/
Author: Дементьев Г.П. Семенов Ю.П. Васильев В.В. Лозино-Лозинский Г.Е. Лапыгин В.Л. Тимченко В.А.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) астрономия космические аппараты космонавтика
ISBN: 5-217-02772-Х
Year: 1995
Text
КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
МНОГОРАЗОВЫЙ
ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ
Буран-
Под редакцией члена-корреспондента РАН
Ю.П.Семенова
и докторов технических наук
Г.Е.Лозино-Лозинского, В.Л.Лапыгина
и В.А.Тимченко
МОСКВА
’’МАШИНОСТРОЕНИЕ”
1995
ББК 39.62
М73
УДК 629.78
Авто ры:
Ю. П. Семенов, Г. Е. Лозино-Лозинский, В. Л. Лапыгин,
В. А. Тимченко, В. В. Васильев, Г. П. Дементьев, В. Г. Кравец,
В. С. Лебедев, В. В. Морозов, В. А. Наумов,
В. К. Новиков, Б. А. Соколов, Б. И. Сотников, А. С. Сыров,
Ю. В. Трунов, Ю. Н. Труфанов, Ю. М. Фрумкин
Книга издана при содействии РКК “Энергия ” им. С. П. Королева
Многоразовый орбитальный корабль “Буран”/
М73 Ю. П. Семенов, Г. Е. Лозино-Лозинский, В. Л. Лапыгин,
В. А. Тимченко и др.; Под ред. Ю. П. Семенова и др. —
М.: “Машиностроение”, 1995.-448 с.: ил. — (Многоразо-
вый ракетно-космический комплекс).
ISBN 5-217-02772-Х
В книге рассказано о причинах и трудностях разработки и создания
многоразового орбитального корабля “Буран”, соединившего свойства
планера и космического корабля, и о том, как удалось реализовать эти
особенности. Приведены состав его бортовых систем и схема полета,
показана подготовка к запуску на техническом и стартовом комплексах
космодрома Байконур. Описаны полет “Бурана” и его посадка в автома-
тическом режиме.
Для специалистов в области ракетной техники и космонавтики. Будет
интересна широкому кругу читателей.
2705140400-436
М 038(01)-95
Без объявл.
ББК 39.62
ISBN 5-217-02772-Х
© Ю. П. Семенов, Г. Е. Лозино-Лозинский,
В. Л. Лапыгин, В. А. Тимченко и др., 1995
ОТ АВТОРОВ
В предлагаемой читателю книге рассказывается об устройстве
и функционировании многоразового орбитального корабля
“Буран”, особенностях его проектирования, направлениях
использования, а также о подготовке запуска и управлении
полетом. Поскольку орбитальный корабль “Буран” входит в
многоразовую космическую систему “Энергия” — “Буран”, в
книге приводятся основные сведения и по другим составным
частям этой системы, а также по увязке, орбитального корабля и
ракеты-носителя “Энергия”.
Учитывая новизну и нетрадиционность технических идей и
облика орбитального корабля, авторы наряду с описанием его
конструкции, бортовых систем и схемы полета сочли необходи-
мым рассказать о том, что и как нужно было решить, чтобы
выбрать рациональную структуру ракетно-космического ком-
плекса, сделать возможным его многоразовое применение и
придать ему способность решать новые задачи космических
полетов; каким образом была использована компоновка само-
летного типа, позволяющая осуществить планирующий спуск в
атмосфере и посадку на аэродром; как были внедрены совер-
шенные бортовые системы и разработаны сложные автоматизи-
рованные комплексы подготовки к запуску и управления
полетом.
На построение и содержание книги повлияло также то, что
орбитальный корабль “Буран” — принципиально новый лета-
тельный аппарат, предназначенный для космических полетов,
обладающий возможностями по выведению и возвращению
полезных грузов, оснащенный специальными средствами для
работы с ними на орбите и сочетающий в себе качества самолета
и космического корабля для реализации спуска с орбиты и
полета в атмосфере.
Авторы также сочли необходимым показать, чем “Буран”
отличается от космических кораблей-предшественников, что он
впитал из опыта космических полетов и что позаимствовал от
авиации.
Авторами книги стали ведущие специалисты головных пред-
приятий космической (РКК “Энергия” им. С. П. Королева,
5
НПО АП) и авиационной (НПО “Молния”) отраслей промыш-
ленности, ответственных за разработку и создание многоразо-
вого орбитального корабля. Масштабность и сложность проекта,
многообразие научно-технических направлений в его разра-
ботке, необычные размеры кооперации предприятий, участво-
вавших в создании орбитального корабля, наряду со
стремлением к максимально точному изложению технических
вопросов и решений потребовали создания большого авторского
коллектива и редактирования книги руководителями разработки
орбитального корабля “Буран”.
Книга написана авторским коллективом в составе:
Ю. П. Семенова (введение, заключение), Г. Е. Лозино-Лозинского
(гл. 3), В. Л. Лапыгина (разд. 7.1), В. А. Тимченко (гл. 1 и 2),
В. В. Васильева (гл. 14), Г. П. Дементьева (гл. 9), В. Г. Кравца
(разд. 12.4 и гл. 13), В. С. Лебедева (гл. 8), В. В. Морозова
(разд. 7.2...7.4), В. А. Наумова (гл. 11), В. К. Новикова (гл. 6),
Б. А. Соколова (гл. 5), Б. И. Сотникова (гл. 10), А. С. Сырова
(гл. 9), Ю. В. Трунова (разд. 7.5...7.8), Ю. Н. Труфанова
(разд. 12.1... 12.3), Ю. М. Фрумкина (гл. 2 и 4).
Авторы выражают большую благодарность специалистам —
участникам разработки проекта В. Г. Алиеву, Б. П. Антонову,
М. П. Балашову, Л. П. Войнову, В. А. Высоканову, Г. Н. Громову,
И. 3. Давыдову, А. А. Калашьяну, Д. Г. Козбенко, А. И. Краси-
кову, А. А. Крюкову, Ю. М. Лабутину, В. П. Лапшину,
Г. В. Лебедеву, В. И. Лобачеву, Н. Н. Матвееву, А. А. Мотову,
В. А. Овсянникову, Л. Л. Петросяну, Э. Н. Родману,
В. И. Саенко, В. А. Труфанкину, Е. П. Уткину, оказавшим
помощь при подготовке рукописи.
ПРИНЯТЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
АИ - ДИК - АО - АПАС - АПП - АПСС - автономные испытания автоматизированный испытательный комплекс агрегатный отсек андрогинный периферийный агрегат стыковки аварийное прекращение подготовки пуска андрогинная периферийная стыковочная сис- тема
АСОТР - автономные средства системы обеспечения
АСУ - АСУП - теплового режима ассенизационно-санитарное устройство автоматизированная система управления поле- том
АСУ СК - автоматизированная система управления стар- товым комплексом
АФАР - АФУ - АЭЭ - БА - ББ - БДП БДУ БДУ-Н - БИВК - активная фазированная антенная решетка антенно-фидерное устройство агрегат экстренной эвакуации блок автоматики базовый блок блок дополнительных приборов блок двигателей управления блок двигателей управления носовой баллистический информационно-вычислитель- . ный комплекс
БИСК - БИТС - базовая инерциальная система координат бортовая информационно-телеметрическая система
БКВ - БКС - БК СУСРЗ- блок концевых выключателей бортовая кабельная сеть бортовой комплекс системы управления створ-
БКУ - БМЗ - БО - БПБ - БРС — ками, радиаторами и замками бортовой комплекс управления блок многоразового запуска бытовой отсек боковая полоса безопасности бортовая регенерационная система
7
БРТК — бортовой радиотехнический комплекс
БС — бортовая система
БТВ — блок технической воды
БТК — бортовой телевизионный комплекс
БТС — большая техническая система
БЦ — баллистический центр
БЦВК — бортовой цифровой вычислительный комплекс
БЦВМ — бортовая цифровая вычислительная машина
БЩ — балансировочный щиток
БЭК — безэховая камера
ВДК — визир-дальномер космонавта
ВДУ — вспомогательная двигательная установка
ВНА — всенаправленная антенна
ВПП — взлетно-посадочная полоса
ВРМ — выносное рабочее место
ВСУ — вспомогательная силовая установка
ГВПП — грунтовая взлетно-посадочная полоса
ГЖА — газожидкостный агрегат
ГЛИ — горизонтальные летные испытания
ГРМ — глиссадный радиомаяк
ГС — гидравлическая система
ГСП — гиростабилизированная платформа
ДМ — дисплейный модуль
ДО — двигатель ориентации
ДОМ — двигатель орбитального маневрирования
ДУ — двигательная установка
ЕЦП — единый цифровой поток
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель
ЖСОТР — жидкостная система обеспечения теплового
режима
ЗАКЛ — заключительная операция
30 — защитные операции
ЗСП — звездно-солнечный прибор
ИВК — информационно-вычислительный комплекс
ивпп — взлетно-посадочная полоса повышенной
прочности
ИВЦ — информационно-вычислительный центр
ИНС — инерциальная навигационная система
ИСЗ — искусственный спутник Земли
ИСК — инерциальная система координат
ИСЖО — индивидуальные средства жизнеобеспечения
КА — космический аппарат
КАУ — комплекс автономного управления
КВ — короткие волны
КЗУ — капиллярное заборное устройство
8
КИ — комплексные испытания
КИВК — командный информационно-вычислительный
комплекс
КИК — командно-измерительный комплекс
КИС — контрольно-испытательная станция
КК — космический корабль
КМС — комплексный моделирующий стенд
КО — командный отсек
КП — контакт подъема
КПА — контрольно-проверочная аппаратура
КПБ — концевая полоса безопасности
КПИ — командно-программная информация
КПО — комплекс послеполетного обслуживания
КРМ — курсовой радиомаяк
КРС — командная радиосистема
КСАП — комплекс средств аварийного покидания
КТ — ключевая точка
КЭИ — комплексные электрические испытания
ЛКИ — летно-конструкторские испытания
ЛО — лабораторный отсек
ЛУР — линейные устройства разделения
МВ — маневр возврата
МВК — многомашинный вычислительный комплекс
МД — магнитный диск
МЗК — монтажно-заправочный корпус
МИК — монтажно-испытательный корпус
МК — модуль кабины
МКП — модуль командных приборов
МКС — многоразовая космическая система
МЛ — магнитная лента
МО — математическое обеспечение
МРКК — многоразовый ракетно-космический комплекс
МСП — многоразовая стыковочная плата
МТКК — многоразовый транспортный космический
корабль
МТКС — многоразовая транспортная космическая сис-
тема
МТС — мишень телевизионной камеры стыковки
НАЗ — носимый аварийный запас
НА КАУ — наземная аппаратура комплекса автономного
управления ракеты-носителя
НИВС — навигационная измерительная визуальная сис-
тема
НИН — наземный измерительный пункт
НКУ — наземный комплекс управления
9
НПУ — наземный пункт управления
НТК СИ - наземный технологический комплекс системы измерений
НТО НУВТ наземное технологическое оборудование наземные установки воздушного термостатиро- вания
НЧФ ОДУ ок окдп ОКИ ОНА опт ОПУ ОС от пв пвс пг пгс пдст ПДУ пик ПК ПКУ пмв пмо по ппо ПРЗС ПРС ПРСО ПСБ пск пскт псп пто ПТУ ПЭВМ носовая часть фюзеляжа объединенная двигательная установка орбитальный корабль объединенный командно-диспетчерский пункт огневые контрольные испытания остронаправленная антенна отсек полезного груза оперативный пульт управления орбитальная ступень одновитковая траектория поверочные включения периферийная вычислительная система полезный груз пневмогидросхема пилотажно-динамический стенд-тренажер пуск двигательной установки полигонный измерительный комплекс посадочный комплекс переносная кислородная установка построитель местной вертикали программно-математическое обеспечение программное обеспечение послеполетное обслуживание прибор регистрации восхода и захода Солнца приходно-расходная секция воды полноразмерный стенд оборудования переходный стыковочный блок поисково-спасательный комплекс площадка слива компонентов топлива предстартовая подготовка подвесной топливный отсек парашютно-тормозная установка персональная электронная вычислительная машина
РВБ РВВ РВМ РДС РКК 10 радиовысотомер больших высот радиовысотомер-вертикаль радиовысотомер малых высот радиодальномерная система ракетно-космический комплекс
ркс
PM
PMC
PH
РНД
PHT
PO УВД
РПД
РСБН
РСНП
РСУ
PTO
РУСЗ
CA
CA3
CAC
СБИ
СБМ
СВИ
CBO
СВСП
СВЧ
СГ
СГС
СГФ
СЖО
СЗД
CK
СКБМ
СКД
СКПГ
CM
СМБО
СНВП
СНиР
СНЭП
co
СОИ-ОУ
con
COTP
СП
СПВ
ракетно-космическая система
рабочее место
радиомаячная система посадки
ракета-носитель
ретранслятор навигационных дальномеров
радионавигационная точка
радиоответчик управления воздушным движе-
нием
ретранслятор посадочных дальномеров
радиотехническая система ближней навигации
радиотехническая система навигации и
посадки
реактивная система управления
радиационный теплообменник
реперное устройство стыковки и зависания
спускаемый аппарат
система аварийной защиты
средства аварийного спасения
система бортовых измерений
система бортовых манипуляторов
система взаимных измерений
система водообеспечения
система высотно-скоростных параметров
сверхвысокие частоты
система газоснабжения
система газового состава
строительная горизонталь фюзеляжа
средства жизнеобеспечения
солнечно-звездный датчик
стартовый комплекс
система крепления бортовых манипуляторов
система контроля и диагностики
система крепления полезного груза
стыковочный модуль
средства медико-биологического обеспечения
система наддува и вентиляции планера
система наддува и разгерметизации
система наземного электропитания
стандартная операция
система отображения информации и органы
управления
средства обеспечения питания
система обеспечения теплового режима
стартовая позиция
система питьевой воды
11
СПВП — система пожаровзрывопредупреждения
СПК сппз СПТР СР ССКУ сспд ств СТР СУ СУБС СУД СУТИ средства перемещения космонавтов средства противопожарной защиты средства пассивного терморегулирования спутник-ретранслятор спутниковая система контроля и управления система связи и передачи данных система технической воды система терморегулирования система управления система управления бортовыми системами система управления движением система уплотнения технологической инфор- мации
СУУ система обеспечения устойчивости и управля- емости
сцкпп - система централизованного контроля пара- метров пневмогидросистем
СЧФ сэп ТА ТБКС тз тзп тзэ тк ткз ткс тми тм ивк - средняя часть фюзеляжа система электропитания транспортный агрегат технологическая бортовая кабельная сеть техническое задание теплозащитное покрытие теплозащитный элемент технический комплекс телевизионная камера зависания телевизионная камера стыковки телеметрическая информация телеметрический информационно-вычисли- тельный комплекс
ТНА тп тпо тт ТТА тто ТТУ ТУА УБП УВ уд УКВ УКСС УПЗ - 12 турбонасосный агрегат техническая позиция типовая полетная операция технические требования транспортный технологический агрегат транспортно-техническое обслуживание твердотопливный ускоритель транспортный установочный агрегат устройство быстрой печати управляющие воздействия управляющий двигатель ультракороткие волны ( универсальный комплекс стенд-старт устройство печати знакосинтезирующее
усо — устройство связи (согласования) с объектом
уэвм — управляющая ЭВМ
ФТ — функциональный тракт
ХСА — холодильно-сушильный агрегат
ХЧФ — хвостовая часть фюзеляжа
цвк — цилиндр выверки курса
цвс — центральная вычислительная система
цони — центр обработки научной и прикладной
информации
цпк — Центр подготовки космонавтов
ЦРЭ — цилиндр рассеивания энергии
ЦУП — Центр управления полетами
ЦУПП — центр управления подготовкой и проведением
пуска
шкк — шлюзовая камера кабины
шкс — широкополостный канал связи
ЭВМ — электронная вычислительная машина
эвти — экранно-вакуумная тепловая изоляция
ЭКГ — электрогидроклапан
эм — электромеханизмы
эо — экстренное отделение
эпк — электропневмоклапан
эхг — электрохимический генератор тока
Введение
Создание многоразового орбитального пилотируемого
корабля “Буран” и ракеты-носителя “Энергия”, относящейся к
ракетам тяжелого класса, является выдающимся достижением
отечественной науки и промышленности.
Орбитальный корабль “Буран”, конструкции и разработке
которого посвящена настоящая книга, предназначен для прове-
дения в космосе многоплановых операций с доставкой на около-
земную орбиту до 30 т и возвращением на Землю до 20 т
полезного груза.
Орбитальный корабль “Буран” — это корабль, который воп-
лощает в себе новое направление в развитии отечественной кос-
мической техники, но вместе с тем является логическим
продолжением предыдущих разработок с расширением выполня-
емых в полете задач и с совершенствованием самой техники. От
космических кораблей-предшественников его отличают многора-
зовость применения, новые возможности по выполнению тран-
спортных задач и орбитальных операций, использование
планирующего спуска в атмосфере и горизонтальной
(“по-самолетному”) посадки на аэродром, внедрение в кон-
струкцию и системы новых технических идей и решений.
В настоящее время в мире разработаны два корабля многора-
зового применения с широкими возможностями в решении
задач космических полетов: орбитальный корабль “Буран” и
орбитальная ступень (корабль) американской системы
“Спейс шаттл”. Эти два корабля похожи по внешнему виду так
же, как, например, некоторые однотипные самолеты, созданные
в разных странах. Тем не менее орбитальный корбаль “Буран” и
многоразовая космическая система “Энергия”^“Буран” в целом
имеют принципиальные и глубокие отличия от многоразовой
транспортной космической системы “Спейс шаттл”, главное из
которых заключается в основах построения ракетно-космичес-
кого комплекса. Если ракета-носитель “Энергия” является уни-
версальной и позволяет выводить на орбиту как орбитальный
корабль “Буран”, так и вместо него другой груз (космический
аппарат) массой до 105 т, то система “Спейс шаттл” может дос-
тавить в космос только свою орбитальную ступень с полезным
14
грузом в грузовом отсеке. Для повышения грузоподъемности и
придания этой системе универсальности требуется создание
практически новой системы.
Проект орбитального корабля “Буран” предусматривает его
многократное применение с необходимым обслуживанием
между полетами. Такое решение было подготовлено ходом
разработок и эксплуатацией предыдущих пилотируемых кораб-
лей. На ранних этапах их создания в условиях жестких ограниче-
ний по массе со стороны ракет-носителей (4,7 т — “Восток”,
6,8 т — “Союз”) были необходимы простые рациональные реше-
ния с минимальными затратами массы, причем по задаче пуска
и посадки основная цель состояла в возвращении на Землю
экипажа. Со временем накапливался опыт космических полетов,
развивались расчетно-теоретические исследования, совершен-
ствовались системы и конструкции, улучшались материалы. Эти
процессы привели к определенной совокупности результатов,
которые к 1975 г. создали основу для перехода к разработке мно-
горазовых систем. Примерно в это же время стала ясна тенден-
ция расширения задач космических полетов, повышения числа
пусков и, следовательно, увеличения потребного финансирова-
ния на космические программы. С учетом этих условий стала
очевидной целесообразность перехода к системам многократ-
ного применения, основной смысл которых заключается в сни-
жении затрат на эксплуатацию космической техники. Однако
для реализации многоразовости необходимы дополнительные
затраты при разработке и экспериментальной отработке сис-
темы. Чем больше масштабы проекта, предполагаемая частота и
число пусков, тем больше выигрыш по сумме затрат от внедре-
ния многоразовости. При этом, что само по себе важно, отпа-
дает необходимость развития производственной базы для
изготовления все новых и новых космических кораблей.
Поэтому многоразовость применения орбитального корабля
“Буран” была принята как одно из главных требований не ради
идеи, а как обоснованное решение, учитывающее масштабы и
стоимость разработки проекта, количество прогнозируемых
полетов орбитального корабля, его уникальные характеристики
и сложность, необходимость максимально возможного сокраще-
ния финансирования на программу в целом, наличие достаточ-
ного для реализации многоразового использования
научно-технического задела и другие факторы.
Главным качеством орбитального корабля “Буран”, определя-
ющим новизну представляемого им направления в разработке
транспортных космических систем, является возможность
проведения им разнообразных орбитальных операций, включая
обслуживание и ремонт космических аппаратов на орбите, выве-
15
дение крупных конструкций и их монтаж в космосе, снабжение,
дооснащение и обслуживание орбитальных комплексов с достав-
кой на Землю необходимых грузов, выведение космических
аппаратов на орбиту и их возвращение на Землю, а также
выполнение исследований и экспериментов в автономных поле-
тах. Эти виды космической деятельности обеспечиваются ука-
занной выше проектной грузоподъемностью орбитального
корабля, наличием отсека полезного груза и его оснащением, а
также традиционными системами, позволяющими выполнять,
например, такие важные функции, как сближение и стыковка с
космическими аппаратами, и комплексом специальных систем и
средств для работы с полезными 1рузами на орбите.
Указанные свойства орбитального корабля и его способность
решать в одном полете задачи транспортирования одновременно
экипажа и грузов как по линии “Земля — орбита”, так и в обрат-
ном направлении коренным образом отличают его от предшес-
твовавших космических транспортных средств. До появления
орбитального корабля “Буран” транспортные операции по снаб-
жению орбитальных станций могли выполняться только специ-
ализированными кораблями: пилотируемым космическим
кораблем “Союз” (доставка и возвращение экипажа) и грузовым
космическим кораблем “Прогресс” (доставка грузов) — при
крайне ограниченной массе возвращаемого груза. Задачи доос-
нащения орбитальных станций решались с помощью модулей,
которые доставляли оборудование, но не могли вернуть его на
Землю. В то же время опыт эксплуатации орбитальных комплек-
сов показал, что грузовой поток имеет тенденцию к нарастанию,
особенно по мере освоения и развития космического производ-
ства (изготовление материалов, биопрепаратов, лекарств и т.п.),
и что ограниченные возможности транспортных средств могут
оказаться сдерживающим фактором. В этих условиях использо-
вание орбитального корабля “Буран” для обеспечения работы
орбитальных комплексов могло бы позволить решить многие
насущные задачи. К ним, в частности, относятся транспортиро-
вание грузов до 30 т к орбитальной станции и до 20 т обратно на
Землю, включая модули и крупные конструкции, обеспечение их
переноса на станцию или эвакуации с нее, выполнение в кон-
туре орбитального комплекса монтажных или демонтажных
работ с попутной доставкой используемых для этого механиз-
мов. Применение орбитального корабля “Буран” в этих целях
может открыть новый этап в развитии орбитальных комплексов,
являющихся магистральным направлением космонавтики, и
способствовать повышению их отдачи в научно-техническом и
экономическом плане.
Для орбитального корабля приняты и внедрены перспектив-
ные и новые в отечественной космонавтике способы его возвра-
16
щения на Землю: планирующий спуск в атмосфере и посадка
“на крыльях” на аэродром. Этим он принципиально отличается
от своих предшественников, для которых используются скользя-
щий (полубаллистический) спуск и вертикальная посадка на
парашюте. Применение планирующего спуска привело к необ-
ходимости разработки и использования многоразовой тепловой
защиты и конструкции, а также обеспечило широкий маневр для
выхода в зону аэродрома посадки. Для многоразового корабля
посадка на аэродром дает существенные преимущества, так как,
во-первых, его полет завершается прибытием на свою базу, где
развернуто стационарное оборудование для обслуживания,
во-вторых, обеспечиваются стабильные условия приземления и,
в-третьих, отпадает необходимость организации поиска и эваку-
ации КК и экипажа. Аналогичные решения приняты для орби-
тальной ступени системы “Спейс шаттл”, однако в отличие от
нее орбитальный корабль “Буран” рассчитан и на автомати-
ческую посадку, что позволяет осуществлять не только пилоти-
руемые, но и беспилотные пуски, ставит их в меньшую
зависимость от погоды и безусловно является крупным
достижением.
Основой конструкции орбитального корабля является его
планер, который разрабатывался по двум основным труппам
требований: с одной стороны, он должен был обеспечивать
решение задач спуска и посадки, а с другой стороны, его кон-
струкция должна была быть рассчитана на работу в условиях
участка выведения и орбитального полета и, в частности, отве-
чать требованиям увязки с ракетой-носителем и рациональной
компоновки комплекса бортовых систем. Иными словами, орби-
тальный корабль проектировался как составная часть многоразо-
вого ракетно-космического комплекса для решения задач
космических полетов, но на основе авиационной конструкции,
что следовало из требований планирующего спуска и горизон-
тальной посадки. Для выполнения полета по замкнутому циклу
“Земля—орбита—Земля” на нем устанавливались все системы и
агрегаты, необходимые для его функционирования в соответ-
ствии с задачами полета и с учетом условий, изменяющихся по
участкам полета.
Параллельно с проектированием орбитального корабля и
ракеты-носителя велась разработка наземного комплекса
средств, который должен был обеспечить подготовку и выполне-
ние полета. По программе “Буран”, в частности, были созданы:
многофункциональные средства подготовки пуска, включа-
ющие технические комплексы орбитального корабля и раке-
ты-носителя, монтажно-заправочный, стартовый и полигонный
измерительный комплексы;
2 Заказ 192
17
центр управления полетом и автоматизированная система
управления полетом в. целом, в том числе технические средства
и программное обеспечение наземного комплекса управления;
посадочный комплекс с уникальной взлетно-посадочной
полосой, с объединенным командно-диспетчерским пунктом и
со средствами послеполетного обслуживания.
