керамических и высокопрочных тканей типа Nextel, Кевлар) (рис. 3.13.1). Затраты массы на единицу по верхности таких экранов составляют 10… …20 кг/м2, что в масштабах модуля дает бо лее тонны веса.

3.13.1.МОДЕЛИ МИКРОМЕТЕОРОИДНОЙ

ИТЕХНОГЕННОЙ ОБСТАНОВКИ

В околоземном космическом простран стве функционирующие аппараты соседству ют с метеороидами, имеющими природный характер, и орбитальным мусором, который образовался в результате космической дея тельности человека. Поэтому решение задачи оценки риска пробоя КА и выработки меро приятий по снижению риска является весьма актуальным.

3.13.2. МЕТЕОРОИДЫ

Метеороиды — частицы в космическом пространстве, имеющие природное происхо ждение и почти все происходящие из комет и астероидов. Подлетая к орбите Земли во круг Солнца, они либо пролетают мимо ат мосферы Земли на большой скорости, поки дая околоземное пространство, либо сгорают в ней.

Естественная метеороидная обстановка представляет собой в любой момент времени совокупную массу около 200 кг в пределах вы сот до 2000 км от земной поверхности. Слу

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

438 Глава 3.13. ИССЛЕДОВАНИЯ РИСКА ПРОБОЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Рис. 3.13.1 Типовые экранные конструкции, разработанные в НАСА и используемые остальными международными партнерами на американском секторе МКС

чайные метеороидные потоки без выраженной временной корреляции называют спорадиче ской составляющей (90 % годового значения уровня всех метеороидов).

Метеороиды, которые сохраняют орби ту своих родительских тел, могут создавать периодически повторяющиеся концентри рованные потоковые пики с явно выражен ным направлением и скоростью. Данные потоки называются метеоритными ливня ми. Усредненная по всему времени метео роидная среда, годовое усреднение споради ческих метеороидных частиц плюс метеоро идные ливни, называется метеороидным фо4 ном [2, 3].

Массовая плотность метеороидов варьи руется в широких пределах от 0,15 до 8 г/см3 . В соответствии с [4] допустимо разбиение диапазонов массовых плотностей метеорои дов в зависимости от их масс, как показано в табл. 3.13.1.

3.13.1. Массовая плотность метеороидов

Масса метеороида, г Плотность метеороида, г/см3

+ 10 6	2
10 6…0,01	1
6 0,01	0,5

Однако Европейское сообщество по косми4 ческой стандартизации (ECSS) [5] рекомендует при оценке опасности использовать консерва тивную величину массовой плотности метео роидов 2 г/см3.

Существует несколько моделей метеоро идной среды.

Метеороидная модель НАСА

При решении вопросов проектирования КА метеороидную модель НАСА можно счи тать изотропной по отношению к Земле. Дан ное допущение принято из за прецессии орби ты спутника и наклона экваториальной плос кости Земли по отношению к плоскости эк липтики [6, 7].

Нормированное распределение метеорои дов по скоростям в км/с по отношению к Зем ле описывается выражениями:

!0112,;111,5 V 5 16,3;
	5 V 5 55,0;	(3.13.1)
n(V ) 3,328 105V 5,34 ;16,3
1695, 10 4 ; 55,0 5 V 5	72,2.
#

Приведенное распределение имеет сред нюю скорость 16,85 км/с, по отношению к ор битальному аппарату средняя скорость состав ляет ~19 км/с.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

МЕТЕОРОИДЫ	439

Метеороидный поток задается в виде интегрального потока — число частиц с мас сой, большей m, за один год через одну сто рону произвольно ориентированной площад ки площадью 1 м2. Межпланетный поток Frip

метеороидов с массой, удовлетворяющей диапазону 10 15 5 m 5 10 г на расстоянии

1 а. е., математически описывается в следую щем виде;

Frip (6 m) 3,156 107[(2,2 103m0,306 15) 4,38

1,3 10 9(m 1011m2 1027m4) 0,36

1,3 10 16(m 106m2) 0,85]. (3.13.2)

Для преобразования описанного выше ме теороидного потока Frip в поток на орбите Зем ли Fr необходимо применить формулу

F	r	S G G	F ip ,	(3.13.3)
		f E	V r

где Sf — коэффициент экранирования КА Землей, который изменяется в пределах от 0,5 на высоте 100 км от поверхности Земли до 1,0 в глубоком космосе и вычисляется по формуле

Sf 0,5(1 cos (arcsin (RE /(RE H)))); (3.13.4)

GE — коэффициент, отражающий фокуси рующий эффект гравитационного поля Зем ли, которое притягивает метеороиды и увели чивает их поток, изменяется в пределах от 2,0 на высоте 100 км от поверхности Земли до 1,0 в глубоком космосе и определяется выраже нием

Рис. 3.13.2. Кумулятивный поток орбитальных обломков и метеороидов. 1995 г. Высота 500 км; наклонение 28,5; индекс солнечной активности

F10,7 97

Численно данный анизотропный эффект описывается в виде коэффициента скорост ной фокусировки потока GV, который зависит от угла между вектором скорости КА и на правлением на точку небесной сферы, из ко торой подлетает метеороид. Выражение для него имеет вид:

GE 1 RE /r,

(3.13.5)

где RE — радиус Земли плюс 100 км атмо сферы (6 478 км); H — высота орбиты аппа рата за вычетом 100 км атмосферы (Н + + 299 900 км); r — радиус орбиты аппарата, равный RE H; GV — коэффициент скорост ной фокусировки потока.