Большое внимание было уделено экспериментальной отра-
ботке орбитального корабля и всех его систем, подтверждению
их проектных характеристик. В этих целях была создана уни-
кальная экспериментальная база и проведены большие по объ-
ему испытания, в том числе прочностные, тепловые,
акустические, электрические, летные испытания (в горизонталь-
ном полете) и огневые испытания двигательной установки, а
также обеспечена проверка многочисленного технологического
оборудования, участвующего в подготовке корабля к пуску.
Всесторонняя экспериментальная отработка систем, конструк-
ции и программного обеспечения проводилась на 800 узлах и
приборах, 100 установках, пяти полноразмерных макетах
корабля, семи комплексных моделирующих стендах и пяти лета-
ющих лабораториях. С использованием макетов орбитального
корабля и в процессе подготовки первого пуска были осущес-
твлены комплексная проверка и отработка взаимодействия
наземных средств подготовки и проведения пуска, полигонного
измерительного и посадочного комплексов, а также центра
управления полетом.
Создание орбитального корабля и многоразовой космической
системы “Энергия”—“Буран” в целом, включая наземные сред-
ства подготовки, проведения пуска и управления полетом, явля-
лось крупномасштабной задачей общегосударственного
значения. К ее решению были привлечены большие научно-тех-
нические, производственные и строительные силы в масштабах
всей страны. Потребовалось организовать их взаимодействие,
сконцентрировать усилия и направить на выполнение постав-
ленных задач. Разработка проекта была сопряжена с необходи-
мостью решения крупных научно-технических проблем как в
части бортовых систем и конструкций, так и в области наземных
средств и сооружений и сопровождалась широкими исследова-
ниями по выбору их параметров и характеристик. При создании
орбитального корабля, его планера, систем и агрегатов были
реализованы новые технические идеи, применены современные
элементная база и конструкционные материалы, широко внед-
рены достижения электронной техники, в том числе бортовые
вычислительные машины, создано соответствующее програм-
мно-математическое обеспечение, разработаны новые техноло-
гические процессы и многое другое, что в совокупности
18
позволило существенно повысить уровень разработки и выпол-
нить предъявляемые к орбитальному кораблю требования.
Полет орбитального корабля “Буран” убедительно показал
правильность принятых технических решений, а также организа-
ционно-методических основ разработки и создания сложнейшей
ракетно-космической системы “Энергия”—“Буран” и продемон-
стрировал высокий уровень научного и технологического потен-
циала кооперации предприятий нашей страны, работающих в
области космонавтики.
Настоящая книга дает основные сведения о многоразовой
космической системе “Энергия”—“Буран” и подробно рассказы-
вает о разработке и создании ее многоразовой составной
части — орбитального корабля “Буран”, его общем устройстве и
конструкции, составе и назначении бортовых систем, схеме
полета, подготовке к запуску на техническом и стартовом ком-
плексах космодрома Байконур и о первом испытательном
полете.
Наряду с рассказом о технике уделено также внимание воз-
можным применениям многоразовой космической системы
“Энергия”—“Буран”, использованию накопленного опыта и
задела в космических проектах и внедрению научно-технических
достижений в народное хозяйство.
Со времени полета орбитального корабля “Буран” прошло
несколько лет. За это время многое изменилось в нашей стране,
претерпели изменения и тенденции развития космической тех-
ники. Но технические решения, найденные в ходе создания
многоразовой системы “Энергия”—“Буран”, сохраняют свою
значимость, и рассказ о них будет полезен современному чита-
телю — ученым, инженерам, организаторам производства, созда-
телям новых больших систем в космической и других отраслях
науки и техники.
2*
ОРБИТАЛЬНЫМ КОРАБЛЬ
“БУРАН”
И ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ
Орбитальный корабль “Буран” — это пилотируемый косми-
ческий корабль многоразового использования, позволяющий
доставлять на орбиту и возвращать на Землю большие по массе
и габаритным размерам грузы, а также проводить с этими
грузами операции в орбитальном полете. Орбитальный корабль
(ОК) “Буран” может быть отнесен к грузопассажирским косми-
ческим транспортным средствам, оснащенным оборудованием
для работы с грузами в космосе.
1.1. КОРАБЛЬ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА
Для реализации полета космического корабля (КК) необхо-
димы средства его выведения на орбиту и наземные средства
подготовки запуска и обеспечения полета. Совокупность таких
средств вместе с КК составляет ракетно-космическую систему
(РКС), которая в рассматриваемом случае еще в начале разра-
ботки получила название многоразовой космической системы
(МКС) “Буран”.
1.1.1. Составные части МКС
Орбитальный корабль и ракета-носитель (PH), являющиеся
составными частями МКС, образуют многоразовый ракет-
но-космический комплекс (МРКК), который осуществляет
полет от старта до выхода на условную орбиту, при этом его
конфигурация в полете изменяется в связи с отделением ракет-
ных блоков первой ступени. Объединяя две составные части
МКС, МРКК является самостоятельной структурной единицей,
конструкция, характеристики и логика работы которой увязаны
в рамках решения задач участка выведения. В конце этого учас-
20
тка после отделения начинается автономный полет ОК, завер-
шающийся спуском в атмосфере и посадкой.
Настоящая книга посвящена орбитальному кораблю, но
чтобы его описание было понятным, рассмотрим назначение и
некоторые характеристики ракеты-носителя и других составных
частей МКС.
Ракета-носитель “Энергая”, используемая для выведения ОК
на орбиту, представляет собой двухступенчатую ракету с
продольным делением ступеней и состоит из центрального
ракетного блока (блок Ц) и четырех блоков (блоки А) I ступени,
двигатели которых работают с момента старта. После отделения
I ступени выведение продолжается с помощью центрального
блока Ц. Полезная нагрузка, выводимая PH на орбиту, устанав-
ливается на центральном блоке (сбоку). Общая схема PH приве-
дена на рис. 1.1, а ее основные характеристики — в табл. 1.1.
Рис. 1.1. Схема ракеты-носителя:
1 — стартовый стыковочный блок (блок Я); 2 — полезный груз (ПГ); 3 — боко-
вые блоки I ступени; 4 — центральный блок; 5 — передние узлы связи ПГ с PH;
6 — задние узлы связи; 7 — двигатели центрального блока; 8 — двигатели боко-
вых блоков
21
Таблица 1.1
Основные характеристики МРКК и PH “Энергия”
Параметр Значение или характеристика*
Стартовая масса МРКК, т в том числе масса ОК (полезного груза) Максимальная суммарная полезная мощность дви- гательных установок, развиваемая в полете, млн л. с. Вид топлива: блок Ц блок А Габаритные размеры, м: ракеты-носителя: высота ширина блока Ц: длина диаметр блока А: длина диаметр Тяга двигателей, тс: общая блока Ц блока А Удельный импульс двигателей, с: блока Ц (в пустоте) блока А * Значения округлены в пределах возможных откло ** В числителе — у Земли, в знаменателе — в пустот 2400 105 170 Кислород—водород Кислород—керосин 60 18 58,1 7,7 38,3 3,9 4000/3500** (190,0/142,5)** х 4 806/640** 454 336/308** нений. е.
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) ракеты-носителя,
использующие эффективные в энергетическом плане и экологи-
чески чистые компоненты топлива (кислород—керосин на бло-
ках А и кислород—водород на блоке Ц), обладают высокой
удельной тягой. Установка четырех двигателей блока Ц и каждой
камеры четырехкамерного двигателя блока А в карданных подве-
сах обеспечивает отклонение (с помощью рулевых машин) их
осей от оси ракеты, что создает управляющие моменты по всем
трем (тангаж, рысканье, крен) каналам управления.
Комплекс автономного управления (КАУ), созданный на базе
бортовых электронных вычислительных машин, представляет
собой инерциальную систему, которая управляет движением
центра масс PH на основе терминальных методов, прогнозируя
и выбирая траектории с учетом появляющихся возмущений в
22
целях выхода на заданные конечные условия (параметры орбиты
выведения), а также обеспечивает стабилизацию PH по угловым
каналам управления и необходимые развороты. КАУ управляет
также всеми бортовыми системами и агрегатами PH в соответ-
ствии с заданной логикой, включая решение задач диагностики
их работы и использования для парирования нештатных ситу-
аций резервных комплектов или режимов. КАУ имеет необходи-
мые электрические связи с ОК, в том числе межмашинный
канал обмена информацией с его бортовым цифровым вычисли-
тельным комплексом (БЦВК), а также связи с наземным обору-
дованием при подготовке пуска.
Ракета-носитель оснащена необходимыми для полета или его
контроля системами: электропитания, телеметрических измере-
ний, регулирования расхода компонентов топлива, разделения
ступеней и др.
Сборка “пакета” PH проводится в горизонтальном положе-
нии на специальных стапелях монтажно-испытательного
корпуса (МИК). Там же устанавливается стартовый стыковоч-
ный (переходной) блок, или блок Я (см. рис. 1.1), с помощью
которого PH закрепляется в стартовом сооружении и через
который проходят основные пневмо- и электросвязи с наземным
оборудованием. При пуске PH блок остается в стартовом соору-
жении и в дальнейшем используется многократно.
Ракета-носитель вместе с полезным грузом транспортируется
в монтажно-заправочный корпус (МЗК) и затем на старт в гори-
зонтальном положении по рельсовому пути с помощью тран-
спортера-установщика, имеющего мощную гидравлическую
систему для перевода PH в вертикальное положение и установки
в пусковое устройство.
Технический комплекс (ТК) предназначен для сборки и элек-
троиспытаний ОК и PH. Основными его сооружениями явля-
ются два монтажно-испытательных корпуса (МИК PH и МИК
ОК) и площадка огневых контрольных испытаний (ОКИ) для
предпусковой проверки объединенной двигательной (ОДУ) и
вспомогательной силовой (ВСУ) установок ОК. ТК оснащен
монтажно-сборочным оборудованием, автоматизированными
испытательными комплексами, комплексами обработки инфор-
мации и необходимыми технологическими системами.
Монтажно-заправочный корпус предназначен для окончатель-
ного снаряжения МРКК, заправки ОК расходуемыми в полете
Рабочими телами и компонентами топлива (кроме криогенных),
Для установки на PH пиротехнических средств и твердотоплив-
ных двигателей разделения, а на ОК — полезного груза, для сня-
тия бортовых технологических устройств, проведения других
предполетных операций, а также для послеполетного обслужива-
23
ния ОК, в частности нейтрализации двигательных установок и
демонтажа возвращенных с орбиты грузов.
Для решения этих задач МЗК оборудован опускаемыми
навесными аппарелями и комплексом технологических систем,
позволяющих вести работы как с МРКК в сборе, так и авто-
номно с ОК.
Стартовый комплекс (СК) служит для предпусковой подго-
товки МРКК, включая полную заправку компонентами топлива
PH и криогенными компонентами топлива ОК (ОДУ и СЭП), и
проведения пуска. Основными в составе СК являются два стар-
товых сооружения, расположенных в одной зоне. В центре каж-
дого стартового сооружения имеется бетонированная площадка
со стартовым столом для установки на него МРКК с блоком Я, а
в толще бетона — три расходящихся от центра газовода. В под-
стольных помещениях и в сооружениях вокруг старта разме-
щены оборудование, агрегаты и технологические системы для
подготовки и проведения пуска.
Для управления подготовкой МРКК и пуском в подземном
бункере, обеспечивающем защиту персонала от последствий ава-
рийного пуска, расположен командный пункт. Процесс управле-
ния автоматизирован, и с началом заправки PH на стартовых
сооружениях, за исключением времени от посадки экипажа в
ОК (после заправки PH) до эвакуации обслуживающего посадку
персонала, никого нет.
Универсальный комплекс стенд-старт (УКСС) служит как для
проведения стендовых огневых испытаний PH (или отдельных
ракетных блоков), так и для осуществления пусков; оборудован
необходимыми испытательными средствами, технологическими
системами и командным пунктом и отличается от СК проек-
тными решениями, например схемой отвода газа (лоток вместо
газоводов), конструкцией башни обслуживания и т.п.
Посадочный комплекс орбитального корабля (ПК ОК) — это
специализированный аэродром для посадки ОК, оснащенный
радиотехническими системами автоматической посадки и ради-
олокаторами контроля движения с размещенными в его зоне
сооружениями, с объединенным командно-диспетчерским пун-
ктом (ОКДП), средствами послеполетного обслуживания и
другими системами. Более подробно ПК ОК рассматривается
в гл. 12.
Автоматизированная система управления полетом (АСУП)
представляет собой совокупность взаимодействующих наземных
и спутниковых средств, связанных между собой и с ОК линиями
передачи информации, включая командную, и предназначена
для контроля и управления полетом ОК. Подробные сведения об
АСУП приведены в гл. 13.
24
1.1.2. Цели разработки и структурная схема МРКК
Исследования по вопросам создания МКС и определения ее
технического облика были начаты в 1974 г., а решение о развер-
тывании работ было принято в 1976 г. Предварительные проек-
тные изыскания, проводившиеся на основе прогноза развития
ракетно-космической техники и с учетом отечественного опыта
космических разработок, позволили определить задачи полетов
новой системы и общие цели разработки ее проекта, при этом
учитывался зарубежный опыт, рассматривались и взвешивались
планы использования и технические особенности американской
многоразовой транспортной космической системы (МТКС)
“Спейс шаттл*’, создание которой началось на несколько лет
раньше.
Основными для орбитального корабля были приняты задачи
по доставке в космос и возвращению на Землю полезных грузов,
по работе с ними на орбите во взаимодействии с космическими
аппаратами (КА) и орбитальными комплексами. Цели разра-
ботки проекта помимо решения названных задач полетов
предусматривали создание в нашей стране космической тех-
ники, которая могла бы обеспечить противодействие в случае
использования МТКС '“Спейс шаттл” в военных целях (развер-
тывание космического вооружения, эксперименты по его соз-
данию и др.), и повышение общего уровня отечественной
космической технологии.
Представление о возможных массе и габаритных размерах
полезных грузов давали отечественные автоматические КА, как
существовавшие в то время, так и проектировавшиеся, и прог-
раммы развития орбитальных комплексов в части их дооснаще-
ния специализированными модулями (масса 10...20 т).
С учетом массы, необходимой на “служебные” задачи (сред-
ства сближения, стыковки, работы с грузами и топливо на орби-
тальные переходы), а также целесообразности создания
отечественной системы, сопоставимой по своим возможностям с
МТКС “Спейс шаттл”, была определена контрольная 1рузоподъ-
емность ОК в 30 т при выведении на орбиту с наклонением 50,7°
и до 20 т при спуске.
Вертикальный старт соответствовал уровню развития ракет-
но-космической техники, накопленному опыту и научно-техни-
ческому заделу, обеспечивал минимальный риск с точки зрения
уверенности в решении возможных проблем, а также сроков соз-
дания МКС и был принят за основу. При вертикальном старте в
условиях запуска с космодрома Байконур (широта около 46°,
необходимость отчуждения районов падения I ступени и др.)
стартовая 'масса МРКК должна была составлять 2200...2500 т,
т.е. предстояла разработка новых мощных средств выведения.
25
Существовало два пути: первый — создание специального
комплекса, в котором средствами выведения оснащался бы сам
ОК, и второй — сохранение традиционной схемы, при которой
ОК выводился PH и только после отделения от нее начинал
активный полет. В первом случае полезный груз ограничивается
только тем, что находится внутри ОК (30 т), во втором — может
достигать 100 т, если устанавливается вместо ОК.
Для МКС “Буран” было принято принципиальное решение
об использовании апробированной схемы: PH и КК. Основой
этого решения были реалистичная оценка соотношения частоты
применения одноразовых PH и МКС и стремление к максималь-
ному использованию потенциальных возможностей вновь созда-
ваемой уникальной системы, т.е. оценка будущего ее
практического использования.
При разработке МТКС “Спейс шаттл” указывалось, что эта
система должна будет обеспечить США “постоянное присут-
ствие в космосе” (предполагалось проводить до 50...60 пусков в
год), стать в эксплуатации экономически выгодной по срав-
нению с одноразовыми PH транспортной системой (масса
полезного груза до 29,5 т) по доставке грузов на орбиту, а также
заменить практически все одноразовые PH, в том числе и
используемые в военных целях. Исходя из этой концепции, а
также максимально возможной степени многоразовое™ была
принята следующая схема многоразового транспортного косми-
ческого корабля (рис. 1.2): многоразовая орбитальная ступень
(ОС) 100-кратного применения, имеющая конфигурацию само-
лета, оснащенная ЖРД для выведения на орбиту и осуществля-
ющая посадку на аэродром; одноразовый подвесной топливный
отсек (ПТО), питающий двигатели ОС и падающий в анти-
подную точку в Тихом океане, и два твердотопливных ускори-
теля (ТТУ) 25-кратного применения, приводняющихся на
парашютах в Атлантическом океане. В МТКК ТТУ являются
ракетными блоками I ступени в схеме выведения, ОС и ПТО
образуют II ступень (довыведение на орбиту осуществляется
средствами ОС после отделения ПТО), а система управления,
единая для МТКК и ОС, размещается на ОС.
Технические прогнозы, сопутствовавшие разработке МКС
“Буран”, по характеристикам и особенностям применения
средств выведения показали, что одноразовые PH еще долго
будут оставаться экономически выгодными по сравнению с сис-
темами типа “Спейс шаттл” при прогнозируемых темпах пусков
и что пока нерационально переводить весь поток грузов по
линии “Земля — космос” на новую многоразовую систему, т.е.
многоразовость не давала исключительного преимущества новой
системе.
26
Рис. 1.2. Сравнение схем МТКС “Спейс шаттл” (в) и МРКК
“Энергия”—“Буран” (б):
1 — твердотопливные ускорители; 2 — подвесной топливный отсек; 3 — орби-
тальная ступень; 4 — ЖРД II ступени; 5 — боковые ракетные блоки с ЖРД;
6 — центральный ракетный блок; 7 — орбитальный корабль
Однако так как новая система по своим энергетическим
характеристикам обеспечивала выведение 100 т на орбиту, было
бы нерационально ограничивать ее применение только выведе-
нием на орбиту 30 т полезного груза внутри ОК. Это подтвер-
ждалось анализом будущих космических операций, который
показал, что задачи освоения стационарных орбит, дальних
полетов к планетам, в том числе пилотируемых, и создания
перспективных обитаемых комплексов на околоземных орбитах
потребуют увеличения массы полезного груза до 100 т и более.
Поэтому одной из целей разработки проекта МКС “Буран”
стало параллельное создание ракеты-носителя тяжелого класса.
Была выбрана схема МРКК, в которой в отличие от МТКС
“Спейс шаттл” маршевые двигатели участка выведения на
корабле не устанавливались, предусматривался центральный
ракетный блок вместо ПТО, а PH оснащалась автономной сис-
темой управления. Построение PH на основе двух ступеней поз-
воляло при всеазимутальных пусках с космодрома Байконур
ограничить районы отчуждения зонами для падения I ступеней
только на территории СССР.
Чтобы исключить засорение космоса крупными конструкци-
ями и опасность, вызываемую их последующим непрогнозиру-
емым падением на Землю, предусматривалось затопление
П ступени PH в антиподной старту точке акватории Тихого оке-
27
ана. Для этого была принята схема, по которой PH выводит ОК
на условную орбиту, пересекающуюся с поверхностью Земли в
зоне перигея, а затем он довыводится на рабочую орбиту соб-
ственными двигателями.
Ракета-носитель, созданная как составная часть МКС,
продемонстрировала возможности своего универсального
применения в качестве PH тяжелого класса в пуске 15 мая
1987 г. и получила собственное название “Энергия”. После
первого пуска ОК 15 ноября 1988 г. было принято для МРКК
название “Энергия”—“Буран”.
1.2. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ
Основным назначением орбитального корабля является
проведение орбитальных операций по обслуживанию, ремонту
или дооснащению КА и орбитальных комплексов с доставкой на
орбиту оборудования и агрегатов и с возвращением грузов на
Землю.
1.2.1. Проблемы эксплуатации КА на орбитах
На околоземных орбитах ко времени разработки МКС однов-
ременно находилось около 150 отечественных спутников,
которые решали разнообразные задачи в интересах народного
хозяйства, обороны и науки: связь, телевидение, метеорология,
изучение природных ресурсов, контроль экологической обста-
новки, астрономические исследования, навигационное обеспе-
чение наземного транспорта, картографирование, контроль
вооружений и т.п. При современном развитии науки и техники
практически нельзя обойтись без спутниковых систем, способ-
ных или решать задачи с большим экономическим эффектом,
или делать то, что нельзя сделать наземными средствами, нап-
ример проводить астрономические исследования вне пределов
создающей помехи земной атмосферы или обзор (охват наблю-
дением или обеспечением радиосвязи) больших территорий на
Земле. Многие КА, например навигационные и связные, могут
объединяться в спутниковые системы для решения поставлен-
ных целевых задач.
Находящиеся на орбитах КА имеют неизбежные ограничения
по сроку службы, которые определяются располагаемыми ресур-
сами аппаратуры и агрегатов, а также запасами расходуемых
материалов. Любой из них может выйти из строя вследствие
отказов в его бортовых системах, и тогда на орбиту выводится
новый КА взамен вышедшего из строя или, что более прием-
28
демо, может быть использован иной метод: восстановление
(обслуживание) КА на орбите с доставкой к нему всего необхо-
димого с Земли каким-то другим транспортным КА.
Основными задачами обслуживания КА являются восполне-
ние расходуемых запасов (например, топлива путем дозаправки
или замены емкостей), ремонт или профилактика агрегатов,
замена неисправных блоков аппаратуры и оборудования и, воз-
можно, переоснащение усовершенствованными системами.
Обслуживание КА целесообразно, если оно экономически
эффективно, т.е. требует меньших затрат, чем йзготовление и
выведение на орбиту нового КА, или в случаях, когда КА осна-
щен уникальными аппаратурой и оборудованием (например,
телескопами высокой разрешающей способности со сложными
оптическими системами).
Применение транспортных средств с системами обслужива-
ния целесообразно и при выведении дорогостоящих сложных
КА на орбиту в целях их подготовки непосредственно на орбите
к автономному полету (развертывание конструкций, подготовка
систем и контроль состояния) с соответствующим снижением
риска потери КА из-за неполадок по сравнению с выведением
на PH. Еще одним вариантом их применения является возвра-
щение КА с орбиты для восстановления на Земле с повторным
использованием или для исследования их состояния и проведе-
ния в дальнейшем мероприятий по повышению надежности и
срока службы.
Обслуживание легких спутников, очевидно, нецелесообразно
из-за неокупаемости затрат, но в настоящее время прослежива-
ется тенденция к увеличению массы КА в связи с совершенство-
ванием и усложнением бортовых систем, расширением круга
решаемых задач и их комплексированием. Если доля “легких”
КА массой около 7 т (размерность полезного груза PH типа Р7
или “Восток”) в общем числе КА, выводимых на низкие около-
земные орбиты, составляла в 1988-1989 гг. 70...80%, то к 2000 г.
прогнозировалось ее снижение до 30%, при этом число “тяже-
лых” КА с массой более 18 т оценивалось в одну треть. С повы-
шением сложности и массы КА растет стоимость их
изготовления и пуска, причем с некоторой границы их обслужи-
вание становится рентабельным, хотя и требует изменений в
конструкции самих КА, т.е. должно планироваться заранее при
их разработке.
Отечественные долговременные космические станции и
орбитальные комплексы в своем развитии прошли ряд этапов.
Сначала это были станции, оснащенные всем необходимым еще
на Земле до запуска на весь срок своей работы, к которым на
КК “Союз” доставлялись экипажи. Затем с созданием грузовых
29
кораблей “Прогресс” станции стали снабжаться расходуемыми
материалами по мере сокращения на борту их запасов, что прод-
лило срок их эксплуатации до нескольких лет, причем на них
неоднократно выполнялись ремонтные операции с использова-
нием доставлявшихся агрегатов и блоков аппаратуры. С созда-
нием станции “Мир” и модулей типа “Квант” начался
принципиально важный этап: дооснащение станций новыми
отсеками и новой аппаратурой с увеличением круга решаемых
задач и повышением возможностей орбитального комплекса. В
последующем к ним добавятся задачи развертывания сложных
орбитальных комплексов с доставкой к ним элементов кон-
струкций и их сборкой и монтажом на орбите, т.е. задачи орби-
тального строительства.
Все это определило новое направление в космической деятель-
ности — транспортно-техническое обслуживание (ТГО) КА. Сред-
ства ТТО должны включать три основных компонента: полезный
груз для обслуживания, системы для работы с ним и средства
доставки. Базой для средств ТТО может быть не только Земля,
но и, например, орбитальный комплекс, с которого осуществля-
ются перелеты к обслуживаемым КА или к которому они достав-
ляются (подходят) для обслуживания. Не обсуждая вопросы
целесообразности выдвижения базы и средств ТГО в космос и
общих границ их применения, следует отметить, что в настоящее
время актуальными стали задачи обслуживания КА на низких
околоземных орбитах с высотами 500...600 км стартующими с
Земли средствами.
1.2.2. Операции обслуживания
Выполняемые ОК операции могут быть рассмотрены на
примерах выведения КА в космос, обслуживания его на орбите,
возвращения на Землю, а также дооснащения орбитальных стан-
ций. Общим для них, кроме задачи выведения, является этап
сближения. Для его выполнения ОК выводится в плоскость
орбиты КА и в качестве активного корабля, как правило, шести-
импульсным орбитальным переходом осуществляет сближение с
КА, решая задачи фазирования и выравнивания высот орбит и
компенсации боковых скоростей и отклонений. При необходи-
мости корректируется орбита КА (например, понижается высота
др расчетной для встречи) своими средствами. На заключитель-
ном ближнем участке после выхода в зону радиозахвата с
помощью системы взаимных измерений ОК подходит к КА и
зависает вблизи него.
30
При обслуживании КА на орбите (рис. 1.3) ОК в режиме зави-
сания манипулятором захватывает такелажную точку КА, а затем
переносит и устанавливает КА на агрегат обслуживания с однов-
ременной стыковкой электро-, пневмо- и гидросвязей. Далее
проводятся замена агрегатов КА, заправка его расходуемыми
материалами и другие операции, которые выполняются автома-
тически или экипажем (космонавтами) при выходе в отсек
полезного груза (ОПГ). При необходимости экипаж может кон-
тролировать установку КА на агрегат обслуживания, а также
другие механические работы. После завершения ремонта прово-
дятся электрические проверки КА, после чего он приводится в
исходное состояние, отстыковывается, отводится манипуля-
тором и отпускается в автономный полет.
Для обслуживания КА орбитальный корабль оснащен систе-
мой сближения и зависания, манипулятором, средствами выхода
космонавтов в открытый космос, рабочими местами в кабине
экипажа по управлению манипулятором и по проверке и подго-
товке КА (универсальные средства), а также агрегатом обслужи-
вания.
При возвращении КА на Землю возникает необходимость
приведения его в транспортабельное состояние. Практически
каждый КА оснащен внешними раскрывающимися на орбите
элементами (антеннами или солнечными батареями), которые
перед установкой КА в ОПГ должны быть сложены автомати-
чески под контролем экипажа или непосредственно экипажем
ОК вручную.
Возвращение КА на Землю включает операции сближения и
зависания,^перевод КА по команде с Земли в пассивное состо-
Рис. 1.3. Схема обслуживания КА на орбите:
/ — орбитальный корабль; 2 — манипулятор; 3 — КА в момент его захвата;
4 — КА при ^обслуживании; 5 — агрегат обслуживания; 6 — космонавт-оператор
в процессе монтажных работ
31
яние, захват и установку его на выдвинутое за габаритные
размеры ОК йриспособление для подготовки к возвращению,
складывание (свертывание) раскрытых элементов его конструк-
ции и укладку манипулятором в ОПГ. Для этого ОК должен
иметь специальный ложемент. Вместо ложемента возможно
использование универсальной системы крепления полезного
груза (СКПГ), но в этом случае КА оснащается ответными
узлами.
При выведении КА на орбиту отсутствует операция сближе-
ния, а главная цель состоит в проверке и подготовке КА к авто-
номному полету и в исключении риска потери КА в нештатных
ситуациях (например, при раскрытии сложных и больших
антенн), для чего проводятся контроль процессов и ручные
работы в нештатных ситуациях.
Работы проводятся примерно в такой последовательности:
открытие замков СКПГ, выведение КА за габаритные размеры
ОК поворотно-выдвижным столом, выдача команд на последо-
вательное раскрытие элементов конструкции, контроль процес-
сов экипажем с ручной работой в нештатных ситуациях,
проверка и подготовка КА к автономному полету, его отделение
и начальный отвод с помощью толкателей поворотного стола
или манипулятора.
Рассмотренные операции возможны только в случае, если КА
кооперированы с ОК, т.е. подготовлены для работы с ним и
имеют устройства захвата (такелажные точки) или стыковочные
узлы, ответные средства системы сближения и рассчитанную на
обслуживание или установку в ОПГ конструкцию, при этом на
ОК кроме универсального имеется и специальное снаряжение.
При работах с некооперированными КА (по их ремонту или воз-
вращению на Землю) резко повышается роль экипажа, который,
управляя движением ОК на заключительном этапе сближения и
при зависании, выходит в открытый космос с использованием
средств передвижения космонавтов (СПК) для подготовки КА к
захвату.
В этих случаях ОК кроме СПК должен иметь на борту такие
специальные средства, как устройство для захвата, устанавлива-
емое на КА, ложемент для его укладки, замки для фиксации и
т.п.
При дооснащении орбитальной станции доставляемым к ней
модулем (рис. 1.4) ОК из состояния зависания переходит к
причаливанию и стыковке к торцевому узлу станции с помощью
стыковочного модуля (СМ), установленного в ОПГ. После сты-
ковки раскрываются замки СКПГ, манипулятором извлекается
32
5
Рис. 1.4. Схема дооснащения орбитального комплекса модулем:
1 — орбитальный корабль; 2 — стыковочный модуль ОК; 3 — осевой стыковоч-
ный узел орбитального комплекса; 4 — модуль орбитального комплекса со сты-
ковочными узлами; 5 — базовый блок орбитального комплекса; 6 — боковой
стыковочный узел; 7 — доставленный модуль в момент установки; 8 — манипу-
лятор; 9 — доставленный модуль в транспортном положении
доставленный модуль и переводится на боковой узел станции.
Процесс контролируется экипажем визуально и через телека-
меры, при необходимости экипаж переходит к ручному управ-
лению, в частности на заключительной фазе стыковки модуля к
станции. В этом же полете может быть также снят и возвращен
на Землю модуль, ранее доставленный на станцию.
В операции дооснащения может применяться и установлен-
ная в ОПГ многоразовая стыковочная плата (МСП), через
которую проходят все необходимые связи между ОК и модулем
и которая расстыковывается перед извлечением модуля из ОПГ.
Рассмотренные примеры показывают, что наряду с борто-
выми системами ОК важное значение имеют его дополнитель-
ное оборудование для работы с ПГ и деятельность экипажа,
которые зависят от вида операции.
1.2.3. Область применения ОК
Область применения космической транспортной системы
определяется диапазоном орбит, на которых она может работать,
характеристиками полезных грузов и выполняемыми в полете
операциями.
Орбитальный корабль способен выполнять полеты на орбиты
с наклонением от 50,7° до значений, соответствующих поляр-
33
3 Заказ 192
ным орбитам, с высотами от 200 до 1000 км. Ракета-носитель
выводит ОК на условную орбиту, имеющую практически одина-
ковые от пуска к пуску апогей и перигей, а на заданную высоту
ОК выходит своими средствами. Заданное наклонение обеспечи-
вается изменением азимута запуска, соответствующим выбором
района падения блоков I ступени из числа разрешенных и опти-
мальной траекторией полета PH.
Масса доставляемого ОК полезного груза зависит от высоты
и наклонения рабочей орбиты: при увеличении наклонения
масса полезного груза PH, т.е. допустимая масса ОК, уменьша-
ется из-за снижения добавки скорости от вращения Земли
(пропорционально косинусу угла наклонения), а при повыше-
нии высоты орбиты увеличивается потребный запас топлива на
ОК, но в пределах допустимого для заданного наклонения
полезного груза PH. В любом случае компенсация потерь при
постоянной сухой массе ОК происходит за счет изменения уста-
навливаемого в нем полезного груза (рис. 1.5).
Область применения ОК при указанных высотах и наклоне-
ниях орбит, массе доставляемого на орбиту ПГ до 30 т и времени
полета от 7 до 30 сут определяется сферой полетов на низких
околоземных орбитах в следующих целях:
обслуживания КА на орбите со сменой агрегатов, ремонтом и
дозаправкой;
транспортного обеспечения орбитальных комплексов,
включая их снабжение, ремонт, дооснащение модулями или
аппаратурой, доставку и возвращение на Землю экипажей и обо-
рудования;
выведения и подготовки КА на орбите к автономному полету,
а также возвращения при необходимости на Землю;
Рис, 1.5. Влияние наклонения i и высоты круговой орбиты Якр на максимальный
вес выводимого полезного груза
34
доставки на орбиту элементов больших конструкций, их
развертывания и монтажа силами экипажа с помощью бортового
оборудования, в частности на орбитальных комплексах;
спасения экипажей терпящих бедствие орбитальных комплек-
сов;
проведения в автономном полете с помощью установленных
в ОПГ отсеков-лабораторий и оборудования исследований
Земли и космоса, а также экспериментов в условиях космичес-
кого полета;
производства в условиях невесомости в автономном полете и
под контролем экипажа промышленных материалов, биологи-
ческих препаратов и лекарств с повышенными свойствами с
помощью многократно используемого оборудования в гермоот-
секах, размещенных в ОПГ.
Орбитальный корабль способен выполнять операции на низ-
ких околоземных орбитах, которые не под силу другим сущес-
твующим отечественным космическим средствам. Это возможно
благодаря его трем основным качествам: способности выводить
на орбиту и возвращать на Землю большой груз, универсальному
оборудованию для работы с ним и для взаимодействия с КА и
наличию экипажа для контроля и выполнения операций.
ОК “Буран”, PH “Энергия” и МКС в целом относятся к фун-
даментальным разработкам, в которых учитывались не только
потребности настоящего времени, но и возможность эффектив-
ного использования в будущем. Если ОК “Буран” как транспор-
тный корабль—производитель работ может способствовать
развертыванию перспективных орбитальных комплексов и спут-
никовых систем, то тяжелая PH “Энергия” позволяет выводить
на орбиту их крупные блоки, освоить стационарные орбиты с
КА массой 18...20 т при использовании разгонных блоков и
открыть дорогу к дальним космическим полетам, включая пило-
тируемые.
1.3. ОСНОВНЫЕ ПРОЕКТНЫЕ РЕШЕНИЯ
Выбор проектных параметров КА основывается на анализе
задач полетов, а также установленных к нему требований и по
своему характеру является многопараметрической задачей, при
решении которой учитываются разнообразные связи в цедях
получения увязанного и сбалансированного во всех отношениях
проекта корабля.
Облик корабля синтезируется на основе оптимального выбора
одних параметров, рационального решения по другим, а во мно-
гих случаях и путем технического компромисса.
3*
35
Предназначенный в основном для обслуживания КА на низ-
ких околоземных орбитах орбитальный корабль “Буран” должен
был обеспечивать выведение на орбиту полезного груза общей
массой до 30 т и возвращение на Землю груза до 20 т, проведе-
ние сближения и стыковки с КА, выполнение работ с грузами на
орбите и иметь необходимые для этого средства. Вместе с тем
ОК создавался как пилотируемый корабль, который в совокуп-
ности с PH должен был обеспечивать как надежное выполнение
программы полета, в том числе и в автоматическом режиме для
реализации беспилотных пусков в начале летных испытаний, а
при необходимости и в дальнейшем, так и высокую безопас-
ность экипажа.
В основу разработки ОК “Буран”, как и МТКС “Спейс
шаттл”, было положено многоразовое использование в целях
снижения стоимости пуска, т.е. затрат на эксплуатацию, при
этом исключалась необходимость развития производственной
базы, что характерно при серийном изготовлении одноразовых
КК.
Одноразовые КК требуют относительно умеренных затрат на
свое создание, но они дороже в эксплуатации, а многоразовые
КК начиная с определенного момента более экономичны в
общих затратах, так как участвуют в пуске лишь частью своей
стоимости, определяемой кратностью применения (рис. 1.6). Это
снижает стоимость выведения на орбиту или доставки к обслу-
живаемому КА 1 кг полезного груза. Однако в настоящее время
многоразовые КК по стоимости доставки груза на орбиту проиг-
рывают по сравнению с PH. Об этом говорит хотя бы то, что
энергетические возможности МРКК “Энергия”—“Буран” или
МТКС “Спейс шаттл” как средств выведения позволяют достав-
лять на орбиту в три раза больший груз, чем полезный груз
каждого из этих многоразовых кораблей.
Общую компоновку КК во многом определяют полезный груз
и его установка. По своим внешним обводам или, по крайней
мере, по описывающей их объем поверхности полезные грузы
тяготеют к цилиндрическим формам. Это определяется как усло-
виями их размещения в головных блоках PH, так и удобствами и
особенностями их собственной компоновки, в том числе и
такими “земными” влияниями, как ограничения по размерам
при транспортировании (длина.достаточно свободный параметр)
или допустимым поперечным размерам на конкретном произ-
водстве. Поэтому для ОК был принят гипотетический выгружа-
емый полезный груз цилиндрической формы диаметром 4,15 м и
длиной 15 м, для размещения которого требовался отсек длиной
около 18 м и диаметром около 5 м. При этом учитывались пот-
36
Рис. 1.6. Характер затрат на многоразовые и одноразовые КК, выводимые PH:
5" — суммарные затраты на разработку и эксплуатацию, отнесенные к стоимости
PH; п — число пусков в год; А — затраты на разработку; /в — время выравнива-
ния затрат; 1 — одноразовые КК; 2 — многоразовые КК
ревности для установки в ОПГ как агрегатов ОК, так и приспо-
соблений для работы с ПГ.
Для выгрузки (погрузки) ПГ на орбите и при наземной под-
готовке могли быть использованы две схемы выдвижения ПГ:
через кормовой срез (торец) корабля или через>-боковую повер-
хность с открыванием соответствующих крышек. С учетом удоб-
ства размещения универсального оборудования для
обслуживания ПГ, создания оптимальных условий работы с ним
и выбора рациональной компоновки кабины экипажа и двига-
тельных установок была принята вторая схема: раскрывающиеся
на две стороны во всю длину отсека створки, обеспечивающие
свободный доступ к механизмам и агрегатам ОПГ и к размеща-
емому в нем ПГ.
Облик и компоновку ОК во многом определяет спуск в
атмосфере. Основными задачами спуска являются торможение
ОК от орбитальной до посадочной скорости, в процессе кото-
рого требуется обеспечить снижение перегрузок до допустимых
значений, защиту от аэродинамического нагрева и приведение
ОК в заданный район посадки с выполнением необходимых
маневров. Решение этих задач требует повышения аэродинами-
ческого качества (отношение подъемной силы к силе сопротив-
ления).
37
При торможении ОК его большая кинетическая (скорость
более 7 км/с) и потенциальная (высота 100 км) энергии рассе-
иваются путем преобразования в тепловую энергию воздуха.
Однако некоторая часть тепла (достаточно небольшая в общем
балансе рассеиваемой энергии) поступает к поверхности ОК, для
защиты конструкции которого от нагрева необходимо теплоза-
щитное покрытие. Для одноразовых спускаемых аппаратов КК
типа “Союз” с аэродинамическим качеством К < 0,3 из-за высо-
ких удельных тепловых потоков (до 250 ккал/(м2 • с)) использу-
ются абляционцые теплозащитные материалы, работающие с
разрушением поверхностного слоя и уносом массы. Для много-
разового корабля такие покрытия нерациональны и практически
неприменимы из-за необходимости их восстановления после
полета. При увеличении аэродинамического качества К удель-
ные тепловые потоки снижаются, и при К > 1 равновесные тем-
пературы поверхности уменьшаются до значений, при которых
при современном уровне материаловедения возможно примене-
ние неразрушающихся теплозащитных покрытий. Происходящее
при этом повышение интегральных тепловых потоков компенси-
руется конструктивными решениями и применением высокоэф-
фективных теплоизоляционных материалов.
С увеличением аэродинамического качества снижаются
перегрузки: при угле входа в атмосферу около 2° и К = 0 перег-
рузка равна примерно 9, при К = 0,5 она падает до 2,5. С учетом
запасов на управление при спуске и необходимости создания
экипажу достаточно комфортных условий с возможностью
управления движением ОК аэродинамическое качество должно
быть 0,5... 1,0 и выше.
Определяющее значение для выбора аэродинамического
качества имеет величина заданного маневра в боковом направле-
нии (рис. 1.7). Исходя из требований безопасности ОК должен
преодолевать боковым маневром межвитковое расстояние,
равное на широте космодрома Байконур примерно 1750 км, что
обеспечивает в случае полярной орбиты полет по нештатной
одновитковой траектории, а при штатном спуске — посадку с
трех соседних витков. При наклонениях до 65° это расстояние
сокращается до 1050 км. По совокупности названных задач
располагаемое значение аэродинамического качества с учетом
способа управления (изменение угла крена выполняется анало-
гично КК “Союз”) составило на гиперзвуковых скоростях
величину 1,5.
Посадка на Землю для любого пилотируемого КА является
одним из ответственных этапов полета и связана с необходи-
мостью гашения вертикальной и горизонтальной составляющих
скорости. Существуют два вида посадки КА: вертикальная,
38
применяемая на КК “Союз” и “Аполлон”, и горизонтальная
(самолетная), используемая для ОК “Буран” и ОС “Спейс шаттл”.
Вертикальная посадка КА на парашюте на сушу сопряжена с
неоднозначностью условий местности (уклоны и виды грунта,
препятствия и сооружения) и кинематических условий контакта
(ветровой снос и раскачка на парашюте, ориентация КА относи-
тельно направления сноса, разбросы вертикальной скорости).
Для относительно легкого (масса около 2,5 т) и компактного
(диаметр и высота около 2 м) спускаемого аппарата (СА) КК
“Союз” задача парирования вертикальной посадочной скорости
решается комбинированным применением пороховых двигате-
лей мягкой посадки, амортизации кресел космонавтов и
частично сминаемого при ударе днища, а горизонтальной ско-
рости — трением днища о грунт и рассеиванием энергии на
перекатах СА по грунту, что вызывает хотя и малые, но повреж-
дения конструкции.
Для тяжелого многоразового корабля такая схема посадки
была непригодна и требовала кардинального пересмотра в нап-
равлении контроля ориентации относительно ветрового сноса,
измерения и гашения горизонтальной скорости, стабилизации
по угловым каналам управления и посадки на подготовленную
ровную площадку. Лучшие перспективы открывала горизонталь-
ная посадка, при которой условия приземления строго регла-
ментируются и соответствуют принятым для самолетов.
При выборе способа спуска и приземления КК “Союз” глав-
ная задача заключалась в безопасном возвращении экипажа на
Землю. Приземление СА “по-самолетному” было отвергнуто,
так как использования “крыльев” для спуска не требовалось, а
их применение в условиях строгих массовых лимитов только для
улучшения посадки считалось нерациональным. Для ОК наряду
с безопасным возвращением экипажа необходимо было обеспе-
чить сохранность груза и самого ОК исходя из его повторного
использования. Рассматривалась и возможность его вертикаль-
ной посадки, которая после проработки на одном из вариантов
компоновки ОК с учетом задач спуска и посадки была признана
нецелесообразной. Поэтому было принято решение об использо-
вании горизонтальной посадки ОК, несмотря на существенное
повышение массы и финансовых затрат, в частности по стро-
ительству специального аэродрома и его оснащению. Оно опре-
делило выбор аэродинамической компоновки ОК самолетного
типа.
Основу компоновочной схемы ОК (рис. 1.8) определяло
размещение в его центре отсека полезного груза, являющегося
как бы ядром корабля-самолета и расположенного в наибольшей
по размерам средней части фюзеляжа (СЧФ). На СЧФ установ-
39
Рис. 1.7. Влияние аэродинамического качества К на величину
бокового маневра L$ при постоянном угле крена у
Рис. 1.8. Компоновочная схема ОК:
7 — кабина экипажа; 2 — блок двигателей управления носовой (БДУ-Н); 3 — приборный отсек; 4 — командный отсек; 5 —
рабочие места РМ-1 и РМ-2; 6 — остекление кабины; 7— катапультные кресла; 8 — аварийные выходы для катапультных кресел;
9 — рабочее место РМ-3; 10 — радиовысотомер-вертикаль; 77 — отсек полезного груза (ОПГ); 12 — створки ОПГ; 13 — верхняя
остронаправленная антенна OHA-I (сложена); 14 — вспомогательные силовые установки (ВСУ); 75 — контейнер с тормозным
парашютом; 76 — блоки двигателей управления (левый и правый); 77— базовый блок ОДУ; 18 — двигатели орбитального манев-
рирования (ДОМ); 19 — балансировочный щиток; 20 — герметичный приборный отсек; 21 — нижняя остронаправленная антенна
ОНА-П (в рабочем положении); 22 — баллоны с газами, водой и аммиаком; 23 — блоки аппаратуры; 24 — баллоны системы пожа-
ровзрывопредупреждения (СПВП); 25 — баки СЭП; 26— электрохимические генераторы (ЭХГ) СЭП; 27— приборный модуль
СЭП; 28 — входной (посадочный) люк; 29— бытовой отсек (БО); 30— агрегатный отсек (АО); 31 — задний люк кабины экипажа
для выхода в СМ или шлюзовую камеру кабины (ШКК); 32 — рабочее место РМ-4; 33 — навигационная измерительная визуаль-
ная система; 34— иллюминатор наблюдения за работами в ОПГ; 35 — рабочее место РМ-5; 36 — рабочее место РМ-6;
37 — медицинское оборудование; 38 — модуль командных приборов; 39 — звездно-солнечный прибор (ЗСП); 40 — блок коммутации
9 eng
лены консоли крыльев, образующие с ее нижними обводами
общую несущую при спуске поверхность. Кабина экипажа
размещается в носовой части фюзеляжа (НЧФ), что открывает
необходимый для ручного управления посадкой обзор вперед по
курсу. Объединенная двигательная установка (ОДУ) располага-
ется в хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ), а часть управляющих
двигателей (УД) в целях обеспечения координатных перемеще-
ний (параллельно-поступательного движения) в процессе сбли-
жения и стыковки — в НЧФ.
Внешние обводы ОК соответствуют самолетной схеме “бес-
хвостка”. Они позволили получить аэродинамическое качество
около 1,5 на гиперзвуковых и более 5 на дозвуковых скоростях,
что решило задачи спуска и посадки на взлетно-посадочную
полосу (ВПП) посадочного комплекса. Более подробно выбор
аэродинамической компоновки ОК изложен в гл. 3.
На ранней стадии проектирования ОК рассматривались и
альтернативные компоновочные решения. В связи с отсутствием
на ОК двигателей участка выведения и, следовательно, более
передней центровкой ОК прорабатывался вариант его компо-
новки на базе концепции “несущий корпус” без использования
крыльев. В этом случае предполагались применение усовершен-
ствованной схемы вертикальной посадки с приземлением в степ-
ном районе (подготовленном или подобранном) и спуск с
аэродинамическим качеством около 1, а для одновитковой
траектории при полярных орбитах намечался второй район
приземления на межвитковом расстоянии к западу от космод-
рома. Но из-за отсутствия явных преимуществ, наличия техни-
ческого риска в реализации посадки, ограниченных
маневренных возможностей при спуске, усложнения операций
по послеполетному транспортированию и обслуживанию прора-
ботка такого варианта ограничилась поисковыми оценками.
Таким образом, анализ полетов, характеристики ПГ, выводы
по проблемам спуска и посадки и рациональные решения по
общей увязке привели к компоновке ОК самолетного типа. Это
сблизило внешние очертания ОК и ОС “Спейс шаттл” и сделало
их похожими. Так же похожи разработанные в разных странах
многие самолеты, вертолеты, автомобили и морские суда, и
причина этого одна — поиск на определенном этапе развития
науки и техники наиболее удачных технических решений, или
проще: никто не хочет делать хуже только ради оригинальности
решений.
Состав систем ОК и их характеристики выбирались исходя из
назначения ОК, на основе анализа задач полетов и требований к
кораблю. Важное значение имели решения по системе управле-
ния и двигательной установке.
42
В основу системы управления (СУ) был положен бортовой
цифровой вычислительный комплекс, в программно-математи-
ческом обеспечении (ПМО) которого реализовывались алго-
ритмы управления как движением ОК, так и работой его
бортовых систем, т.е. в СУ централизованы практически все
задачи управления, за исключением элементов внутренней
логики систем, вынесенных в их собственные приборы или
спецвычислители, и операций по включению части оборудова-
ния с рабочих мест экипажа. Система управления наряду с
управлением в полете решает также задачи предстартовой подго-
товки систем (во взаимодействии с автоматизированным испы-
тательным комплексом (АИК), см. гл. 11) и их приведения в
исходное состояние после посадки. В связи с изложенным СУ,
включаемая до старта, работает в течение всего полета и выклю-
чается только через 0,5... 1,5 ч после останова ОК на ВПП. В
процессе ее работы изменяется состояние системы, заменяется
ПМО (частично) в зависимости от участков работы и их задач,
но процесс управления остается непрерывным. Этим ОК отли-
чается от КК “Союз”, которые имеют самостоятельный контур
управления бортовыми системами, а контур управления движе-
нием включается на время выполнения орбитальной операции,
причем каждый раз с восстановлением ориентации КК и навига-
ционной информации.
Контур управления движением ОК построен на принципах
инерциальной системы управления. Используя информацию
командных приборов (линейные ускорения, изменение углов),
СУ управляет движением центра масс и вращением вокруг него.
Периодически в полете проводится коррекция данных инерци-
альной системы по углам ориентации и вектору состояния ОК
(координаты, скорость) с целью компенсации накопленных
ошибок.