На рис. 3.13.2 проиллюстрирована метео роидная обстановка на высоте 500 км.

Как было сказано выше, метеороидная среда изотропна по отношению к Земле. Од нако она будет анизотропной по отношению к КА, движущемуся в этой метеороидной среде, где метеороиды движутся главным образом на встречу аппарату. Анизотропия возникает в результате векторного суммирования скорости аппарата VКА и распределенных по скоростям метеороидов VM.

	( V 2		(V		sin )2			V cos )3
GV		M	КА					КА		. (3.13.6)
			V 2	V	2	(V		sin )2
			M	M		КА

Скорость метеороидов VM относительно Земли зависит от расстояния до ее центра, ко торый равен радиусу r орбиты КА:

							R
V		(r)	V (R )2	V 2&1			E	), (3.13.7)
	M		E	e	%		r	(

где Ve — вторая космическая скорость вверху ат

Ve	2GM	11,1 км/с,	(3.13.8)
	RE

где GM — гравитационная постоянная, равная 3,986012 105 км3/с2.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

440 Глава 3.13. ИССЛЕДОВАНИЯ РИСКА ПРОБОЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Анизотропия увеличивается благодаря эф фекту экранирования Землей [3].

Следует отметить, что существует значи тельная неопределенность в свойствах метео роидов. В частности, неопределенность массы

приводит	доминированию неопределенно
стей в	х потока. Для метеороидов, с
массами,	чем 1 10 6г, масса не оп

ределена с коэффициентом от 0,2 до 5,0 оце ненной величины, что предполагает неопреде ленность потока с коэффициентом от 0,33 до 3,00 для заданной массы. Для метеороидов с массами, большими чем 1 10 6 г, поток хорошо определен, но соответствующая масса еще бо лее не определена, что подразумевает эффек тивную неопределенность потока (при задан ной массе) с коэффициентом от 0,1 до 10,0 (вследствие наклона функциональной зависи мости) [8–12].

Метеороидная модель Лебединца

Плотность потока спорадических метео роидных тел определяют числом метеороид ных тел массой m, пересекающих за 1 с сфе рическую поверхность, диаметральное сечение которой равно 1 м2.

Плотность потока метеороидных тел, при надлежащих ливневому метеороидному потоку, определяют числом метеороидных тел массойm, пересекающих за 1 с площадку 1 м2, нор мальную к их вектору скорости.

Данные о пространственном распределе нии метеороидных тел массой m 6 1 10 6 г полу чены из наземных радиолокационных и фото графических наблюдений метеороидов, а для микрометеороидных тел массой m + 1 10 6 г — из бортовых регистраций метеороидных частиц пробойными датчиками.

В геоцентрической системе координат плотность потока N(m) спорадических метеоро идных тел массой 1 102 6 m 6 1 10 6 г на удале нии до 106 км от поверхности Земли, приходя щих из всей небесной сферы (без учета экрани рования Землей) вычисляется по формуле [13]

lg N(m) 13,4 1,2lg m, (3.13.9)

плотность потока метеороидных тел массой m + 1 10 6 г на удалении 200…1000 км от поверх ности Земли, приходящих из полусферы, опре деляется выражением

lg N(m) 11,8 0,8lg m. (3.13.10)

При продолжительной работе КА на ор бите проектный расчет его защиты допускает

вероятностный подход, при котором можно пренебречь кратковременными колебаниями показателей плотности метеороидной среды. В противном случае приходится учитывать се зонные вариации численности метеороидных частиц и регулярные метеороидные ливневые потоки. Данная зависимость не учитывает вклад в плотность метеороидных частиц от ме теорных ливневых потоков. Значения про странственной плотности частиц для семи главных метеороидных потоков в максимуме их активности, а также даты начала и конца пересечения метеороидного потока Землей, хорошо известны [13].

Скорости метеороидных тел массой m + + 1 10 6 г относительно Земли приняты равны ми 20 км/с, а скорость метеороидных тел мас сой 1 102 6 m 6 1 10 6 г не превышает 72 км/с относительно Земли без учета ее притяжения.

Распределение скоростей спорадиче ских метеорных тел известно [13]. На на чальных стадиях проектирования КА допус кается использование средней скорости ме теороидов относительно Земли, которая со ставляет 20 км/с. Плотность вещества метео роидов меняется в широких пределах от 0,2 до ~8,0 г/см3. Рекомендуется считать сред ним значением плотности вещества споради ческих метеороидных частиц 2,5 г/см3.

Метеороидные ливни

Если интенсивность рассмотренного фо нового потока метеороидов остается довольно постоянной в течение года, то активность от дельных самостоятельных метеороидных пото ков, ливневых метеороидных потоков, харак теризуется сильной сезонной зависимостью. Данные потоки вызваны взаимодействием земной орбиты с орбитой существующей или распадающейся кометы.

В настоящий момент известно около 100 короткопериодических ливневых метеороид ных потока, гелиоцентрические орбиты рых имеют период менее 100 лет, хотя тельно большее число комет известно либо долгопериодических, либо на орбитах,

ких к параболическим. Достоверные парамет ры орбиты и параметры интенсивности могут быть получены для ~50 ливневых потоков, 15 из которых вносят значительный вклад в об щий поток всех ливневых потоков. В среднем около 10 % от общего метеороидного потока может быть отнесено к событиям, связанным с ливневыми метеороидными потоками.