Для объединенной двигательной установки принято нетради-
ционное для КК решение по компонентам топлива: кисло-
род-углеродное топливо вместо высококипящих компонентов.
Применение этого экологически чистого топлива повысило
удельный импульс двигателей, но потребовало внедрения на ОК
элементов криогенной техники, поскольку кислород хранится и
заправляется в жидком состоянии (температура кипения
минус 183 °C). Особенностью является и то, что в управляющие
двигатели кислород подается в газообразном состоянии в
отличие от двигателей ориентации, работающих на жидком кис-
лороде.
Применяемые на ОК компоненты топлива отличают его от
всех других космических кораблей, где используются, как
43
правило, высококипящие компоненты топлива, в том числе и от
МТКС “Спейс шаттл”.
Более подробно об ОДУ рассказывается в гл. 5.
При разработке ОК большое внимание уделялось вопросам
деятельности экипажа и автоматическому режиму работы.
Система управления ОК все основные операции штатной и
нештатной программ полета реализует в автоматическом режиме
с использованием в необходимых случаях автоматически переда-
ваемой из Центра управления полетами (ЦУП) в БЦВК коман-
дно-программной информации. Так же решаются задачи
диагностики бортовых систем, использования резервов аппара-
туры и резервных режимов для выхода из нештатных ситуаций.
Экипаж может вводить в БЦВК программную информацию,
уточняющую ход или характеристики операций, задействовать
ПМО ручных операций и управлять работой систем, используя
пульты управления на своих рабочих местах. Одним их направ-
лений его деятельности является традиционный контроль состо-
яния бортовых систем и динамики полета. Используя
информацию на дисплеях, где отображаются текущие операции
и куда могут быть вызваны данные по любой системе, а также
информацию на пультах управления, экипаж в нештатных ситу-
ациях может включать резервные комплекты аппаратуры, заме-
нять автоматические режимы работы ОК другими вплоть до
изменения программы полета (последовательности операций)
или прерывать режим и в предусмотренных случаях выполнять
некоторые операции вручную, в том числе сближение (ближний
участок), причаливание и стыковку с КА, облет КА и зависание
вблизи него, ориентацию ОК, астрокоррекцию гиростабилизи-
рованных платформ и др.
Другим направлением деятельности экипажа является прове-
дение работ, связанных с полезным грузом, при которых
приоритетными становятся ручные операции. Некоторые из них
выполняются автоматически под контролем экипажа с возмож-
ностью перехода на ручное управление (например, развертыва-
ние и подготовка манипулятора к работе или перемещение с его
помощью грузов), но не все работы могут быть автоматизиро-
ваны полностью. Так, захват манипулятором груза и его переме-
щение в зону бокового узла станции могут быть
автоматизированы, но заключительная фаза — установка груза
на узел — требует контроля со стороны экипажа (с помощью
телекамеры) или его прямых действий по компенсации ошибок.
И, наконец, существуют операции, связанные с проведением
монтажных и демонтажных работ (развертывание доставленных
на орбиту конструкций, замена или ремонт агрегатов обслужива-
емых на орбите КА или перевод элементов конструкции КА в
44
транспортабельное состояние при подготовке к его возвращению
на Землю), при которых необходимо максимальное использова-
ние возможностей экипажа при действиях в открытом космосе.
Особой проблемой с учетом отношений в системе “чело-
век-машина” является управление посадкой ОК: с одной сто-
роны, это традиционное авиационное отношение к ручному
управлению как к наиболее надежному способу посадки, с
другой — целесообразность автоматического управления, прове-
ренная практикой космических полетов. С учетом необходи-
мости завершения полета даже в плохих (туман, снег)
метеорологических условиях (время ожидания на орбите ограни-
чено), возможности ослабления организма членов экипажа
после космического полета или в случае их заболевания, необхо-
димости выполнения беспилотных пусков и наличия на борту
БЦВК было принято решение основным способом приземления
считать автоматическую посадку ОК, а ручную — резервным.
Это определило требования к разработке бортовых и наземных
средств и к их экспериментальной отработке и означало иной
подход к решению проблем посадки, чем в МТКС “Спейс
шаттл”.
Численность экипажа в четыре человека, как показал анализ
на начальном этапе разработки, была достаточной для выполне-
ния предстоящих задач полета и обеспечивала как управление
ОК, так и проведение работ с полезным грузом и средствами его
обслуживания. Однако проблемы безопасности полета указы-
вали на целесообразность сокращения экипажа до двух человек
как минимально достаточного для управления ОК на начальном
этапе летных испытаний с установкой на ОК средств спасения.
В то же время увеличение экипажа сверх четырех человек
расширяло возможности исследований и облегчало решение
некоторых задач, в том числе требующих выхода в космос.
Поэтому было принято компромиссное решение: установить
максимальную расчетную численность экипажа в десять чело-
век, а пилотируемый этап летных испытаний проводить с экипа-
жем в составе двух человек с последующим его увеличением до
четырех. Причем в обоих случаях ОК оснащался катапультными
креслами. Это обеспечивало выполнение задач полета, повы-
шало уровень безопасности и позволяло по мере накопления
опыта полетов с подтверждением высокой надежности увеличи-
вать в необходимых случаях численность экипажа (без использо-
вания средств спасения, если численность превышала четыре
человека). Таким образом, для ОК был принят более осторож-
ный подход, чем для ОС МТКС “Спейс шаттл”.
Надежность ОК и МРКК в целом, высокая вероятность
успешного выполнения программ полетов и достижение требу-
45
емого уровня безопасности экипажа обеспечиваются комплек-
сом мероприятий, установленных при разработке проекта:
высокими требованиями по надежности комплектующих ОК
систем, агрегатов и узлов;
строгим нормированием условий эксплуатации, нагрузок и
запасов прочности;
проведением экспериментальной отработки конструкций и
систем на уровне автономных испытаний приборов и узлов,
испытаний в составе экспериментальных установок и на полно-
размерных макетах ОК;
внедрением требований исчерпывающей отработки в назем-
ных условиях, включая полеты в атмосфере, с созданием необхо-
димой стендовой базы;
резервированием аппаратуры и оборудования основных сис-
тем ОК и резервными режимами их работы, а также диагности-
кой систем для распознавания отказов и логикой использования
резервов;
организацией контроля состояния ОК и его функционирова-
ния в ЦУП по данным телеметрической системы и экипажем по
информации на рабочих местах с возможностью выдачи коман-
дных воздействий как ЦУП, так и экипажем;
использованием аппарата анализа возможных нештатных
ситуаций для определения путей выхода из них в полете и допо-
летного внедрения достаточных мер по резервированию;
отработкой сопряжений бортовых систем на комплексных
электрических стендах и процессов управления и ПМО на ком-
плексных моделирующих стендах (КМС);
соблюдением строгой отчетности, контролем выводов и зак-
лючений по результатам всех работ.
Безопасность полета по совокупности принятых решений
обеспечивается комбинированным использованием нештатных
ветвей завершения полета и специальных средств спасения
экипажа (см. гл. 2).
Состав и масса полезного груза ОК не могут быть постоян-
ными и изменяются в зависимости от задач полетов. Одним из
вопросов разработки проекта стало определение подхода к пере-
менной составляющей массы ОК.
Контрольная масса ПГ в 30 т была принята для круговой
орбиты с высотой 200 км и наклонением 50,7°, поэтому все
необходимое для пилотируемого полета на эту орбиту при дли-
тельности полета 7 сут и возвращении на Землю входит в соб-
ственную массу ОК.
Устанавливаемые на ОК для решения задач полетов (сверх
указанной минимальной массы) дополнительные средства по
своему характеру делятся на две группы: составные части ОК и
46
собственно полезный груз. Сое тав ные части ОК разраба-
тываются как элементы его конструкции и могут быть отсеками
(стыковочный модуль, шлюзовая камера кабины) или универ-
сальным оборудованием (манипулятор, узлы крепления ПГ). К
полезному гр узу относятся выводимые или возвраща-
емые КА, модули и оборудование обслуживания, а также сопря-
женные с ними агрегаты (ложементы, поворотные столы и др.),
которые разрабатываются, как правило, в своих целях и по
своим проектам с учетом требований установки на ОК. Сущес-
твенной переменной составляющей массы является масса топ-
лива, определяемая целями полета, т.е. задачей по работе с ПГ.
Можно сразу и навсегда оснастить ОК всеми необходимыми
для выполнения задач полетов и работы с ПГ составными
частями, снабдив его достаточным для любого полета запасом
топлива. Но тогда снижаются возможности по выведению ПГ, в
то время как не все составные части и не весь запас топлива
нужны в каждом полете. Поэтому более рационально, стремясь к
увеличению массы полезного груза, перераспределять кон-
трольную массу ОК между его оснащением, полезным грузом и
запасом топлива в зависимости от конкретного полета.
В связи с этим было принято решение о выделении ряда
средств ОК в группу сменных элементов, установка которых, как
и увеличение запасов топлива сверх минимально необходимых,
осуществляется в соответствии с задачами полета за счет умень-
шения массы ПГ по отношению к предельной.
1.4. КОНСТРУКЦИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
Орбитальный корабль — это сложный по конструкции и ком-
поновке пилотируемый космический корабль, имеющий в своем
составе многие системы, агрегаты, механизмы и оборудование.
Основой конструкции ОК является планер, который образует
аэродинамические обводы, воспринимает нагрузки на всех учас-
тках полета, служит корпусом корабля, оснащаемым в процессе
его сборки, и имеет в своем составе системы и элементы, обес-
печивающие спуск и посадку. Его масса, включая собственные
системы, составляет около 40% стартовой массы ОК. Более под-
робно планер и его системы рассматриваются в гл. 3.
В процессе сборки ОК на планер устанавливаются необходи-
мые для космического полета системы и агрегаты (системы
управления, электропитания и др., радиотехнический комплекс,
двигательные установки и т.п.), составляющие около 20% стар-
товой массы ОК, а также универсальное оборудование для
работы с ПГ и сменные отсеки, составляющие до 11% стартовой
массы ОК. Будучи связаны электрическими цепями, все сис-
47
Таблица 1.2
Основные характеристики ОК
Параметр Значение
Максимальная стартовая масса, т в том числе масса полезного груза Посадочная масса ОК, т: номинальная максимальная Масса возвращаемого на Землю полезного груза, т: номинальная максимальная Экипаж, чел.: на начальном этапе летных испытаний (при наличии катапультных кресел) максимальный (без катапультных кресел) Продолжительность полета, сут: номинальная максимальная (с дополнительными баками) Диапазон возможных наклонений орбит, Высота орбиты, км: рабочая круговая максимальная Тяга двигателя орбитального маневрирования (в пустоте), тс Перегрузки: при выведении на орбиту (максимальная) при спуске в атмосферу (по номинальной траектории) Аэродинамическое качество: на гиперзвуковых скоростях при посадке Максимальная величина бокового маневра при спуске, км Посадочная скорость, км/ч: средняя (при посадочной массе 82 т) максимальная Габаритные размеры, м: общая длина, в том числе фюзеляжа ширина фюзеляжа (максимальная) высота на стоянке размах крыла 105 30 82 87 15 20 2 10 7 30 50,7...НО 250...500 1000 8,8 3 1,6 1,5 5 1700 312 360 36,37 30,85 5,5 16,35 23,92
48
темы и агрегаты вместе с оборудованием планера образуют еди-
ный комплекс'бортовых систем (см. гл. 4), который работает под
управлением и контролем системы управления в соответствии с
заданной логикой взаимодействия, реализованной в програм-
мно-математическом обеспечении СУ.
Основные характеристики ОК приведены в табл. 1.2.
1.4.1. Компоновка ОК
Герметичная кабина ОК (см. рис. 1.8), в которой находится и
работает в полете экипаж, размещается в носовой части фюзе-
ляжа и имеет два этажа: верхний — командный отсек (КО) и
нижний — бытовой отсек, под которым расположен агрегатный
отсек с не требующим постоянного доступа оборудованием.
Командный отсек в своей передней части имеет два рабочих
места (РМ-1 и РМ-2), оснащенных катапультными креслами. В
конструкции кабины предусмотрены аварийные выходы, образу-
ющиеся с помощью взрывных шнуров.
Вариант кабины, рассчитанный на экипаж из четырех чело-
век с индивидуальными средствами спасения, отличается тем,
что в передней части БО (аварийные выходы перед остеклением
кабины) устанавливаются два дополнительных катапультных
кресла, а приборные отсеки переносятся к задней стенке
кабины.
Снаружи на задней стенке кабины установлен модуль коман-
дных приборов (МКП), внутри которого находятся гиростабили-
зированные платформы (ГСП) СУ. Справа на МКП установлен
блок звездных датчиков, имеющий открывающуюся в полете
крышку. Слева размещен радиовысотомер-вертикаль (РВВ). Над
МКП размещена навигационная измерительная визуальная сис-
тема (НИВС), внешняя и внутренняя части которой установ-
лены на специальном промежуточном иллюминаторе задней
стенки кабины. Оси НИВС совмещаются с осями МКП в полете
экипажем вручную с помощью механизма для юстировки.
На обшивке НЧФ вокруг кабины и перед ней установлено
большинство антенн радиотехнических систем корабля. Каждая
антенна или их группа монтируется в вырезе металлической
обшивки и закрывается радиопрозрачной вставкой. В передней
части НЧФ установлен носовой блок двигателей управления. На
задней стенке кабины и частично на передней размещены платы
электроразъемов, а также разъемы пневмогидросвязей. Под
кабиной проложены транзитные кабели и трубопроводы, соеди-
няющие, минуя кабину, агрегаты и аппаратуру НЧФ и других
частей фюзеляжа.
4 Заказ 192
49
Отсек полезного груза расположен в средней части фюзеляжа
от задней стенки кабины (от соответствующего шпангоута) до
перегородки, отделяющей СЧФ от хвостовой части фюзеляжа. В
нижней зоне СЧФ между шпангоутами расположены приборы и
агрегаты систем, в том числе системы электропитания (баки с
жидким водородом и кислородом, приборный модуль и электро-
химические генераторы тока), в верхней части — створки ОПГ
(четыре секции по каждому борту со смонтированными на них
радиаторами системы терморегулирования), открывающиеся на
две стороны. Сбоку к СЧФ крепятся консоли крыла с элевонами
— аэродинамическими рулями, совмещающими функции управ-
ления по каналам тангажа и крена, и нишами с установленными
в них основными стойками шасси. Ниша передней стойки
расположена сразу за кабиной экипажа на СЧФ.
В ХЧФ размещены базовый блок (ББ) ОДУ и три ВСУ, созда-
ющие давление в гидравлической системе ОК, герметичный
приборный отсек и другие агрегаты и оборудование. ВСУ распо-
лагаются вблизи передней стенки ХЧФ по правому и левому
бортам. Два хвостовых блока (левый и правый) двигателей
управления ОДУ крепятся консолью на шпангоуте донного среза
ХЧФ, на котором устанавливается и ББ. В нижней части ХЧФ
размещен балансировочный щиток, а в верхней — киль с рулем
Рис. 1.9. Конфигурация ОК в орбитальном полете:
1 — базовый блок ОДУ; 2 — блоки двигателей управления (левый и правый);
3 — полезный груз; 4 — радиаторы системы терморегулирования (передние отве-
дены от створок); 5 — радиовысотомер-вертикаль; 6 — иллюминатор наблюде-
ния за работами в ОПГ; 7 — модуль командных приборов; 8 — иллюминатор
контроля стыковки; 9 — звездно-солнечный прибор; 10 — переднее остекление;
11 — блок двигателей управления носовой; 12 — отсек полезного груза;
13 — открытые створки ОПГ
50
направления — воздушным тормозом. В раннем варианте ком-
поновки для повышения маневренных возможностей ОК при
посадке, в частности при ручном управлении, предполагалось
оснащение ОК двумя турбореактивными двигателями с их уста-
новкой на ХЧФ по бокам от киля.
Конфигурация ОК в автономном орбитальном полете, когда
раскрыты створки, развернуты радиаторы системы терморегули-
рования (СТР), открыты поля зрения навигационных приборов
и обеспечено наблюдение экипажу в сторону ОПГ, показана на
рис. 1.9.
Сведения о компоновке кабины экипажа, планере ОК, разме-
щении и составе ОДУ и ВСУ приведены в гл. 3...6.
1.4.2. Установка полезных грузов и сменных
элементов ОК
Для установки полезных грузов в конструкции ОК предус-
мотрены специальные силовые элементы, а в его составе — сис-
тема крепления полезного груза (рис. 1.10), которая
унифицирована и применяется при установке как стационарно
закрепленных, так и изымаемых в полете грузов.
Рис. 1.10. Схема установки полезного груза и сменных отсеков ОК:
а — универсальная схема установки; б — схема установки с нижней штыревой
опорой; ,РИН — инерционная сила: —силы реакции; 1 — силовая балка;
2 — узел крепления; 3 — зона конструкции ОПГ; 4 — полезный груз; 5 — центр
масс ПГ; 6 — цапфа ПГ; 7 — нижняя штыревая опора; 8 — вилка ПГ;
9 — силовая балка нижней опоры
4*
51
Основные опоры (узлы крепления) ПГ размещены на съем-
ных силовых балках, закрепленных по левому и правому бортам
между двумя соседними шпангоутами фюзеляжа. Для установки
крупного ПГ используются четыре или три (всегда два передних)
узла крепления, имеющие шаровые опоры, в отверстия которых
на скользящей посадке входят цапфы ПГ. Такая конструкция
разгружает узлы от моментов сил и позволяет воспринимать
только вертикальные или продольные по отношению к фюзе-
ляжу нагрузки. Поперечные нагрузки воспринимаются вилкой
ПГ и продольной силовой балкой фюзеляжа, переброшенной
между двумя шпангоутами (вилка охватывает балку и может
проскальзывать по ней в вертикальном и продольном направле-
ниях). Задние цапфы ПГ имеют плоский шарнир с вертикальной
осью для разгрузки ПГ при возможных деформациях или для
компенсации неточностей при изготовлении и сборке.
В любом случае нагружения возможные изгибные деформа-
ции бортов в поперечном направлении (например, их расхожде-
ние) компенсируются смещением цапф ПГ в узлах крепления
без передачи усилий на ПГ.
Для сменных отсеков ОК наряду с использованием общей
схемы установки ПГ предусмотрен также вариант их установки с
закреплением в одном поясе на три опоры (см. рис. 1.10): «а два
верхних узла крепления по бортам и на нижнюю штыревую
опору, в которой цапфа ПГ свободно перемещается в шаровом
гнезде в вертикальном направлении. Также предусмотрена воз-
можность размещения небольших по массе (до 1 т) и габарит-
ным размерам ПГ или сменных элементов по одному из бортов
фюзеляжа в специальных рамах как со стационарным крепле-
нием ПГ, так и с креплением на разъемных элементах с обеспе-
чением их снятия и установки в полете.
Схема установки ПГ обеспечивает не только его стационар-
ное крепление, но и выгрузку или погрузку в полете, так как при
раскрытии верхних узлов крепления допускает вертикальное
движение ПГ и имеет компенсацию по всем направлениям (нап-
ример, при относительных температурных деформациях на
момент погрузки).
Система крепления полезного груза (СКПГ) состоит из
неразъемных и открывающихся в полете узлов крепления.
Первые монтируются при установке ПГ и не меняют своего сос-
тояния до завершения полета, вторые имеют снабженные элек-
троприводами механизмы, которые освобождают цапфы ПГ ,в
полете, и улавливающие устройства, необходимые при погрузке
ПГ для компенсации отклонений в процессе укладки. Управле-
ние узлами СКПГ осуществляется системой управления ОК по
52
командам, формируемым автоматически в соответствии с задан-
ной логикой или экипажем с рабочего места РМ-5.
1.4.3. Сменные отсеки и универсальное оборудование
Сменные специализированные отсеки и агрегаты ОК исполь-
зуются для проведения орбитальных операций при выполнении
заданного плана конкретного полета и обеспечивают соответ-
ствующую сферу деятельности экипажа, а универсальное обору-
дование применяется для установки ПГ и работы с ними.
Сменные отсеки и оборудование в совокупности составляют
сменные элементы ОК, устанавливаемые в зависимости от задач
полета.
Стыковочный модуль используется при стыковке на орбите с
кооперированным КА и устанавливается в передней части ОПГ
по второму варианту крепления ПГ (см. рис. 1.10). СМ представ-
ляет собой сферический отсек диаметром 2,67 м, который в
верхней части переходит в цилиндрический туннель с выдвиж-
ной частью и установленным на ней андрогинным периферий-
ным агрегатом стыковки (АПАС), который обеспечивает
стыковку с себе подобным в отличие от известной схемы
“штырь — конус”. Его периферийно расположенные три трапе-
циевидных лепестка, центрирующие узлы при контакте, накло-
нены внутрь агрегата (к оси стыковки), а не наружу, как в
проекте “Союз”—“Аполлон”. Агрегат стыковки имеет люк
диаметром около 0,8 м для перехода экипажа в состыкованный с
ОК космический аппарат и автоматически стыкуемые разъемы
связей с ним.
При подготовке к стыковке выдвижная часть туннеля тремя
синхронно работающими электромеханическими системами
телескопически выдвигается за обводы ОК в рабочее для сты-
ковки положение и после стыковки образует единый герметич-
ный контур с основным объемом СМ (общая высота СМ в
рабочем положении около 5,7 м). В случае отказа механизмов
выдвижения и остановки выдвижной части туннеля в промежу-
точном положении предусмотрено ее аварийное отделение
пиросредствами, что позволяет беспрепятственно закрыть
створки перед спуском. На внешней поверхности СМ установ-
лены четыре раскрывающиеся штанги с антеннами радиотехни-
ческих средств сближения, а также телевизионная камера для
контроля стыковки. С кабиной экипажа СМ связан переходным
туннелем с компенсаторами сильфонного типа. При открытых
люках кабины и модуля обеспечивается выход экипажа в СМ и
через люк АПАС переход в состыкованный КА. В задней части
53
СМ находится еще один люк, на котором может быть установ-
лен туннель для перехода в лабораторный отсек (ЛО).
Другим назначением СМ является шлюзование экипажа при
выходе в открытый космос. После входа одного-двух космонав-
тов в СМ и надевания ими скафандров объем СМ разгерметизи-
руется (при закрытых люках) и давление падает практически до
нуля, после чего космонавты выходят через задний люк. При
входе процесс происходит в обратном порядке, и после наддува
СМ воздухом до нормального давления космонавты снимают
скафандры.
Для перехода и выхода экипажа СМ имеет систему обеспече-
ния газового состава для выравнивания давлений перед откры-
тием люков или разгерметизации модуля и восстановления его
атмосферы при шлюзовании. Для поддержания теплового
режима и сбора влаги (осушение скафандров) в СМ установлены
агрегаты СТР.
Шлюзовая камера кабины разработана для выхода экипажа в
открытый космос и может быть использована вместо СМ как
более легкий отсек в случаях, когда решение задач полета не
связано со стыковкой, и имеет системы многоразового шлюзова-
ния, аналогичные применяемым в СМ.
Дополнительные баки для топлива (рис. 1.11) устанавливаются в
ОПГ по универсальной схеме крепления ПГ (см. рис. 1.10) и
Рис. 1.11. Сменные отсеки ОК и универсальное оборудование:
1 — стыковочный модуль; 2 — выдвижная часть туннеля; 3 — андрогинный
периферийный агрегат стыковки; 4 — штанга с антенной; 5 — система крепле-
ния манипулятора; 6 — бортовой манипулятор; 7 — выносное рабочее место
экипажа; 8 — верхняя остронаправленная антенна OHA-I; 9 — нижняя остро-
направленная антенна ОНА-П; 10 — дополнительный бак окислителя;
11 — лабораторный отсек; 12 — водородный модуль; 13 — дополнительный бак
горючего; 14 — средство перемещения космонавтов
54
бывает трех разновидностей: дополнительные баки окислителя и
горючего для ОДУ и водородный модуль для системы электро-
питания.
В дополнительном баке окислителя хранится жидкий кис-
лород, который с помощью вытеснительной подачи поступает в
основной бак ОДУ по мере израсходования в нем компонента в
соответствии с заданной логикой через открываемые по коман-
дам системы управления клапаны. Необходимое положение
зеркала жидкости относительно заборного устройства обеспечи-
вается микроперегрузкой, создаваемой или тягой осевых управ-
ляющих двигателей ОДУ, или вращением ОК вокруг поперечной
оси. Аналогично подается в ОДУ и горючее, хранящееся в
дополнительном баке горючего.
Водородный модуль представляет собой каркасную кон-
струкцию, на которой по периферии размещены баки с жидким
водородом (до шести), аналогичные по своей конструкции и
схеме работы основным бакам СЭП (см. гл. 4). При наличии
водородного модуля его запасы расходуются прежде запасов
основных баков. Дополнительный кислород для СЭП отбирается
из баков ОДУ.
Конструкция дополнительных баков выполнена так, что через
них может быть проложен туннель для связи кабины экипажа с
ЛО.
Лабораторный отсек служит для размещения научно-исследо-
вательской аппаратуры, устанавливается в ОПГ по универсаль-
ной схеме и соединяется с кабиной экипажа, СМ или ШКК
герметичным туннелем. В первом полете на ОК был установлен
блок дополнительных приборов (БДП) диаметром около 4 м,
который является прототипом ЛО. В БДП были размещены
дополнительная аппаратура системы телеизмерений в целях уве-
личения объема регистрируемых параметров на начальном этапе
летных испытаний и аккумуляторные батареи.
Система бортовых манипуляторов (СБМ) предназначена для
работ с ПГ и включает два бортовых манипулятора и телевизи-
онные камеры для контроля их работы.
Манипулятор состоит из трех звеньев: плеча, локтя и кисти.
Корневой узел и стыки звеньев имеют двухстепенные шарниры,
каждый из которых снабжен электроприводами, а на конце кис-
тевого звена установлено захватное устройство с воронкой-лови-
телем, поворачивающееся вокруг оси звена. В целом
кинематическая схема манипулятора обеспечивает любое необ-
ходимое движение груза в пространстве по координатам и углам.
Одна из трех телевизионных камер установлена на кистевом
звене манипулятора, две другие — в ОПГ и имеют поворотные
устройства.
55
В зависимости от задач полета или потребности в резервиро-
вании на ОК могут быть установлены как два манипулятора
(по левому и правому борту), так и один из них.
Система крепления бортовых манипуляторов (СКБМ) состоит
из трех стоек на каждом борту ОК (два пол у комплекта) и уста-
навливается на бимсах ОПГ. Все стойки в месте своего крепле-
ния поворачиваются относительно продольной оси ОК
электроприводами из “походного” положения при закрытых
створках ОПГ в рабочее вертикальное после их открытия. К
СКБМ относится также механизм поворота корневого узла
манипулятора. Каждая стойка крепит свое звено манипулятора в
транспортном положении, имеет механизмы, (с соответству-
ющими приводами), раскрытием которых манипуляторы приво-
дятся в готовность к работе, и снабжена улавливателями для
компенсации отклонений при укладке манипулятора. В зависи-
мости от количества манипуляторов на ОК устанавливаются
один или два полукомплекта СКБМ.
Остронаправленные антенны служат для организации широко-
полосного канала радиосвязи ОК (см. гл. 4) через спутник-рет-
ранслятор (СР). В зависимости от задач полета и его
баллистической схемы используются или верхняя антенна
(OHA-I), или нижняя (ОНА-Н), или обе вместе.
OHA-I (см. рис. 1.11) размещается на задней стенке ОПГ в
сложенном виде. После приведения в рабочее положение антен-
ный блок выходит за контур ОПГ и, будучи помещенным в
карданном подвесе, охватывает при своем движении верхнюю
полусферу. Во избежание затенения килем штанга OHA-I может
перебрасываться в поперечной к оси ОК плоскости на неко-
торый угол, занимая положение вправо или влево от киля.
ОНА-П по антенному блоку максимально унифицирована с
OHA-I, устанавливается в специальной нише под створкой с
теплозащитой на нижней поверхности ОК в районе ХЧФ и охва-
тывает после приведения в рабочее состояние нижнюю полус-
феру.
Задачи наведения ОНА на СР решает система управления
ОК. В нештатных ситуациях, препятствующих закрытию створок
ОПГ или ниши, антенны отделяются с помощью пиросредств.
Средство перемещения космонавта предназначено для работы
в открытом космосе в течение 4...6 ч. Имея микрореактивцые
двигатели, работающие на сжатом газе, СПК управляется космо-
навтом и позволяет ему выполнять координатные перемещения
в пределах сотен метров и задавать любую ориентацию в кос-
мосе. На ОК могут быть установлены два СПК в специальных
каркасах: один — по левому, другой — по правому борту
(см. рис. 1.11). При подготовке к полету на СПК космонавт
56
надевает скафандр в СМ или ШКК, выходит в ОПГ, занимает
место в СПК и фиксируется в нем, после чего СПК отделяется
от ОК.
Выносное рабочее место (ВРМ) устанавливается на конце
манипулятора, с его помощью космонавт (см. рис. 1.11) может
быть доставлен к месту предстоящих работ. ВРМ оснащено
необходимым инструментом и средствами фиксации. В тран-
спортном положении ВРМ размещено на борту ОПГ. Оно уста-
навливается на штатное устройство захвата манипулятора
космонавтом вручную.
Сменные элементы в своей совокупности позволяют
ОК выполнять разнообразные операции в орбитальном полете, в
том числе обслуживание КА и строительство орбитальных ком-
плексов. Обращаясь к земным аналогиям, можно сказать, что
ОК — это как бы универсальный грузовой транспортный авто-
мобиль для строительства или ремонта промышленного объекта
с тяжелым краном для подъема груза (оборудования) на
большую высоту и его перемещения с установкой в нужном
месте, с устройствами для крепления груза в кузове, с люлькой
для подъема обслуживающих груз специалистов, с мотоциклом
(скорее вертолетом) для их перемещения и с возможностью
управления всеми операциями из кабины, включая управление и
самим грузом. Приехал такой автомобиль, привез оборудование,
установил его, скажем, в центре зала на третьем этаже,
проверил, запустил в работу, свернул свои механизмы и уехал по
новому заданию. Эта аналогия, пусть грубая (различны условия
работ, и методы их выполнения), позволяет тем не менее
показать универсальность ОК и его уникальность среди косми-
ческих транспортных средств.
ПРОГРАММА ПОЛЕТА И
БЕЗОПАСНОСТЬ ЭКИПАЖА
2.1. ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Программа полета — это план событий и действий, направ-
ленный на выполнение задач полета. Нештатные ветви прог-
раммы полета подчинены выходу из нештатных ситуаций и
обеспечению безопасности экипажа.
Программа полета КА определяет последовательность и
характеристики полетных операций, его взаимодействие с кос-
мическими и наземными комплексами и средствами, обеспечи-
вающими полет, содержит сведения о целях и задачах полета,
функционировании КА, действиях, режимах работы и отдыха
экипажа, последовательности проведения экспериментов и
исследований, задачах и местах проведения сеансов связи с
наземным комплексом управления (НКУ), о запасах рабочих тел
и их расходе в процессе полета, а также данные об изменениях
последовательности полетных операций в случае возникновения
нештатных ситуаций.
В процессе разработки идеи от ее возникновения до создания
и запуска КА уже на начальном этапе проектирования одновре-
менно с определением его компоновки, состава, массовых и
других характеристик проводится анализ и выбираются схема и
программа полета, которые существенно влияют на облик, пос-
троение и характеристики комплекса бортовых систем и на
проектные параметры создаваемого КА.
Схема полета — это укрупненный план полета, определя-
ющий основные этапы решения целевых задач и последователь-
ность изменения параметров орбит и траекторий движения КА в
процессе полета, которая как обобщенный образ программы
полета формирует основы решения целевых задач, обеспечения
безопасности полета экипажа и другие принципиальные реше-
58
ния, без которых невозможна разработка всех аспектов прог-
раммы полета.
Схема полета КА определяет следующее:
баллистическую схему, основные этапы и общую продолжи-
тельность полета КА, особенности его функционирования,
требования к средствам, обеспечивающим проведение динами-
ческих операций;
комплекс взаимодействующих в процессе полета средств и
основные требования к ним;
основные условия и ограничения на реализацию полета, в
том числе по решению целевых задач и обеспечению возвраще-
ния экипажа на Землю.
Баллистическая схема полета определяет последо-
вательность динамических операций, формирующих необходи-
мые траектории полета КА.
Этап полета — характерный участок или совокупность
участков, отличающихся особенностями функционирования КА,
комплекса его бортовых систем, экипажа и средств, обеспечива-
ющих его безопасность, спецификой решаемых задач, особен-
ностями взаимодействия КА с НКУ и другими средствами.
Основными этапами полета пилотируемых космических кораб-
лей, совершающих полеты в ближнем околоземном космосе
(таких как КК одноразового использования “Союз” или много-
разового использования “Спейс шаттл” и “Буран”), являются
выведение на орбиту, орбитальный полет и возвращение
экипажа на Землю.
Выведение на орбиту КК одноразового использова-
ния “Союз” выполняется ракетой-носителем без использования
двигательной установки КК, причем в процессе выведения фун-
кционируют системы и средства, обеспечивающие контроль его
полета (пульты экипажа, средства радиосвязи с НКУ), поддержа-
ние температурного режима и условий жизнедеятельности, элек-
тропитание бортовых систем, работу средств аварийного
спасения (САС) в случае необходимости, подготовку системы
управления, двигательной установки (ДУ), механизмов и других
средств к функционированию на орбите.
Орбитальный полет КК “Союз” имеет два характер-
ных участка: первый — от отделения КК от PH до его сты-
ковки с орбитальной станцией, как правило, этот участок
имеет малую продолжительность (2...3 сут) и подчинен глав-
ной цели: проведению маневров сближения, заканчивающихся
входом КК в зону действия радиотехнической системы орби-
тальной станции и механическим соединением с ней; и второй
— от стыковки до расстыковки перед сходом КК с орбиты, как
правило, этот участок имеет большую продолжительность (для
59
основной экспедиции — несколько месяцев, для экспедиции
посещения — 7... 15 сут), на котором КК находится в пассивном
режиме с минимальным количеством функционирующих
средств (исключение составляют кратковременные операции,
связанные с перестроением орбитального комплекса).
Возвращение экипажа на Землю начинается с отде-
ления КК от орбитальной станции и заканчивается приземле-
нием его спускаемого аппарата; в процессе этого этапа
проводятся подготовка КК к спуску, выдача тормозного
импульса, который переводит КК с орбиты на траекторию
спуска, отделение СА и его автономный полет в атмосфере,
срабатывание при приближении к Земле парашютной системы, а
в непосредственной близости от нее — реактивной системы
приземления, обеспечивающих заданную скорость посадки СА.
Полеты космического корабля многоразового использова-
ния, также выполняются в близком околоземном космосе в
пределах от 200 до 450 км. Программа их полета имеет те же три
характерных этапа, однако каждый из них и программа в целом
существенно отличаются по построению и характеристикам от
программы полета КК “Союз”.
Основные особенности и отличия программы полета ОК
“Буран” связаны не только с его многоразовостыо, но и с сущес-
твенным расширением возможной области его использования и
повышением эффективности исследований, .экспериментов и
работ, проводимых экипажем и аппаратурой ОК и реализуемых
с его участием в космосе, в том числе во взаимодействии с орби-
тальными станциями, другими КА и объектами.
Первой особенностью является многоцелевое использование
ОК “Буран”, которое определило необходимость разработки
большого числа разнообразных типовых программ полета, отли-
чающихся направленностью целевых задач, особенностями
функционирования всего комплекса взаимодействующих
средств и продолжительностью полета от нескольких часов до
30 сут.
Полеты малой продолжительности (до 3 сут) позволяют
реализовать программы выведения на орбиту искусственного
спутника Земли (ИСЗ) полезного груза максимальной массы,
проведения за минимальное время спасательных работ или
обеспечения экстренной доставки необходимых материалов и
грузов как на орбиту, так и с орбиты на Землю. Такие полеты
характеризуются плотностью динамических операций, увеличе-
нием объема задач, решаемых системой управления ОК в авто-
матическом режиме, необходимостью повышения нагрузки на
экипаж и задействования в целях обеспечения безопасности
экипажа и выполнения задач полета максимума средств НКУ.
60
Примером полета малой продолжительности является первый
полет ОК 15 ноября 1988 г., основной задачей которого была
проверка многоразового ракетно-космического комплекса на
активном участке, ОК и его систем на наиболее ответственных и
сложных этапах полета: выведения на орбиту, подготовки схода
с орбиты и выдачи тормозного импульса, спуска и автоматичес-
кой посадки на взлетно-посадочной полосе посадочного ком-
плекса, а также проверки режимов и операций орбитального
участка.
Полет продолжался около 3 ч и проходил в автоматическом
режиме управления с задействованием всех необходимых для
всесторонней проверки ОК средств НКУ. Его основные этапы и
баллистическая схема приведены на рис. 2.1 и 2.2.
Полеты средней продолжительности (до 8 сут) могут, как
правило, обеспечивать решение нескольких целевых задач или
одной, но достаточно сложной и трудоемкой. Программа такого
полета по плотности динамических операций незначительно
отличается от рассмотренной, однако позволяет более равно-
мерно распределить функции управления и контроля между сис-
темой управления, экипажем и персоналом НКУ. Полеты
средней продолжительности — наиболее распространенный
вариант программы, они составят основу космической прог-
раммы возможного использования ОК “Буран”, позволяя
решать такие задачи, как взаимодействие с орбитальным ком-
плексом, обслуживание других космических комплексов и сис-
тем, спутников, выведение на орбиту различных КА и грузов,
проведение монтажных работ, исследований и экспериментов
и т.п.
Полеты большой продолжительности (более 8 сут), как
правило, могут иметь целью отработку и проведение в космосе
технологических процессов, продолжительность которых опре-
деляет количество выходного продукта, или процессов, име-
ющих большой по времени цикл реализации, а также
выполнение монтажных и исследовательских работ и различных
экспериментов. Такие полеты проводятся обычно в динамически
спокойном режиме с минимальным количеством межорбиталь-
ных переходов, программных разворотов и других активных дей-
ствий, причем режим работы экипажа и персонала НКУ
приближается к режиму работы орбитальной станции.
Итак, первое принципиальное отличие возможных программ
полета ОК “Буран” от программ КК одноразового использова-
ния сводится к тому, что программы ОК охватывают сущес-
твенно больший диапазон продолжительности активного полета,
рассчитаны на решение большого числа различных по характеру
и сложности целевых задач, что вызвало существенное усложне-
61
Рис. 2.1. Этапы первого полета ОК:
1 — старт; 2 — отделение ОК; 3 — увод и выдача первого разгонного импульса довыведения; 4 — полет по переходной орбите;
5—второй разгонный импульс довыведения; 6 — полет в дежурном режиме; 7 — подготовка к сходу с орбиты; 8— тормозной
импульс; 9 — полет на внеатмосферном участке; 10 — вход в атмосферу; 77 — спуск в атмосфере и посадка; 12 — зоны видимости
наземных измерительных комплексов; 13 — зоны видимости корабельных измерительных комплексов; 14 — зоны видимости
спутника-ретранслятора
12
1
Рис.2.2. Баллистическая схема первого полета ОК:
1 — старт; 2 — траектория выведения МРКК; 3 — отделение ОК; 4 — первый
разгонный импульс довыведения; 5— переходная орбита; 6 — второй разгонный
импульс довыведения; 7 — опорная орбита; 6* — тормозной импульс схода с
орбиты ИСЗ; 9 — траектория полета на внеатмосферном участке; 10 — вход в
атмосферу; 11 — траектория спуска в атмосфере; 12 — посадка
ние программ и необходимость их реализации на новом техни-
ческом уровне и принципиально ином уровне организации
взаимодействия служб и средств, обеспечивающих управление
полетом.
Второй особенностью является то, что полеты малой и сред-
ней продолжительности предусматривают проведение большого
числа активных операций, что определяется отличием ОК
“Буран” (по активности, сложности и необходимой точности
проведения динамических операций) от своего
предшественника — КК одноразового использования “Союз”.
Динамическая активность, специфика самолетной посадки и
решаемых задач потребовали введения режима высокоточной
ориентации ОК, проведения-коррекции базовой инерциальной
системы координат (БИСК), создания средств и служб, позволя-
ющих ЦУП обмениваться с ОК информацией на любом участке
63
его полета (с КК “Союз” ЦУТ1 может обмениваться необходи-
мой для управления информацией в течение 5...25 мин на витке,
хотя время виткового полета составляет 90 мин). Динамическая
активность ОК предъявила особые требования как к бортовым
системам, в том числе и к системе управления, так и к экипажу,
обеспечению его безопасности, а также к наземным средствам и
персоналу ЦУП.
Третьей особенностью являются отличия, определяемые пос-
троением баллистической схемы: PH не выводит ОК на орбиту
ИСЗ, двигатели II ступени PH выключаются до набора первой
космической скорости (последняя ступень PH не выводится на
орбиту и в пределах витка падает в заданном районе акватории
океана), довыведение ОК на орбиту выполняется ОДУ и сред-
ствами ОК. Необходимость посадки ОК только на ВПП ПК или
запасного аэродрома существенно изменила как построение
программы орбитального полета (особенно с учетом обеспече-
ния безопасности экипажа), так и баллистическую схему и прог-
рамму полета на участке спуска и посадки.
Четвертой особенностью ОК является реализация принципи-
ально нового подхода к обеспечению безопасности на участке
выведения: спасение экипажа путем возвращения ОК с посадкой
на ВПП наряду с традиционными методами спасения экипажа в
начале участка выведения, а также существенное изменение
условий обеспечения безопасности экипажа на этапах орбиталь-
ного полета и возвращения экипажа с орбиты на Землю.
В процессе создания программы полета должны разрабаты-
ваться штатная и значительное число нештатных программ
полета, реализуемых при возникновении нештатных ситуаций в
бортовых системах ОК и средствах, с которыми он взаимодей-
ствует в полете.
Штатная программа полета разрабатывается как основной
вариант плана проведения полета, реализация которого воз-
можна при отсутствии нештатных ситуаций или отклонений,
требующих изменения последовательности выполнения полет-
ных операций. Штатная программа определяет порядок следова-
ния и взаимосвязи процессов на всю продолжительность полета
от старта МРКК до возвращения ОК на ВПП ПК.
Нештатная программа полета формируется, по результатам
рассмотрения отказов в системах ОК и взаимодействующих с
ним средствах и представляет собой измененный вариант после-
довательности проведения полетных операций, направленный
на продолжение решения целевых задач или на обеспечение
безопасности полета экипажа. Для нештатных программ, как
правило, уточняются или принципиально изменяются целевые
задачи, особенно при необходимости задействования средств
64
обеспечения безопасности; остальные сведения (от состава
наземных и космических средств до конкретных режимов фун-
кционирования ОК) приводятся по содержанию и объему так
же, как и для штатной программы полета.
Программа полета ОК строится по иерархической структуре
(см. гл. 4), предусматривающей определение как стратегических
основ ее построения, так и конкретных режимов функциониро-
вания взаимодействующих систем, и содержит сведения, основу
которых составляют цели и задачи полета, данные по баллисти-
ческой схеме, этапам, общим характеристикам и последователь-
ности выполнения полета, состав, основные требования к
космическим и наземным средствам, с которыми взаимодей-
ствует ОК в процессе полета, а также основные принципы
построения и требования к программе, предъявляемые обеспече-
нием безопасности экипажа.
Цели и задачи полета, являясь главными факторами, опреде-
ляют построение и основные характеристики программы кон-
кретного полета, оказывая наибольшее влияние на этап
орбитального полета, хотя направленность исследований, экспе-
риментов, взаимодействие ОК с другими КА, тип работ с полез-
ными грузами могут предъявлять и свои особые требования и
ограничения к этапам выведения и возвращения. Про1рамма
орбитального этапа полета при проведении исследований и
экспериментов, реализуемых в автономном полете ОК, сущес-
твенно отличается от программы, предусматривающей его вза-
имодействие с другими КА, так как изменяются динамическая
активность, характер взаимодействия с НКУ и т.п.
Баллистическая схема полета ОК имеет значительное число
вариантов и должна изменяться от полета к полету, главным
образом в зависимости от решаемых в конкретном полете целе-
вых задач, и даже в процессе одного полета в случае изменения
условий, связанных с решением целевых задач или с появлением
нештатных ситуаций, требующих перехода к резервным вариан-
там программы полета. Изменения баллистической схемы, как и
программ полета, более всего характерны для этапа орбиталь-
ного полета, однако даже наиболее консервативная ее часть —
этапы выведения ОК на орбиту и возвращения с орбиты на
Землю — также имеет большое число вариантов, связанных с
формированием орбит разных высоты и наклонения (определя-
ются задачами полета), проведением различных по продольной и
боковой дальностям маневров для обеспечения выхода ОК в
район ВПП ПК (определяются условиями полета), а также спа-
сением экипажа и переходом на резервные программы полета в
случае возникновения нештатных ситуаций.
5 Заказ 192
65
Орбитальный корабль “Буран” — тяжелый динамически
активный КА, который в процессе полета, как правило, должен
многократно переходить с одной орбиты на другую, что связано
со значительными затратами топлива ОДУ. Так, довыведение
ОК даже на низкую орбиту требует более 2,5 т топлива, а сход с
этой орбиты для спуска на Землю — около 2 т (сход с орбиты
КК “Союз” требует около 300 кг топлива). Размерность ОК и
его активность ужесточили требования к оптимизации постро-
ения и характеристикам баллистической схемы и средствам
реализации динамических операций. Баллистическая схема
формирует условия построения программы полета, в том числе
взаимодействия с другими КА, со средствами НКУ (зоны “види-
мости” спутников-ретрансляторов, корабельных и наземных
измерительных комплексов) и средствами ПК и запасных аэрод-
ромов (потребная дальность маневра, “видимость” радиотехни-
ческих средств), условия и порядок проведения траекторных
измерений, выдачи на борт ОК вектора состояния и других дан-
ных для проведения динамических операций.
Непрерывный процесс функционирования ОК в полете
условно делится на три этапа: выведение на орбиту, орбиталь-
ный полет и возвращение на Землю.
Переход от одного этапа полета к другому сопровождается
качественным изменением состояний, свойств, режима работы
бортовых систем и характера деятельности экипажа. Так, пере-
ход ко второму этапу означает, что ОК приобретает свойства
ИСЗ: существенно меняются состав и режимы функциониру-
ющих бортовых систем ОК, выключаются системы, обеспечива-
ющие выведение, и включаются системы, необходимые для
орбитального полета, экипаж освобождается от привязной сис-
темы катапультных кресел (снимает скафандры) и переходит к
контролю орбитального полета, а также изменяются режимы
работы НКУ и ЦУП. Однако, несмотря на характерные особен-
ности и отличия этапов, существует логическая связь между
ними. Режим работы бортовых систем на границе этапов, как
правило, изменяется, но существенным является учет резуль-
татов их функционирования на предшествующем этапе. Прог-
рамма полета отражает условное деление полета на этапы,
приводит сведения по каждому из них, а также по взаимосвязям
между ними.
Выведение — это этап полета, обеспечивающий вывод ОК на
орбиту ИСЗ с параметрами, необходимыми для решения целе-
вых задач. В одних случаях необходимо выведение ОК на
низкую (высотой до 200 км) орбиту, позволяющую при исследо-
вании поверхности Земли получить информацию высокого
разрешения, в других — на высокую (высотой 350...450 км)
66
орбиту для обеспечения взаимодействия с орбитальной стан-
цией, другими КА или для выполнения автономных длительных
полетов различного назначения.
Баллистическая схема этого этапа предусматривает сначала
формирование эллиптической “переходной орбиты”, которая
должна иметь от пуску к пуску, как правило, близкие значения
высоты апогея (около 150 км) и условного перигея (примерно на
10 км ниже уровня моря). Выведение ОК на условную орбиту
обеспечивается PH, после завершения работы которой с
помощью двух разгонных импульсов, выполняемых ОК, форми-
руется опорная орбита.
Функционирование ОК на начальном этапе выведения при
совместном полете с PH не предусматривает выполнение им
активных динамических операций, на нем задействованы сис-
темы и средства жизнеобеспечения (СЖО), обеспечения тепло-
вого режима (СОТР), электропитания; системы,
контролирующие полет: отображения информации и органов
управления (СОИ-ОУ), бортовых измерений (СБИ) и бортовой
телевизионный комплекс (БТК); системы, которые должны быть
готовы к штатной работе после отделения ОК от PH (СУ, ОДУ)
или к реализации нештатных программ полета со спасением
экипажа: гидравлическая система (ГС), рулевые системы, ВСУ,
функциональные тракты посадочных систем, ОДУ, автоматика
средств аварийного спасения и др. На этом участке СУ ОК
обменивается информацией с КАУ PH и по заданной программе
открывает-закрывает малые створки планера, сообщающие отсек
полезного груза с атмосферой, меняет режимы функционирова-
ния систем радиосвязи и управляет другими системами. После
отделения от PH ОК ориентируется, разворачивается, готовится
и проводит первый, а затем и второй разгонные импульсы (см.
рис. 2.2), т.е. начинает реализовывать активные динамические
операции, завершающие этап выведения ОК на опорную орбиту
исз.
Управление системами ОК на этом этапе обеспечивается
бортовым комплексом управления (БКУ) в автоматическом
режиме с возможностью задействования средств спасения
экипажа, а сам полет контролируется бортовыми комплексами
систем PH и ОК, а также экипажем ОК. В связи с особой напря-
женностью на участке выведения должны работать почти все
основные и привлекаемые средства НКУ, пристартового изме-
рительного и посадочного комплексов.
Орбитальный полет ОК должен иметь как участки, сохраня-
ющиеся неизменными от полета к полету, так и участки, изме-
няющиеся в зависимости от конкретных целевых задач.
Начальный участок орбитального полета относится к неизменя-
5*
67
емым, его основным назначением являются проверка систем и
подготовка ОК к выполнению целевых задач полета. В его
начале сразу после выведения на опорную орбиту ОК перево-
дится из атмосферной в орбитальную конфигурацию.
Атмосферная конфигурация — это положение
всех подвижных элементов конструкции, механизмов бортовых
систем и агрегатов, при котором внешние обводы и поверхность
ОК имеют обтекаемую аэродинамическую форму и тепловую
защиту, предохраняющие его от больших аэродинамических и
тепловых воздействий, характерных для этапов выведения на
орбиту и возвращения с орбиты на Землю. Сохранение в орби-
тальном полете атмосферной конфигурации невозможно, так
как она будет препятствовать решению целевых задач: извле-
чению из ОПГ доставленного с Земли полезного груза или
укладке в ОПГ груза, снятого с орбиты для доставки его на
Землю или другую орбиту, а также обеспечению работы научной
и исследовательской аппаратуры, выходу экипажа в ОПГ и в
открытый космос. Кроме того, атмосферная конфигурация зат-
рудняет, а в некоторых случаях и не обеспечивает функциониро-
вание служебных бортовых систем ОК, имеющих оптические,
радиотехнические и другие датчики, работающие с внешними
источниками, радиационные поверхности (например, радиаторы
СОТР), агрегаты и механизмы для взаимодействия с другими КА
(например, стыковочные узлы, манипуляторы и др.).
Орби таль ная кон фи гу ра ция обеспечивает фун-
кционирование ОК и его полезного груза на этапе орбитального
полета. Перевод из атмосферной конфигурации в орбитальную
предусматривает открытие створок ОПГ, радиаторов СОТР и
других элементов конструкции. Изменение конфигурации ОК —
очень ответственная операция, особенно перевод ОК из орби-
тальной конфигурации в атмосферную перед спуском, в
процессе которой створки ОК должны закрывать ОПГ длиной
18 м и шириной более 4 м так, чтобы они выдержали тяжелей-
шие условия прохождения атмосферы.
После перевода ОК в орбитальную конфигурацию должны
проводиться тестовые операции, углубленный контроль состо-
яния и функционирования средств ОК с использованием всех
видов информации, получаемой ЦУП, по результатам обработки
и анализа которой на борт ОК по радиоканалу передаются в
зависимости от ситуации команды управления системами и
другие данные, необходимые для обеспечения работы СУ и сис-
темы контроля и диагностики (СКД). Проводится также обмен
информации с экипажем.
Основным назначением тестовых операций является
проверка функционирования средств БКУ, обеспечивающих
68
режимы орбитального полета, а также участвующих в подготовке
и возвращении ОК с орбиты на Землю.
Безопасность полета экипажа, сложность и особая ответ-
ственность для космического корабля многоразового использо-
вания динамических операций, обеспечивающих с высокой
точностью коррекцию БИСК, требуют уже на самом раннем
участке орбитального полета проверки систем и средств, задей-
ствованных на решение этой задачи.
В отличие от КК “Союз”, которые способны совершать
посадку с заданными характеристиками приземления или
приводнения в любом районе Земли, ОК “привязан” к ВПП ПК
или запасных аэродромов и расположенным в их районе сред-
ствам. Выход с орбиты в район ВПП предъявляет высокие
требования к навигации и к точности знания углового
положения корабля. Эти требования должны обеспечиваться
БКУ ОК в течение всего орбитального полета, поэтому режимы
функционирования БКУ должны проверяться на начальном
участке орбитального полета в тестовых операциях. Их положи-
тельные результаты при условии подтверждения правильного
функционирования всего БКУ и нормального состояния
бортовых систем позволяют перейти к решению целевых задач
орбитального полета.
Баллистическая схема при выполнении штатной программы
начального участка орбитального полета, как правило, не
предусматривает изменений параметров опорной орбиты, хотя и
не исключает возможности проведения межорбитальных
маневров.
Управление и контроль полета ОК на этом участке обеспечи-
ваются бортовыми автоматическими средствами, экипажем и
персоналом ЦУП. В случае возникновения опасных нештатных
ситуаций должна предусматриваться возможность подготовки и
реализации досрочного спуска ОК с орбиты. Как правило, мак-
симальная продолжительность начального участка орбитального
этапа полета должна ограничиваться четырьмя витками (около
6 ч), так как пятый виток является последним, на котором
может быть обеспечен сход с орбиты для посадки на запасной
аэродром в пределах территории России.
Кроме начального участка для этапа орбитального полета
характерными являются участки, связанные с межорбитальными
переходами (по структуре и особенностям подобные довыве-
дению на орбиту), сближением и стыковкой, погрузкой-выгруз-
кой, выходами членов экипажа в космос, проведением
исследований, экспериментов, технологических и других опера-
ций. Каждый из участков имеет свою специфику, хотя сущес-
твуют общие закономерности и особенности построения,
69
характерные для всего этапа орбитального полета ОК и связан-
ные главным образом с реализацией динамических операций и
изменением динамического состояния ОК.
Динамическое состояние в основном определяется ориента-
цией ОК (изменение или поддержание заданного углового поло-
жения в пространстве), его параметрами движения как
материальной точки, в первую очередь их изменением за счет
включений ОДУ, и навигацией (определение местоположения в
пространстве и положения по отношению к другим КА, прогноз
движения и др.).
В процессе орбитального полета ОК может поддерживать
заданную ориентацию, которая в зависимости от требований
участка или конкретной полетной операции должна выпол-
няться с различной, в том числе исключительно высокой,
точностью как в орбитальной, так и в инерциальной системе
координат. Наиболее часто применяемой в полете является
ориентация в орбитальной системе координат левым крылом к
Земле, а носовой частью фюзеляжа — по направлению скорости
орбитального движения.
Кроме поддержания ориентации в полете возможны другие
динамически активные операции: программные развороты (с
различными угловыми скоростями и на разные углы), закрутки с
заданной ориентацией вокруг одной из осей ОК и с минимиза-
цией расхода топлива и другие режимы, а также включения дви-
гательной установки для изменения скорости, а следовательно, и
параметров орбиты ОК. Возможен и неориентированный полет,
если такой режим необходим для проведения исследований и
экспериментов, экономии рабочего тела двигателей ориентации
(ДО) или решения других задач полета. Изменение скорости
движения ОК, реализуемое с помощью импульсов двигательной
установки, необходимо, если программа орбитального полета
предусматривает переходы с одной орбиты на другую. Межорби-
тальные переходы позволяют в широком диапазоне изменять
параметры орбит и могут выполняться с высокой точностью с
выдачей как одного, так и нескольких заранее заданных импуль-
сов.
С точки зрения динамического состояния ОК наиболее
характерными для программы орбитального полета считаются
участки дежурного полета, сближения и стыковки, работы с
бортовым манипулятором и полезными грузами.
Дежурный полет ОК характеризуется отсутствием
активных динамических операций, поддержанием, как правило,
заданной ориентации, проведением периодических операций по
сохранению заданной точности БИСК (например, астрокоррек-
ции ГСП) и точности навигации (например, автономных навига-
70
ционных измерений) и других операций. На этом участке
должны работать бортовые системы, обеспечивающие жизнеде-
ятельность экипажа и функционирование бортовых средств, в
также научная аппаратура, средства полезного груза, если они не
требуют использования активных динамических режимов.
Контроль и управление полетом должны обеспечиваться в
первую очередь бортовыми автоматическими средствами,
информация о функционировании которых периодически пере-
дается по радиоканалу в ЦУП. При штатном функционировании
средств, если не проводятся исследования и эксперименты,
участие экипажа и персонала НКУ для активного управления
кораблем, как правило, не требуется.
Сближение и стыковка — сложный и ответствен-
ный участок полета, который завершается либо стыковкой, либо
зависанием ОК в непосредственной близости от КА — цели. Он
включает проведение серии межорбитальных переходов сначала
для выхода в район КА, с которым сближается ОК (дальнее
сближение), а затем для зависания или стыковки (автономное
сближение).
Межорбитальный переход предусматривает проведение прог-
раммного разворота, включение двигателей реактивной системы
управления (РСУ) для создания перегрузки, работу двигателя
орбитального маневрирования для выдачи импульса (в ряде слу-
чаев малый по величине разгонный или тормозной импульс
может выдаваться двигателями РСУ) и разворот ОК к
выбранной ориентации после набора заданной скорости.
Межорбитальный переход возможен и как самостоятельная опе-
рация программы полета, не связанная с сближением и стыков-
кой.
Дальнее сближение может быть продолжительным по
времени, являться задачей одних и более суток полета ОК, так
как наиболее эффективной является баллистическая схема,
которая обеспечивает минимальные расходы топлива ДОМ для
реализации сближения. После выхода в район цели управление
движением ОК выполняется с учетом данных радиотехнической
системы, измеряющей параметры относительного движения
активного КА—ОК и пассивного КА—цели, с последовательной
реализацией автономного сближения, причаливания и стыковки.
В процессе автономного сближения возможны выдачи импуль-
сов ДОМ по типу межорбитальных переходов (с программными
разворотами), при причаливании — РСУ в режиме координат-
ных перемещений. Заключительная часть процесса сближения и
стыковки должна выполняться с высокой точностью и надеж-
ностью в связи с тем, что масса ОК близка к 100 т и в случае
отклонения характеристик процесса могут возникнуть слож-
71
ности в обеспечении безопасности экипажа, работоспособности
ОК и КА-цели.
Сближение и стыковка требуют задействования режимов
функционирования бортовых систем, как непосредственно веду-
щих динамический процесс, так и обеспечивающих жизнеде-
ятельность экипажа, электроснабжение, тепловой режим и связь
с НКУ. Как правило, экипаж и персонал ЦУП при дальнем
сближении должны принимать участие в контроле и управлении
межорбитальными переходами, а при автономном сближении,
причаливании и стыковке контролировать их и при необходи-
мости управлять ими. Характерной особенностью этого участка
полета является то, что весь процесс сближения и стыковки пос-
троен так, что он может быть проведен и в автоматическом
режиме бортовыми средствами ОК без участия экипажа и
персонала ЦУП.
Продолжительность полета ОК после стыковки в “связке” с
другим КА, необходимость и режимы совместного полета могут
варьироваться в широком диапазоне и определяются конкрет-
ными задачами полета.
Работа с бортовыми манипуляторами и
полезными грузами составляет специфический участок
орбитального полета с характерным изменением динамического
состояния ОК. Возможны две разновидности такой работы:
первая, когда ОК находится в автономном полете, и вторая,
когда ОК состыкован с орбитальной станцией или другим КА и
находится в “связке” с ними. Каждая из них имеет свои особен-
ности и сложности. Манипулятор позволяет проводить различ-
ные по характеру работы — от переноса грузов до тонких
сложных операций, однако основным его назначением является
выгрузка полезного груза (КА) из ОПГ и погрузка груза (КА) в
ОПГ для его возвращения на Землю. Работы с использованием
манипулятора предусматривается проводить экипажем ОК, при
этом после захвата груза манипулятором и при его переносе
динамическое состояние ОК характеризуется состоянием
“дрейфа”, т.е. ОК не ориентируется, двигатели ориентации
отключены и ОК совершает свободный полет с малыми угло-
выми скоростями. Этот режим необходим, чтобы избежать
превышающие допустимые для обеспечения прочности манипу-
лятора нагрузки при переносе груза, а также для создания бла-
гоприятных условий работы экипажа. До захвата груза
манипулятором и после его отсоединения от груза ОК поддер-
живает заданную ориентацию.
Наиболее сложным является обеспечение динамического сос-
тояния ОК для случая проведения с помощью манипулятора
операции по снятию с орбиты КА или груза и его укладки в
72
ОПГ. Этой операции должно предшествовать сближение ОК с
КА - целью, которое завершается зависанием ОК в непосредствен-
ной близости от цели (на расстоянии не более 15 м). Поддержание
такого малого расстояния и заданного стабильного углового поло-
жения ОК составляет основную сложность проведения погрузки,
особенно с учетом обеспечения безопасности экипажа. Выгрузка
полезного груза из ОПГ, также проводимая манипулятором,
проще по реализации и после выполнения, как правило, не
требует поддержания малого расстояния и взаимной ориентации.
После выгрузки ОК с помощью двигателей РСУ отводится от
полезного груза на безопасное расстояние. При проведении пог-
рузки и выгрузки должны функционировать, изменяя по ходу
процесса свои режимы, бортовые системы, обеспечивающие
работу манипуляторов и динамическое состояние ОК, — СУ,
СОТР, СЭП, бортовой радиотехнический комплекс (БРТК), ВТК
и другие средства. Операция погрузка - выгрузка, а также заверша-
ющая фаза сближения с КА - целью, как правило, должны кон-
тролироваться персоналом ЦУП с задействованием всех
необходимых средств и служб.
Характерные участки программы орбитального полета опре-
деляются главным образом особенностью динамического состо-
яния ОК, однако в ряде случаев их появление обусловливается и
другими факторами, например особенностями работ, проводи-
мых экипажем (выход в ОПГ или за его пределы, работы с
полезным грузом, научные исследования, эксперименты и тех-
нологические операции), а также особенностями полета при воз-
никновении нештатных ситуаций и т.п.
Возвращение ОК с орбиты на Землю — это этап полета,
конечной целью которого является посадка ОК на ВПП. Этот
этап имеет два участка: первый — подготовка и сход ОК с
орбиты и полет на внеатмосферном участке, второй — полет в
атмосфере и посадка (рис. 2.3). Полет в атмосфере с посадкой по
самолетной схеме — одна из самых сложных проблем, решение
которой определило возможность создания транспортного кос-
мического корабля многоразового использования.
Космические корабли одноразового применения построены
так, что с орбиты на Землю возвращается не весь КК, а его
часть — СА, являющийся отсеком, специально приспособлен-
ным для прохождения атмосферы с большими скоростями, име-
ющий хорошую тепловую защиту.
Спускаемый аппарат, в котором находятся экипаж, полезный
груз и бортовые системы, обеспечивающие автономный полет,
совершает посадку на Землю с использованием на завершающей
стадии парашютно-реактивной системы приземления.
73
1
2
Рис. 2.3. Спуск и посадка ОК:
а — траектория спуска; б — трасса спуска; 1 — полет на внеатмосферном учас-
тке; 2 — вход в атмосферу (Я = 100 км); 3 — начало предпосадочного маневра
(Я = 20 км); 4 — заход на посадку (Я= 4 км); 5 — посадка
Орбитальный корабль “Буран” стартует с Земли (в составе
МРКК) и совершает посадку на ВПП ПК после возвращения с
орбиты в одной и той же конфигурации. Возвращение всего ОК
и самолетная схема его посадки существенно усложнили его
конструкцию, особенно с учетом того, что реализуемая схема
посадки не копирует авиационную, а является ее развитием и
более сложным вариантом.
В отличие от самолетов, имеющих возможность после входа в
зону аэродрома продлить полет в ожидании посадки, а в случае
необходимости использовать другой аэродром, ОК после схода с
орбиты не имеет возможности повторения захода или како-
го-либо другого маневра, связанного с приземлением.
Кроме того, вход ОК в атмосферу с космической скоростью
создает более сложные проблемы, чем при полете и посадке
любого скоростного самолета. Еще более усложняет эти проб-
лемы требование по обеспечению автоматической посадки ОК
без участия экипажа, которое продиктовано необходимостью
проведения его беспилотных пусков и соображениями, связан-
ными с безопасностью полетов.
74
Первый участок этапа возвращения ОК — подготовка и
сход с орбиты — начинается с проведения коррекции ГСП
и уточнения вектора состояния (автономная навигация или
выдача вектора с НКУ), которые обеспечивают высокие точнос-
тные характеристики автоматического управления движением,
реализуемого БКУ на этапе возвращения. После проверки сис-
тем и средств, обеспечивающих полет, ОК переводится в атмос-
ферную конфигурацию (закрываются створки ОПГ и убираются
другие элементы), а системы ОК и ОДУ подготавливаются к
выдаче тормозного импульса. Время выдачи импульса рассчиты-
вается после выбора номера посадочного витка и места
посадки — ВПП ПК или запасного аэродрома.
Посадочным считается виток, на котором сход с орбиты поз-
воляет за счет проведения маневра при полете в атмосфере обес-
печить ОК выход в район ВПП. Аэродинамические
характеристики ОК ограничивают максимальную величину
бокового маневра 1700- км. В пршрамме полета посадочными
считаются все витки, удовлетворяющие этому требованию для
аэродромов, расположенных на территории России и приспо-
собленных для посадки ОК.
Учитывая особенности орбитального движения, посадочными
для ОК “Буран” считаются 10 из 16 витков в каждые сутки
полета, что накладывает ограничения на программу полета ОК,
определяет тесную взаимосвязь этапов орбитального полета и
возвращения и создает трудности при возникновении нештат-
ных ситуаций, требующих срочного возвращения ОК с орбиты
на Землю.
После подготовительных операций ОК с помощью програм-
мных разворотов занимает определенное угловое положение в
пространстве, затем выдается тормозной импульс и ОК, поддер-
живая необходимую ориентацию, совершает полет, обеспечива-
ющий на высоте 100 км над поверхностью Земли заданные
условия входа в атмосферу.
Баллистическая схема предусматривает переход с орбиты
ИСЗ на траекторию внеатмосферного полета по типу межорби-
тальных переходов и позволяет реализовать сход с любой орбиты
в диапазоне заданных для ОК высот. Сложность баллистической
схемы определяется жесткостью требований к параметрам дви-
жения при входе в атмосферу, необходимостью выжечь в
процессе выдачи тормозного импульса лишнее топливо ОДУ
(для обеспечения необходимой центровки ОК), а также много-
образием вариантов схода и ограничениями на посадку (светлое
время суток, боковой маневр и т.п.). С момента схода с орбиты,
например высотой 250 км, и до посадки время полета составляет
около 60 мин, (в том числе внеатмосферного полета 25 мин), за
75
которое ОК пролетает около 20 000 км, причем от границы
атмосферы до ВПП дальность полета составляет примерно
8500 км.
Характерными особенностями полета ОК в атмосфере явля-
ются участок полета в плазме, препятствующий радиообмену
бортовых и наземных средств (примерно от 80 до 50 км), полет на
высоте 50...40 км — начало совместной работы бортовых и назем-
ных радиосрсдств, в том числе систем, включенных в контур
управления движением ОК, полет на высоте 20 км — начало
управления для выхода на посадочную глиссаду, полет на высоте
4...0 км — вход в створ ВПП, полет по посадочной глиссаде,
выпуск шасси, касание полосы, выпуск тормозных парашютов,
пробег и останов ОК на полосе.
Управление полетом ОК на участке возвращения до высоты
40 км реализуется бортовыми системами в автономном режиме,
на меньших высотах — коррекцией бортовых средств по данным
измерений, реализуемым совместной работой бортовых и назем-
ных радиотехнических средств. Предусматривается также воз-
можность ручного режима управления многими процессами
этапа возвращения ОК с орбиты, в том числе непосредственное
участие экипажа в управлении предпосадочными маневрами и
посадкой.
В связи с особой ответственностью этапа возвращения
предусматривается, что подготовка к спуску и выполнение прог-
раммы полета этого этапа контролируются как бортовыми авто-
матическими средствами и экипажем, так и персоналом НКУ
(кроме участка полета ОК в плазме), при этом в управлении
процессами подготовки к сходу с орбиты и при необходимости в
реализации управления системами в случае нештатных ситуаций
непосредственное участие должен принимать ЦУП.
Безопасность экипажа на этапе возвращения должна обеспе-
чиваться в первую очередь за счет резервирования средств,
реализующих программу полета, глубокого контроля, использо-
вания ручных режимов, а в особо опасных ситуациях — ката-
пультирования экипажа.
После посадки предусматривается этап межполетного обслу-
живания ОК для подготовки его к следующему полету.
Особая роль в реализации программы полета ОК принадлежит
экипажу, состав которого определяется конкретными задачами
полета. На начальной стадии летных испытаний возможен
минимальный состав экипажа: командир корабля и бортин-
женер; при этом ОК для обеспечения безопасности должен
оснащаться двумя катапультными креслами, которые могут быть
использованы в аварийных ситуациях на участках выведения на
орбиту и посадки на Землю. В процессе летных испытаний прог-
76
раммы полета должны усложняться, а состав экипажа может
быть дополнен специалистами по планированию полета и по
работе с полезными грузами. На этом этапе ОК оснащается
четырьмя катапультными креслами. При последующих полетах
после завершения летных исследований предусматривается воз-
можность увеличения состава экипажа до десяти человек
(четыре — основной экипаж и шесть пассажиров). Катапультные
кресла на этом этапе не применяются. В программах полета,
предусматривающих стыковку с орбитальным комплексом
“Мир”, ОК может доставлять космонавтов на комплекс и воз-
вращать их на Землю.
Для создания благоприятных условий проведения экипажем
исследований, экспериментов и работ с полезными грузами при
разработке ОК было определено необходимым максимально
автоматизировать процессы управления и контроля функциони-
рования ОК.
Однако даже после реализации этих мероприятий роль
экипажа не ограничивается решением целевых задач полета, а
включает также контроль и управление наиболее ответствен-
ными операциями, поддержание связи с ЦУП, организацию
планирования полета, определение состояния бортовых систем и
реализацию мероприятий по парированию отказов в случае их
возникновения в полете. Ряд полетных операций могут выпол-
няться как в автоматическом, так и в ручном режимах управле-
ния. Наиболее сложными и ответственными являются
сближение и стыковка, а также управление полетом ОК при
спуске, маневрировании и посадке на ВПП ПК или запасного
аэродрома.
Основная часть исследований и экспериментов, работ по
обслуживанию полезных грузов, монтажные и ремонтные опера-
ции и некоторые другие работы могут выполняться только
экипажем, творческое участие и высокая квалификация кото-
рого необходимы для использования уникальных возможностей
ОК в реализации космических программ.
Итак, функции экипажа ОК направлены главным образом на
выполнение действий, обеспечивающих эффективное решение
целевых задач и безопасность полета.
Программа полета ОК, несмотря на его динамическую актив-
ность, может быть построена таким образом, чтобы создавались
нормальные условия для экипажа по чередованию работы,
отдыха, приема пищи и сна. Программа предусматривает
рабочий день продолжительностью до 8 ч; обязательный сон
7...8 ч; наличие свободного времени, которое может быть
использовано для различных мероприятий (физических трени-
ровок, медицинских проверок, изучения документации, отдыха
77
и т.п.); как минимум трехразовый прием высококалорийной и
разнообразной, в том числе горячей, пищи; комфортабельные
условия кабины с обеспечением температуры воздуха 18...28 °C
с возможностью поддержания более узкого диапазона, реализу-
емого по желанию экипажа; поддержание заданного режима
влажности, скорости циркуляции воздуха и других параметров
среды обитания; более мягкие по сравнению с другими КК усло-
вия, связанные с перегрузками, действующими при спуске и
посадке (максимальные перегрузки при номинальной траек-
тории спуска составляют 1,6), а также наличие удобных спаль-
ных мест, буфета и туалета, создающих достаточно комфортные
условия.
Для выполнения экипажем своих функций предусмотрено
оснащение ОК рабочими местами — специально оборудован-
ными зонами, в которых при проведении различных полетных
операций размещаются члены экипажа. Рабочие места осна-
щены средствами, позволяющими контролировать идущие
процессы, управлять ими, а также поддерживать связь с другими
членами экипажа ОК, с экипажами взаимодействующих КК и
персоналом ЦУП, и делятся на комплексные и специализиро-
ванные.
Каждое рабочее место имеет в своем составе пульты, панели
и другое оборудование, объединенные между собой общими
элементами и имеющие единую сеть обмена информацией.
Совокупность этих средств является частью комплекса управле-
ния ОК, составляет систему отображения информации и органов
управления и выполняет функции ручного контура управления
ОК.
В кабине ОК имеются шесть рабочих мест, из которых три
(РМ-1, РМ-2, РМ-3) являются комплексными, а три (РМ-4,
РМ-5, РМ-6) — специализированными, оснащенными сред-
ствами для проведения отдельных операций:
РМ-1 является основным рабочим местом командира
корабля, на котором он находится при выведении ОК на орбиту
ИСЗ, при спуске с орбиты, а также при проведении ряда орби-
тальных операций;
РМ-2 практически дублирует РМ-1 и является на участках
выведения и спуска местом размещения второго члена экипажа
при экипаже из двух человек;
РМ-3 содержит все необходимые средства для глубокого кон-
троля и управления бортовыми системами и является основным
местом бортинженера в орбитальном полете, а также при выве-
дении и спуске при составе экипажа более двух человек;
РМ-4 используется для проведения в процессе орбитального
полета операций, связанных с управлением движением (сближе-
78
ние и стыковка, межорбитальные переходы, программные разво-
роты и т.п.), проведения астрокоррекции и навигационных
измерений;
РМ-5 предназначено для проведения операций с бортовым
манипулятором, управления открытием-закрытием створок ОПГ
и некоторых других процессов;
РМ-6 используется для управления полезными грузами.
Кроме рабочих мест в кабине и в стыковочном модуле уста-
новлены отдельные специализированные пульты, выполняющие
ограниченные функции. Ряд программ полета может предусмат-
ривать проведение работ, требующих выхода членов экипажа в
ОПГ ОК или за его пределы. Для обеспечения выхода имеются
ШКК (выход возможен и через СМ), выходные скафандры,
средства шлюзования, обеспечения проверки скафандров и жиз-
недеятельности при проведении этих работ. Для расширения
зоны проводимых работ в космосе ОК оснащается средствами
перемещения космонавтов (“космический мотоцикл”), а также
оборудованием и инструментами для проведения монтажных,
транспортных, ремонтных и других работ.
По сравнению с другими КК существенно возрастают требо-
вания к предполетной подготовке и профессиональным возмож-
ностям экипажа ОК. Командир корабля и бортинженер должны
иметь устойчивые навыки пилотирования на участке спуска и
посадки, близкие к навыкам летного состава в авиации, а также
управления сближением и стыковкой, ориентацией и другими
орбитальными операциями, определяющими специфику косми-
ческого полета. Сложность ОК, разнообразие бортовых систем,
глубокая централизация основных функций управления, много-
образие вариантов сеансов связи с НКУ, использование БЦВК
значительно усложняют подготовку и существенно увеличивают
требования к объему знаний каждого члена экипажа.
Кроме работы в ОК экипаж должен быть подготовлен к
проведению ограниченного числа операций на КК “Союз ТМ” в
случае его использования в качестве корабля-спасателя, а также
к работе с орбитальным комплексом “Мир” при взаимодействии
с ним ОК. В процессе предполетной подготовки кроме теорети-
ческих дисциплин, изучения ОК и других КК и комплексов, вза-
имодействующих с ним в полете, экипаж большое внимание
должен уделять работам на различных тренажерах, стендах,
макетах, натурных образцах ОК и других КК, а также совершен-
ствованию летного мастерства на самолетах, летающих лаборато-
риях и летном имитаторе ОК.
Разработка программы полета проходит через все стадии соз-
дания МКС и по мере приближения к пуску ОК наполняется
информацией, уточняющей и определяющей как основы ее пос-
79
троения и организации управления полетом, так и конкретные
сведения по функционированию ОК при выполнении полетных
операций.
2.2. БЕЗОПАСНОСТЬ ЭКИПАЖА В ПОЛЕТЕ
2.2.1. Общие сведения
Безопасность экипажа в полете определяется совокупностью
технических решений и мероприятий, принимаемых в процессе
разработки МРКК и направленных на создание условий возвра-
щения экипажа на Землю при возможных отказах бортовых сис-
тем ОК или на спасение экипажа при авариях PH и ОК.
Количественная характеристика безопасности (вероятность
благополучного исхода полета в отношении жизни и здоровья
экипажа) задается в начале разработки проекта как одно из
основных требований на уровне 0,99...0,995. Эти показатели
всегда выше надежности ракетно-космического комплекса
(РКК), т.е. его способности к выполнению программы полета.
Данные по надежности узлов, агрегатов и систем ОК и прог-
раммно-логические переходы, определяющие использование
резервных комплектов оборудования и перестройку программы
полета, позволяют получить показатели надежности ОК и опре-
делить с учетом возможных случаев применения способов и
средств спасения количественный уровень безопасности
экипажа.
2.2.2. Задачи безопасности на различных участках
полета
Наряду со стремлением к выполнению задач полета при
обнаружении возможных нештатных ситуаций или к решению
задачи спасения экипажа, если программа невыполнима, сущес-
твует требование обеспечения сохранности ОК с учетом его
многоразового использования, т.е. его посадки без повреждений,
при которой автоматически решаются и задачи безопасности.
Результаты выхода из нештатных ситуаций (спасение
экипажа, сохранность ОК и выполнение программы полета)
находятся в разных соотношениях для различных участков
полета по числу возможных случаев. Однако с учетом их значи-
мости в проектах ОК “Буран” и МРКК в целом для всех учас-
тков полета использовалась общая схема подготовки решений,
или схема приоритетов:
80
максимально возможное выполнение программы полета со
штатной посадкой ОК;
обеспечение сохранности ОК и, следовательно, безопасности
экипажа при невозможности выполнения программы Полета;
спасение экипажа, если невозможны первые два.
Эта схема, исходящая из достижения максимальный результа-
тивности полета, использовалась при разработке планов выхода
из нештатных ситуаций и подготовке решений по соответству-
ющему оснащению ОК техническими средствами. Особенности
этих планов определялись характером участков полета.
Участок выведения, или активный участок, всегда рассматри-
вался как этап, сопряженный с потенциальной опасностью для
экипажа со стороны PH. Это связано с напряженностью условий
полета (скоростные напоры, перегрузки, вибрации), работой
мощных ракетных двигателей ступеней PH, наличием большого
количества высокоэффективных ракетных топлив, разнообра-
зием режимов работы конструкции PH. Участок выведения
имеет две характерные зоны: область действия скоростных
напоров при пересечении атмосферы и внеатмосферный учас-
ток. В первой зоне обычно используются средства активного
удаления экипажа из зоны аварии: увод КК или его части с
помощью пороховых двигателей (КК “Союз”, “Аполлон”) или
катапультирование экипажа (КК “Восток”, “Джемини”), вызы-
ваемые быстротечностью аварийных процессов и катастрофич-
ностью их последствий. Например, потеря управляемости PH
(как правило, статически неустойчивой) в зоне скоростных
напоров может привести к увеличению угла атаки, появлению
нерасчетных нагрузок, поломке ее корпуса и, как следствие, к
взрыву. На внеатмосферном участке (во второй зоне), где нет
аэродинамических сил и где аварии не столь быстротечны,
применяются методы отделения КК от PH и спуска с посадкой
по трассе выведения (КК “Союз”, “Аполлон” и др.). Характер-
ной особенностью одноразовых космических систем было то,
что на любом участке в аварийной ситуации выведение прерыва-
лось, двигатели и системы PH выключались, а спасение экипажа
осуществлялось средствами КК и частично головного блока PH.
При проектировании многоразовых систем по мере развития
средств диагностики и повышения степени резервирования
бортовых систем и агрегатов появилась и была использована
возможность внедрения для активного участка методов нештат-
ного завершения полета с посадкой ОК на ВПП. Обеспечение
безопасности в проекте ОК “Буран” представляет собой сово-
купность таких методов и методов спасения экипажа, сопровож-
дающихся потерей корабля (см. ниже).
6 Заказ 192
81
Орбитальный участок полета с точки зрения спасёния
экипажа характерен необходимостью выполнения спуска в
атмосфере и посадки. Лучшим образом эта задача решается
штатными средствами и системами ОК, откуда вытекают высо-
кие требования по их надежности.
Для КК многоразового использования число пригодных для
штатной посадки аэродромов ограничено (для ОК “Буран” —
три: ПК ОК, восточный и западный запасные аэродромы). В
связи с этим на случай появления нештатных ситуаций в систе-
мах ОК для экипажа должна быть обеспечена возможность ожи-
дания выхода в зону спуска на один из аэродромов и
предусмотрено оснащение ОК соответствующими средствами.
Предусматривалось также на этапе летных испытаний использо-
вание корабля-спасателя типа “Союз ТМ” как в случае невоз-
можности схода с орбиты, так и в случае обнаруженной на
орбите неисправности в системах спуска и посадки. Планы
выхода из нештатных ситуаций в орбитальном полете и на учас-
тке торможения для спуска рассмотрены в разд. 2.3.
Участок спуска и посадки отличается высокими аэродинами-
ческими нагрузками и, следовательно, перегрузками, а также
тепловыми потоками к поверхности ОК и ее нагревом. При
посадке большое значение имеет точность управления и приве-
дения на ВПП любого аэродрома. С учетом этих условий
рассчитываются конструкция, тепловая защита, агрегаты и обо-
рудование ОК. Традиционно безопасность обеспечивается
надежностью их работы и надежностью функционирования
бортовых систем, резервированных по аппаратуре и режимам
работы.
Применение средств спасения экипажа на участке спуска воз-
можно только в том случае, когда проектом предусмотрен
“корабль в корабле”, т.е. некоторая капсула, представляющая
собой самостоятельный летательный аппарат, способный срочно
отделиться, совершить спуск и посадку (например, отделяемая
кабина экипажа, имеющая пригодную для автономного спуска
аэродинамическую компоновку, необходимую центровку, тепло-
защиту, системы управления и посадки). Сложность реализации
такой схемы очевидна, поэтому для ОК было принято решение
по обеспечению необходимой надежности его средств спуска и
посадки, а также применению катапультирования на высотах
ниже 20...25 км, по крайней мере на этапе летных испытаний.
2.2.3. Пожаровзрывобезопасность
Наличие на борту ОК компонентов высокоэффективных топ-
лив (водород, кислород, керосин, гидразин) и сложного ком-
82
плекса электрических систем с потребляемой мощностью
10... 15 кВт, нагрев конструкции при спуске и другие факторы
создают потенциальную угрозу для возникновения пожара и
взрыва. Это потребовало при проектировании ОК внедрить ряд
решений и мероприятий для повышения уровня пожаровзрыво-
безопасности. С этой целью в кабине экипажа применяются
специально подобранные и неопасные в отношении пожара
материалы, которые или не возгораются при заданных пара-
метрах атмосферы кабины, или не поддерживают горения, а
приборы, размещаемые в кабине, аттестуются как не создающие
очагов возгорания. Кабина оснащена средствами противопожар-
ной защиты (ССПЗ), которые включают датчики-оповещатели и
стационарные и ручные средства тушения пожара.
Натекание опасных компонентов в негерметичные отсеки ОК
практически исключено высокими требованиями по герметич-
ности к элементам пневмогидравлических схем, которые кон-
тролируются при подготовке к полету. Необходимые дренажи
организованы и разнесены так, что газ всегда отводится за борт
ОК, а смешение компонентов исключается. С учетом норм
герметичности и вероятности натекания установлены требования
к аппаратуре негерметичных отсеков, состояние атмосферы
которых контролируется датчиками-газоанализаторами. Эти дат-
чики входят в состав системы пожаровзрывопредупреждения и
используются при подготовке к старту (после заправки) и до
падения давления с набором высоты. При наличии опасных кон-
центраций в негерметичный отсек подается азот из наземной сис-
темы до старта и из бортовых баллонов в полете. В орбитальном
полете и при спуске до высоты 30 км, где начинается натекание в
отсеки воздуха, пожаровзрывобезопасность обеспечивается за счет
практического отсутствия воздуха в негерметичных отсеках. На
меньших высотах осуществляется вентиляция средней части фюзе-
ляжа через открытые створки его боковой поверхности, что при
высоких требованиях к герметичности пневмогидравлических сис-
тем СЧФ, соответствующем исполнении приборов и оборудования
и отсутствии в ней “горячих” точек практически исключает
наличие опасных концентраций газов.
В хвостовой части фюзеляжа, где размещаются ОДУ и ВСУ,
сосредоточены основные запасы топлива и имеется развитая
сеть пневмо- и гидрокоммуникаций, вместо вентиляции, начи-
ная с высоты 30 км, проводятся дозированная подача и заполне-
ние ХЧФ азотом из баллонов СПВП.
«•
83
2.2.4. Особенности и контроль полета па участке
выведения
Ракета-носитель .осуществляет полет в автоматическом
режиме с помощью комплекса автономного управления,
который построен на базе бортовых цифровых вычислительных
машин и принципах инерциальной системы и управляет движе-
нием PH и работой бортовых систем без управляющих воздей-
ствий с Земли. Информация о полете PH передается на Землю
телеметрическими системами, а параметры ее движения опреде-
ляются наземными станциями слежения.
Орбитальный корабль на участке выведения находится как бы
в состоянии ожидания автономного полета. Происходящие на
нем процессы развиваются в направлении отслеживания меня-
ющихся условий при выведении (например, давление атмос-
феры) и подготовке к автономному полету.
Система управления ОК после поступления сигнала “Контакт
подъема” (КП) ведет непрерывное определение его координат,
вектора скорости и углового положения, т.е. находится в состо-
янии готовности к управлению кораблем в случае его отделения
от PH.
Информация о работе ОК и его состоянии, включая получен-
ные на борту траекторные параметры, передается на Землю теле-
метрической системой.
Центр управления полетами ведет обработку поступающей с
ОК и наземных пунктов телеметрической информации (ТМИ) и
находится в состоянии готовности к управлению автономным
полетом ОК. Центр управления подготовкой и проведением
пуска (ЦУПП) на космодроме контролирует работу PH и распо-
лагает поступающей из ЦУП информацией о работе ОК.
Экипаж ОК на своих рабочих местах может контролировать
режимы работы PH и ОК, их смену в процессе полета, состо-
яние бортовых систем и агрегатов, имея радиосвязь с центром
управления подготовкой и проведением пуска и ЦУП.
Средствами КАУ и специальными системами проводится
диагностика основных бортовых систем PH. Особое место зани-
мает система аварийной защиты (САЗ) ДУ, которая должна
обеспечивать распознавание предаварийного состояния двига-
теля и совместно с КАУ его безаварийное выключение. При
появлении нештатных ситуаций, которые не могут быть париро-
ваны без изменения программы выведения имеющимися в
бортовых системах резервными возможностями, задачей КАУ
является выработка признаков перехода или к нештатному
завершению полета, или к спасению экипажа.
84
Нештатное завершение полета реализуется в случае отказа и
отключения одного из двигателей, когда снижение энергетичес-
ких возможностей PH делает штатное выведение невозможным,
а PH сохраняет свою работоспособность. Такая ситуация опре-
деляется автоматически внутренней логикой КАУ по сигналам
САЗ, т.е. автономно бортовыми системами PH, и при ее появле-
нии также автоматически происходит переход к нештатной
программе полета PH, а затем и ОК после его отделения от PH,
или к продолжению выведения ОК на нерасчетную орбиту.
Спасение экипажа является крайней мерой вмешательства в
программу полета и осуществляется в аварийных ситуациях,
когда PH полностью теряет работоспособность. Для контроля и
распознавания таких ситуаций вводятся параметры аварийности
PH, формируемые в полете КАУ (например, потеря управля-
емости из-за отказа рулевых приводов, нерасчетных возмущений
и т.п. или отказ двух двигателей PH, при котором дальнейший
полет в силу недостаточности тяги оказывается невозможным).
В случае появления параметра аварийности двигатели PH вык-
лючаются, а для спасения экипажа предусматривается катапуль-
тирование космонавтов или экстренное отделение ОК от PH.
Способы спасения могут быть задействованы экипажем вручную
со своих рабочих мест по отображаемой на дисплеях информа-
ции о состоянии PH, ходе полета и появляющихся отказах, а
также приведены в действие по команде “Авария”, формиру-
емой в ЦУП и передаваемой на борт ОК по радиоканалу.
На этапе предстартовой подготовки для срочной эвакуации
экипажа в составе СК предусмотрен агрегат экстренной эваку-
ации (АЭЭ), закрытая площадка которого подводится к посадоч-
ному люку, отводится от него примерно за 1 мин до КП и может
быть возвращена обратно за 10... 15 с. АЭЭ имеет верхнее поме-
щение для выхода на посадочную площадку, которое соединено
с наземным бункером двумя рукавами-трубами: в одном из них
находится наклонный лифт для штатной посадки или возвраще-
ния экипажа, в другом — лоток (“склиз”) для срочной эваку-
ации.
За 10...20 мин до старта после отвода башни обслуживания
средства катапультирования, которые также могут использо-
ваться и при аварии до КП, приводятся в готовность.
2.2.5. Нештатное завершение полета
При отказе одного из двигателей PH полет завершается
выполнением маневра возврата (МВ) или полетом по одновит-
ковой траектории (ОТ) с приземлением ОК в любом случае на
85
ПК ОК. Эти два варианта являются резервными программами
полета для этапа выведения ОК на орбиту.
При отказе и выключении одного двигателя I ступени (блока
А) выключается и двигатель диаметрально расположенного
блока во избежание нерасчетных возмущений в угловых каналах
управления (с блокировкой выключения в пристартовой зоне), а
при отказе одного двигателя центрального блока (блока Ц)
продолжается работа трех остальных.
Маневр возврата выполняется в случае отказа двигателя в
зоне от КП до некоторой верхней по времени полета границы,
задаваемой с учетом энергетических возможностей PH по
выполнению МВ и общих возможностей PH и ОК по формиро-
ванию одновитковой траектории, зона которой следует за зоной
МВ. Зона МВ заканчивается на 125... 130 с полета (рис. 2.4) при
отказе двигателя блока А и на 180... 190 с при отказе двигателя
центрального блока Ц.
Рис. 2.4. Общая схема спасения экипажа при аварии PH:
а — штатное выведение; б — нештатное выведение; в — спасение экипажа при
аварии PH; 1 — МРКК на старте; 2 — граница зоны катапультирования (102 с
полета); 3 — граница зоны МВ (125... 190 с полета); 4 — МРКК в полете; 5 —
штатное отделение ОК; 6 — отделение ОК на ОТ; 7 — разгонный импульс; 8 —
тормозной импульс; 9— вход в атмосферу; 10— посадка на ВПП ПК; 11 — вык-
лючение двигателей PH при появлении сигнала “Авария” и отделение ОК;
12 — формирование петли МВ; 13 — разворот перед отделением;
14 — отделение ОК; 15 — посадка на ВПП; 16 — спуск и посадка; 17 — ВПП
аэродрома по трассе выведения
86
Реализация МВ начинается после отделения блоков А I сту-
пени, но не позже 190 с полета. PH разворачивается в плоскости
тангажа и начинает торможение, создавая петлю маневра, с
задачей создания ОК кинематических условий, пригодных для
посадки на ВПП ПК, при этом дальность полета (удаление от
СК) может достигать 480 км, а высота траектории — 120 км. В
процессе разворота PH создаются условия для отделения ОК,
выключаются двигатели PH, происходит разделение, и ОК после
автономного полета приземляется на ВПП ПК. В совместном
полете с PH и после отделения работают двигатели ОК для
выработки топлива в целях обеспечения центровки в автоном-
ном полете и посадочной массы.
Полет по одновитковой траектории реализуется при отказе
одного из двигателей PH после прохождения зоны МВ
(см. рис. 2.4). Ракета-носитель при обнаружении отказа продол-
жает движение с задачей выведения ОК на орбиту и прекращает
свою работу, израсходовав топливо, когда дальнейший набор
скорости становится невозможным. ОК после отделения выпол-
няет разгонный импульс, а затем импульс торможения для
формирования условий входа в атмосферу. Оба импульса
рассчитываются СУ автономно по кинематическим параметрам
на момент отделения от PH. Особенностью работы СУ в случае
отказа двигателя вне зоны МВ является то, что она определяет
по указанным параметрам, какой маневр в сложившейся обста-
новке (в порядке приоритета) должен быть выполнен с учетом
запасов топлива на ОК: штатное довыведение, выведение на
нештатную орбиту или полет по одновитковой траектории.
Первые два маневра могут иметь место при отказах в конце
участка выведения и планируются с учетом запаса топлива на
орбитальный полет и спуск, третий — формирование ОТ, когда
проведение первых двух невозможно по запасам топлива.
Излишний запас топлива при ОТ в целях обеспечения цен-
тровки перед входом в атмосферу вырабатывается.
2.2.6. Способы и средства спасения
При полном отказе PH в зависимости от участка полета
(см. рис. 2.4) предусмотрено или катапультирование экипажа,
или экстренное отделение ОК от PH.
Катапультирование экипажа осуществляется в открытых ката-
пультных креслах типа К-36. Разработанные для авиации, они
позволяют катапультировать экипаж (в защитном снаряжении) в
полете при М = 2,2...2,5 и высотах 22...25 км, а также при взлете
и посадке самолетов. Такие характеристики соответствовали
условиям применения кресел на ОК при отказах в процессе его
87
посадки, но не обеспечивали условий катапультирования при
авариях PH на старте и активном участке полета.
Аварии на старте и на первых секундах полета могут сопро-
вождаться пожаром и взрывом PH, при которых экипаж должен
быть удален на достаточно большое расстояние, безопасное
(с учетом защитного снаряжения) по давлению во фронте удар-
ной волны и по влиянию пожара, при этом траектория катапуль-
тирования должна иметь высоту, достаточную для облета башни
обслуживания СК. Для этого катапультные кресла должны были,
во-первых, иметь ракетный твердотопливный разгонный блок,
обеспечивающий при авариях до КП дальность полета 500 м при
высоте в вершине траектории до 300 м (этим решалась и задача
пролета кресел на безопасном расстоянии от факела работающих
двигателей PH при катапультировании в первой фазе ее полета);
во-вторых, иметь с учетом возможного падения PH в условиях
аварии после старта соответствующее регулирование траектории
кресел по высоте (облет башни обслуживания) отклонением век-
тора тяги разгонного блока и, в-третьих, обладать максималь-
ным диапазоном применения по высоте до 35 км и скорости
полета до М = 3,5.
Катапультные кресла ОК “Буран”, в которых члены экипажа
должны находиться в скафандрах (защитное снаряжение), разра-
ботаны с учетом указанных требований и обеспечивают удаление
экипажа на расстояние 500 м за 9... 10 с. Схема катапультирова-
ния при аварии PH на СК показана на рис. 2.5.
При аварии в полете катапультные кресла применяются при
различных внешних условиях и траекторных параметрах МРКК
на момент аварии, что определяет последовательность катапуль-
тирования, способы обеспечения автономного полета кресел и
режимы работы их агрегатов. Кресла оснащаются электрической
системой управления, которая сопряжена с автоматикой спасе-
ния на борту ОК и реализует вместе с ней необходимый порядок
выполнения операций.
Система катапультирования, имея высокие показатели надеж-
ности, обеспечивает спасение экипажа, хотя в определенных
ситуациях возможны дополнительные трудности в ее примене-
нии, например опасность встречи с сооружениями СК (эстака-
дами, строениями, ограждениями и др.) или влияние сильного
ветра. При этом важное значение имеют как характер развития
аварийного процесса, так и резервное время (время от обнару-
жения аварии до катастрофических последствий), которым
располагает экипаж для удаления на безопасное расстояние.
Зона катапультирования заканчивается там, где скорость и
высота полета выходят на предельно допустимые значения с
учетом защитного снаряжения экипажа. Для ОК “Буран” это
88
Рис. 2.5. Схема катапультирования при аварии на СК и в полете:
а — в полете; б — на СК; 1 — МРКК на стартовой позиции; 2 — МРКК в полете;
3 — участок работы разгонного блока катапультного кресла; 4 — катапультное
кресло в свободном полете (показаны штанги со стабилизирующими парашю-
тами); 5 — раскрытие парашютов; 6 — падающие кресла; 7 — башня обслужива-
ния
примерно 102 с полета от КП по штатной траектории выведения
(см. рис. 2.4).
В пределах существующих ограничений по скорости и высоте
полета катапультные кресла могут применяться и при посадке
вплоть до пробега по ВПП, при этом их задействование осущес-
твляется вручную экипажем.
Экстренное отделение (ЭО) ОК от PH как способ спасения
ОК и экипажа предусматривается при авариях PH выше зоны
катапультирования. При обнаружении КАУ полного отказа PH
двигатели последней выключаются, происходят отделение и ста-
билизация ОК, а его автономный полет завершается посадкой на
ВПП одного из аэродромов по трассе выведения. В этом случае
СУ ОК выбирает аэродром (из числа намеченных и аттестован-
ных) с учетом зон досягаемости (кинематических параметров на
момент аварии и маневренных возможностей ОК) и далее управ-
ляет полетом и посадкой на ВПП, при этом управление на зак-
лючительном этапе в зоне видимости ВПП должно выполняться
89
экипажем. В крайнем случае (при невозможности посадки)
может быть использовано катапультирование. Автономный
полет ОК в первой фазе сопровождается работой его двигателей
для выработки топлива с одновременным улучшением траектор-
ных параметров (снижение углов наклона траектории).
Проведенные исследования показали, что выбор применя-
емых средств и способов спасения экипажа такого МРКК, как
“Энергия”—“Буран”, не всегда однозначен в связи со слож-
ностью и особенностями его конструкции, трудностями деталь-
ной диагностики агрегатов и систем PH, разнообразием условий
на траекториях движения и ограничениями, присущими сред-
ствам спасения. Наиболее напряженными по применению спо-
собов спасения являются аварийные ситуации в зоне СК и в
диапазоне времени 90... 135 с штатного полета, охватывающем
границу смены способов спасения, так как использование ката-
пультных кресел ограничено их возможностями, а экстренное
отделение проводится в зоне высоких скоростных напоров, что
приводит к сложности организации безударного отделения. В
процессе автономного полета ОК после ЭО в зависимости от
времени аварии (начальных траекторных параметров) могут быть
отдельные участки, где конструкция и системы ОК работают в
критичных условиях (перегрузки, скоростные напоры и др.).
Предусмотренные в МРКК “Энергия”—“Буран” средства спа-
сения по своему характеру соответствуют средствам спасения
любого ракетно-космического комплекса и применяются в
сложных условиях (напряженность в околостартовой зоне, опас-
ность соударений). В связи с этим при разработке средств и спо-
собов спасения наряду с их максимально возможным
совершенствованием осуществляются вероятностные оценки
эффекта их применения, опирающиеся на моделирование
процессов с учетом всего многообразия условий, а с использова-
нием их результатов определяется количественная оценка дос-
тигнутого уровня безопасности полета.
2.3. НЕШТАТНЫЕ СИТУАЦИИ И РЕЗЕРВНЫЕ
ПРОГРАММЫ ОРБИТАЛЬНОГО ЭТАПА ПОЛЕТА
При разработке КА, особенно пилотируемых КК, большое
внимание уделяется обеспечению надежности функционирова-
ния их бортовых систем, агрегатов и конструкций. Требования к
Показателям надежности определяются диффенцированно для
каждой системы в зависимости от выполняемых ею в процессе
полета функций, по совокупности которых выделяются наиболее
важные системы, обеспечивающие жизнедеятельность экипажа,
условия для его работы, температурный режим и выполнение
90
операций, необходимых для возвращения на Землю с любого
участка полета (системы электропитания, управления, радиос-
вязи, двигательные установки и др.).
Наряду с мероприятиями по надежности рассматриваются
отказы в системах и агрегатах ОК, которые возможны в полете, а
также нештатные ситуации, складывающиеся в результате их
появления, и способы их преодоления.
Отказ в системе (агрегате) — событие, выражающееся в нару-
шении функционирования системы или ее части (узла), которое
может сопровождаться выходом параметров за допустимые
пределы (изменение давления в отсеке, напряжения в сети элек-
троснабжения, потеря точности ориентации, отсутствие пере-
дачи на Землю телеметрической информации, невозможность
выдачи двигательной установкой импульса с заданной
точностью и т.п.). С учетом возможности возникновения таких
отказов и их последствий, особенно в жизненно важных систе-
мах, бортовые системы КА построены по схеме глубокого резер-
вирования, т.е. одна и та же функция обеспечивается двумя (или
более) узлами или каналами системы, элементами схемы, прибо-
рами или агрегатами, при этом выход из строя одного из них не
должен приводить к потере, функций, выполняемых системой,
или к изменению каких-либо внешних параметров, влияющих
на функционирование других бортовых систем и жизнедеятель-
ность экипажа. В этом случае единственным следствием отказа
являются потеря резерва и снижение надежности дальнейшей
работы системы.
Для ОК, кроме того, предусмотрены особые средства обеспе-
чения безопасности полета экипажа, которые задействуются при
развитии аварийных процессов, связанных с глубокими, более
чем с двумя, отказами в системе или в группе систем. Для каж-
дого из этапов полета состав этих средств и способы их задей-
ствования имеют отличия и характерные особенности.
Нештатная ситуация — это ситуация, сложившаяся в полете в
результате отказа в системе или агрегате. На ранней стадии
проектирования анализ нештатных ситуаций позволяет более
полно определить совокупность требований к системам, а в
процессе разработки обеспечивает формирование планов выхода
из них или путей их парирования.
Для ОК “Буран” возможность появления в полете нештатных
ситуаций существенно влияет на выбор структуры построения
штатной программы полета, а также на число и особенности
вариантов резервных программ полета, реализуемых после появ-
ления нештатной ситуации.
Основной задачей изменения штатной программы полета
является парирование нештатной ситуации в целях обеспечения
91
безопасности полета экипажа, т.е. действия, направленные на
предотвращение опасного развития процесса, вызванного отка-
зом в системе (агрегате), и основанные на заранее разработан-
ном комплексе мероприятий, проводимых как в бортовой
системе (внутреннее резервирование), так и по ОК в целом
(межсистемное резервирование, диагностика, логика управле-
ния), а также по средствам, взаимодействующим с ОК в полете
(анализ ТМИ в ЦУП, обеспечение передачи на борт управля-
ющих воздействий и т.п.). Управление процессом парирования
должно проводиться автоматически, экипажем или по команде
из ЦУП.
Нештатные ситуации по своим последствиям, т.е. по степени
опасности для экипажа, по влиянию на сохранность ОК и на
возможность выполнения целевых задач полета, делятся на
четыре группы:
неопасные — отказы в бортовых системах, не влияющие
на безопасность экипажа и сохранность ОК, но могущие
привести к невыполнению целевых задач полета;
опасные — отказы бортовых систем и агрегатов, при
которых в случае непринятия мер возможно возникновение
опасности для экипажа или сохранности ОК;
аварийные — ситуации, приводящие в силу глубокого
нарушения работы бортовых систем к невозможности сохране-
ния ОК, но сопровождающиеся спасением экипажа;
катастрофические — ситуации, сопровождающиеся
гибелью или травмированием хотя бы одного из членов экипажа.
Такое деление позволяет учесть степень предстоящей опас-
ности при разработке планов выхода из нештатных ситуаций и
обязательность поиска выхода. Цель и направленность мер по
парированию нештатных ситуаций состоят в исключении их
катастрофических последствий и в переводе любой из них в
наименее опасную. Однако полностью исключить нештатные
ситуации, влияющие на безопасность экипажа и сохранность
ОК, практически невозможно из-за сложности ОК, многообра-
зия связей между его системами, невозможности дублирования
некоторых узлов (например, стоек шасси) и влияния внешних
факторов. В связи с этим в анализе нештатных ситуаций приме-
няется вероятностный подход, при котором вероятность их
появления должна быть исключительно мала и может быть
аттестована как нерасчетная, а узел (агрегат), отказ которого
лежит в их основе, может быть определен как критичный
элемент. Это означает, что к такому узлу (агрегату) предъявля-
ются особые требования в процессе разработки, эксперимен-
тальной отработки, изготовления и подготовки к полету, что
снижает вероятность отказа.
92
Одной из серьезных проблем для ОК, оснащенного слож-
ными системами и агрегатами, являются оперативное обнаруже-
ние и определение опасности отказа в случае его появления в
процессе полета. Эту задачу решает система контроля и диагнос-
тики ОК, которая должна формировать сообщение об отказе для
парирования нештатной ситуации в автоматическом режиме, а
также выдавать информацию экипажу и в систему бортовых
измерений для передачи в ближайшем сеансе связи в ЦУП.
По характеру принимаемых мер для парирования нештатных
ситуаций выделяют, во-первых, те из них, парирование которых
возможно за счет использования резервов бортовой системы без
изменения программы функционирования ОК, и, во-вторых, те,
которые требуют изменения программы полета ОК.
В зависимости от этапа полета ОК и характера нештатной
ситуации должен реализовываться переход со штатной прог-
раммы полета на один из ее резервных вариантов. Такой переход
может происходить как по данным СКД, так и по решению
экипажа по непосредственным ощущениям и анализу получен-
ной им информации или персонала ЦУП с выдачей необходи-
мых управляющих воздействий на борт ОК по радиоканалу.
Выбор резервных вариантов программы определяется в
первую очередь необходимостью парирования нештатных ситу-
аций, угрожающих безопасности экипажа, потом ситуаций, пос-
ледствиями которых может быть потеря ОК, а затем ситуаций,
которые могут привести к невыполнению целевых задач полета.
Такой порядок (приоритет) отражает необходимость оператив-
ных действий в реальном полете.
Рассмотрим некоторые варианты нештатных (резервных)
программ полета ОК (рис. 2.6) для участка его орбитального
полета (нештатные программы полета для участка выведения
рассмотрены в разд. 2.2).
Пассивное ожидание — универсальная резервная программа,
основной целью которой являются перевод ОК в динамически
спокойное состояние, поддержание функционирования ОК в
режиме автоматического управления с периодическим проведе-
нием операций, необходимых для реализации выбранного
режима полета. Пассивное ожидание по продолжительности
ограничено ресурсами расходуемых запасов рабочих тел борто-
вых систем и ОДУ, должно использоваться в нештатных ситу-
ациях, не требующих срочного возвращения ОК с орбиты или
других неотложных действий, позволяет оставить минимум фун-
кционирующих систем, исключить после появления нештатной
ситуации опасность развития процессов, связанных с активными
динамическими действиями, и создать резерв времени для ана-
93
5
6
7
Условные обозначения •• Ю
□ Штатная программа
Резервная программа „Замена и повтор ”
Резервная программа „Пассивное ожидание”
Ш Резервная программа „Досрочное и срочное возвращение"
Рис. 2.6. Штатный и резервные варианты программы полета (фрагмент программы
орбитального полета):
7 — выведение МРКК; 2 — довыведение на орбиту ИСЗ; 3 — проверка бортовых
систем (тестовые операции); 4 — астрокоррекция; 5 — коррекция с использова-
нием РВВ; 6 — дежурный полет; 7 — межорбитальный переход; 8 — сближение и
стыковка ОК с орбитальной станцией; 9 — совместный полет; 10 — подготовка,
сход с орбиты ИСЗ, спуск и посадка
лиза происшедшего и принятия решения о последующих дей-
ствиях.
В процессе выполнения программы пассивного ожидания
должны поддерживаться заданные условия жизнеобеспечения,
тепловой режим, электроснабжение, ориентация ОК в орбиталь-
ной системе координат, необходимая точность навигации и
БИСК, проводиться сеансы связи с НКУ и работать СКД, обес-
печивая выдачу необходимой информации в случае появления
более опасных нештатных ситуаций.
Переход на резервную программу пассивного ожидания
предусматривается в нештатных ситуациях, следствием которых
являются, например, неготовность стыковочного модуля к сты-
ковке по результатам тестовой операции или приведения его в
штатную готовность (последняя операция выполняется заранее и
в случае необходимости может быть проведена повторно), него-
товность систем и агрегатов к возвращению ОК с орбиты на
Землю по результатам тестовой операции или при штатной под-
готовке (как правило, операция переносится на следующие
сутки полета), а также отсутствие у экипажа или в ЦУП телемет-
94
рической информации о ходе сложной динамической операции
в результате отказа СОИ-ОУ, СБИ или других средств.
Резервная программа "Замена или повтор” должна использо-
ваться, когда запланированная штатной программой полета опе-
рация или группа операций по каким-либо причинам не были
проведены в заданное время или не были завершены с положи-
тельным результатом (не решены все поставленные задачи, не
обеспечены заданные параметры). Такая резервная программа,
определяющая вариан! решения невыполненной задачи, предус-
матривается практически для всех операций, реализуемых после
довыведения ОК на орбиту, и имеет значительное число вариан-
тов, определяемых особенностями конкретных полетных опера-
ций. Кроме того, она предусматривает повторение той же
операции после ликвидации последствий отказа, произошедшего
в системе, либо с созданием других внешних условий, либо с
изменением распределения функций управления и контроля
между СУ, экипажем и НКУ (например, использование ручного
режима вместо автоматического), а также возможность замены
невыполнившей своей задачи операции на операцию, исполь-
зующую другие средства и режимы для выполнения той же
задачи.
Резервная программа “Замена или повтор” может следовать
за пассивным ожиданием, в процессе которого проводится ана-
лиз нештатной ситуации, выбирается конкретный вариант прог-
раммы и задаются все данные, необходимые для
функционирования СУ ОК, других КА и НКУ; и предусматри-
вает периодическое проведение коррекции базовой системы
координат ГСП. В СУ в связи с особой важностью этой опера-
ции используются три функциональных тракта для решения
этой задачи различными по принципам работы средствами: с
солнечно-звездными датчиками (СЗД), с радиовысотоме-
ром-вертикалью или с ручным оптическим прибором. Если
коррекция базовой системы координат выполняется по СЗД, то
резервная программа может предусматривать проведение той'же
операции, но с созданием особых условий (например, в той
части орбиты, на которой ОК заходит в тень Земли или где
могут быть обеспечены измерения по более “крупным” звездам
без близких “звезд-помех”). В некоторых случаях предусматри-
вается не повтор, а замена операции с СЗД на операцию с РВВ
или ручным оптическим прибором, что ухудшает точность
коррекции базовой системы координат, однако при отказе СЗД
позволяет полностью выполнить все целевые задачи полета ОК.
В процессе выполнения резервной программы “Замена или
повтор” должны поддерживаться все необходимые условия для
жизнедеятельности экипажа, работы бортовых систем ОК и
95
дополнительно включаться в работу средства для реализации
запланированных в резервной программе конкретных операций.
Повторение в ряде случаев затрагивает большую группу опера-
ций или целые участки орбитальной программы. Так, отказы,
приводящие к невыполнению сближения и стыковки, могут пот-
ребовать расчета резервной программы на сутки, а в некоторых
случаях и на более продолжительное время, повторения всех
операций этого сложного процесса, начиная с межорбитальных
переходов для формирования фазирующей орбиты и кончая
повторной попыткой стыковки.
Резервная программа “Досрочное и срочное возвращение” дол-
жна использоваться, как правило, в опасных нештатных ситу-
ациях, после возникновения которых существенно
ограничивается гарантированное время поддержания условий
жизнедеятельности экипажа, функционирования жизненно важ-
ных бортовых систем, агрегатов и конструкций ОК или баллис-
тическое время существования ОК на низкой орбите ИСЗ.
Досрочным считается возвращение, при котором тормозной
импульс для схода с орбиты должен быть выдан после возникно-
вения нештатной ситуации за время от 3 до 24 ч, срочным — от
40 мин до 3 ч (40 мин — минимально необходимое время для
подготовки экипажа и бортовых систем ОК к сходу с орбиты).
По структуре построения резервная программа срочного воз-
вращения близка в программе досрочного возвращения и отли-
чается тем, что для сокращения времени ряд операций,
необходимых для подготовки ОК к возвращению, проводится
параллельно (например, закрытие створок ОПГ, подготовка и
проверка функциональных трактов ГС, рулевых систем, СУ, заг-
рузка программ в оперативное запоминающее устройство БЦВК,
надевание скафандров членами экипажа и др.), а интервалы
между операциями сокращаются до минимума. Необходимость
использования досрочного или срочного возвращения диктуется
конкретной ситуацией: чем опаснее последствия, чем выше ско-
рость развития опасного процесса, тем быстрее должен быть
реализован сход с орбиты.
Резервная программа срочного возвращения должна завер-
шаться посадкой ОК на ВПП ПК или запасного аэродрома,
однако в исключительно опасных ситуациях предусматривается
возможность схода с орбиты за минимальное время со снятием
ограничений по посадке на ВПП, при которой после выхода на
малые высоты экипаж должен катапультироваться. Естественно,
что в бортовых системах, агрегатах и конструкциях сделано все,
чтобы исключить появление в полете подобных нештатных ситу-
аций, однако, несмотря на заложенные резервы и исключи-
тельно малую вероятность таких отказов, резервная ветвь
96
срочного спуска в программе полета необходима. Следует особо
отметить, что серьезное внимание нештатным ситуациям для ОК
“Буран” и других КК уделяется не потому, что отказы часто
встречаются в полете, а потому что, когда они возникают, к их
идентификации (обнаружению) и срочному устранению должны
быть всегда готовы бортовая автоматика, экипаж и ЦУП.
Срочный спуск необходим в исключительно маловероятных
нештатных ситуациях, последствием которых является, нап-
ример, пожар. Его развитие может привести к нарушению элек-
трических коммуникаций и выходу из строя системы
управления. Для обеспечения жизнедеятельности экипажа в
условиях задымления атмосферы кабины предусмотрены инди-
видуальные средства и скафандры, а для гашения пожара име-
ются системы пожаротушения и возможность принудительной
разгерметизации кабины как исключительной меры, позволя-
ющей прекратить процесс горения. Как правило, после пожара
ОК, если он сохранил работоспособность, должен быть как
можно быстрее возвращен на Землю.
Примером нештатной ситуации является также отказ двига-
тельной установки, при котором относительно быстро теряются
запасы топлива (негерметичность магистралей или баков), что со
временем может привести к невозможности выдачи тормозного
импульса для схода с орбиты, а при полной потере одного из
компонентов топлива и к невозможности поддержания ориента-
ции, необходимой для проведения спасательных работ с исполь-
зованием корабля-спасателя.
Одной их самых коварных нештатных ситуаций для пилоти-
руемых КК является разгерметизация, которая может появиться
при нарушении целостности оболочки герметичной кабины. Для
исключения такого явления для герметичных отсеков задаются
высокие коэффициенты запаса прочности, проводятся разнооб-
разные сложные наземные испытания, вводятся специальные
меры по защите от микрометеоров, кабина оснащается системой
обнаружения и оповещения экипажа о снижении давления, име-
ющей высокую чувствительность датчиков. На ОК “Буран” в
целях обеспечения безопасности экипажа предусмотрены также
спасательные скафандры и СЖО, рассчитанные на длительное
(более 12 ч) пребывание в них членов экипажа, а все приборы,
установленные в кабине, обеспечивают нормальное функциони-
рование в глубоком вакууме. Однако, несмотря на принятые
меры, в случае разгерметизации ОК должен быть не позднее чем
через 12 ч возвращен на Землю, при этом выполнение штатной
программы прекращается и ОК переводится на резервную прог-
рамму досрочного возвращения. Эта программа предусматрива-
ется также при нештатных ситуациях, приводящих в результате
73шоз192 97
второго отказа к потере резерва в бортовой системе, если она
относится к категории жизненно важной (например, второй
отказ в функциональном тракте БЦВК, ГСП, СУ, выход из
строя двух из четырех генераторов СЭП и др.). При такого рода
отказах все системы ОК продолжают нормально функциониро-
вать, однако появление третьего отказа может привести к ава-
рийным и даже катастрофическим последствиям, поэтому ОК
должен переводиться на резервную программу досрочного воз-
вращения.
Резервная программа “Спасение экипажа с помощью кораб-
ля-спасателя” должна использоваться, как правило, в аварийных
нештатных ситуациях, при которых сход ОК с орбиты и посадка
на ВПП ПК или запасного аэродрома либо невозможны, либо
связаны с большим риском.
В процессе орбитального полета и при подготовке к возвра-
щению проводится значительное число операций, в которых
участвуют жизненно важные бортовые системы и агрегаты ОК,
обеспечивающие не только орбитальный полет, но и возвраще-
ние ОК с посадкой на ВПП. Если в процессе выполнения этих
операций будет обнаружен, например, полный отказ функци-
онального тракта СУ, обеспечивающего привод и посадку на
ВПП, сход с орбиты запрещается. Также должна запрещаться
выдача тормозного импульса на сход с орбиты, если ОК не пере-
шел в атмосферную конфигурацию, если к моменту схода не
сохранен запас топлива ОДУ для' нормальной реализации
тормозного импульса и последующего управления, если нару-
шена теплозащита или разрушено остекление ОК. Вероятность
появления такого рода нештатных ситуаций исключительно
мала, однако они могут привести к гибели экипажа. В этом
случае предусмотрено особое средство обеспечения безопас-
ности — корабль-спасатель, который находится на Земле и в
случае необходимости за минимально возможное время стартует,
сближается и стыкуется с терпящим бедствие ОК.
Кораблем-спасателем является модифицированный КК
“Союз ТМ”, способный снять с терпящего бедствие ОК экипаж
из двух или трех человек, доставить их на Землю или при бла-
гоприятных условиях на орбитальную станцию “Мир” (воз-
можно несколько челночных полетов между ОК и станцией).
Максимальное расчетное время от возникновения нештатной
ситуации, требующей использования корабля-спасателя, до его
стыковки с ОК. может составлять несколько суток, в течение
которых ОК должен находиться в режиме ожидания, выполняя
резервную программу “Спасение экипажа с помощью кораб-
ля-спасателя”.
98
Реализация этой программы требует введения режима макси-
мальной экономии всех расходуемых запасов рабочих тел борто-
вых систем, и в первую очередь СЭП. В связи с этим сразу после
возникновения аварийной нештатной ситуации ОК переводится
в экономичный режим: выключается ряд бортовых систем или
их функциональных трактов, сокращается продолжительность
сеансов связи с НКУ, выбираются для основных систем режимы
управления и работы с минимальным электропотреблением, а в
случае крайней необходимости вводится режим неориентиро-
ванного полета. В процессе выполнения этой программы
предусматривается периодическая (примерно один раз в 2 сут.)
коррекция ГСП, необходимая для реализации спасения, на
завершающем этапе резервной программы ОК переводится в
режим пассивной стыковки, после чего ОК и корабль-спасатель
стыкуются, давление в их герметичных отсеках выравнивается и
экипаж может перейти в отсек корабля-спасателя. После отделе-
ния корабля-спасателя от ОК возможны различные варианты
завершения программы полета ОК, реализация которых опреде-
ляется тяжестью последствий, связанных с возникшей нештат-
ной ситуацией. Так, при неполном закрытии створок ОПГ (не
затянуты до упора несколько замков) или частичном отказе
радиотехнических трактов посадочных систем резервная прог-
рамма может предусматривать подготовку ОК к возвращению с
орбиты с посадкой без экипажа в автоматическом режиме управ-
ления.
Принятые в программе мероприятия по обеспечению безо-
пасности полета экипажа не ограничиваются введением значи-
тельного числа резервных программ.
Требования безопасности значительно влияют и на постро-
ение штатной программы, определяющей решение целевых
задач полета. Несмотря на большое число динамических опера-
ций и высокую активность ОК, штатная программа строится
так, чтобы в каждые сутки полета существовал резерв времени
на возможное повторение основных операций, а ресурсы борто-
вых систем позволяли увеличить продолжительность полета ОК
на несколько суток. Такой резерв времени штатной программы
создает благоприятные условия для работы экипажа, средств
служб и персонала ЦУП в плане снижения вероятности их оши-
бочных действий, появление которых, как правило, связано с
экстремальными условиями, высокой нагрузкой и сложностью
процесса управления.
Штатная программа должна предусматривать также проведе-
ние значительного числа тестовых проверок, которые предшес-
твуют сложным полетным операциям, планировать
ответственные операции на участках орбиты, на которых обеспе-
7*
99
чиваются благоприятные условия для контроля идущих на борту
ОК процессов, что вместе с углубленным контролем бортовых
систем позволяет обеспечить оперативное обнаружение отказов
и принятие мер для парирования нештатных ситуаций. Кроме
того, в штатной программе полета должно предусматриваться
проведение ряда операций с периодичностью, определяемой не
целевыми задачами орбитального полета, а реализацией
срочного спуска с орбиты, если возникнет такая необходимость
из-за появления нештатной ситуации, при этом бортовые сред-
ства и НКУ должны иметь на этот случай заранее заготовленные
программы действий.
Орбитальный полет при всем многообразии вариантов неш-
татных программ и реализации других мероприятий, проводи-
мых для обеспечения безопасности полета экипажа, не является
самым сложным этапом полета ОК. Обеспечение безопасности
экипажа при выведении ОК на орбиту ИСЗ и при его возвраще-
нии на Землю является одной из самых сложных задач.
ПЛАНЕР ОРБИТАЛЬНОГО
КОРАБЛЯ
Основной составной частью ОК “Буран”, определяющей его
внешний вид и обеспечивающей размещение и функционирова-
ние всех систем ОК, является планер. Из общей массы ОК
около 50 т приходится на массу планера и его систем.
Впервые в истории отечественной авиации и космонавтики
была поставлена задача возвращения КА с орбиты ИСЗ в задан-
ный район с посадкой “по-самолетному” на ВПП ПК. Авиаци-
онные специалисты должны были решить множество проблем,
связанных с переходом от достигнутых лучшими истребителями
скоростей (М = 3,5) к гиперзвуковым скоростям (М = 25), обес-
печить работоспособность конструкции при воздействии высо-
котемпературной плазмы при спуске с орбиты, акустического
нагружения на участке вывода, космического холода и вакуума.
Это потребовало проведения многих исследований в области
аэро- и газодинамики, тепловых процессов, поиска новых мате-
риалов и конструктивных решений, создания мощной исследо-
вательской и стендовой базы для экспериментальной отработки
и подтверждения жизнеспособности и надежности принимаемых
решений.
Головная роль в этих работах была поручена созданному в
феврале 1976 г. Научно-производственному объединению
“Молния” Министерства авиационной промышленности.
3.1. ВЫБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
КОМПОНОВКИ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОК
Орбитальный корабль “Буран” представляет собой летатель-
ный аппарат, осуществляющий после схода с космической
орбиты планирующий спуск в атмосфере и проходящий при
этом все возможные режимы полета, начиная с больших гипер-
101
звуковых (М = 25) до посадочных дозвуковых (М = 0,2) скорос-
тей. Для получения аэродинамических характеристик ОК
(аэродинамического качества, балансировки и управления на
всех режимах полета по траектории спуска), обеспечивающих
выполнение поставленных задач, и была выбрана его аэродина-
мическая компоновка. Планер ОК по внешнему виду и составу
элементов напоминает обычный самолет схемы “бесхвостка” и
состоит из фюзеляжа, крыла, снабженного элевонами, функци-
онирующими как рули высоты при управлении по тангажу и как
элероны при управлении по крену, вертикального оперения с
рулем направления, конструктивно состоящим из двух расщеп-
ляющихся створок, работающих при раскрытии в режиме воз-
душного тормоза, а также балансировочного щитка в хвостовой
части для обеспечения балансировки и разгрузки элевонов на
гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки ( а = 39°), где
из отклонения ограничены температурным фактором.
К особенностям конфигурации крыла следует отнести его
двойную стреловидность, что обеспечивает необходимые несу-
щие свойства и благоприятное изменение аэродинамических
характеристик на сверхзвуковых и трансзвуковых скоростях
полета.
Профиль крыла ОК по сравнению с профилями, применя-
ющимися в современной сверхзвуковой авиации, отличается
большей толщиной и большим радиусом передней кромки, что
уменьшает температуру нагрева конструкции при входе и полете
в плотных слоях атмосферы. Для управления по крену и
рысканию при полете на больших скоростях и больших углах
атаки, когда руль направления неэффективен, используется
реактивная система управления ОК, двигатели которой располо-
жены в двух блоках в ХЧФ.
В процессе оптимизации аэродинамических характеристик
планера были проведены многочисленные экспериментальные
исследования параметрических моделей ОК на дозвуковых,
трансзвуковых, сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях в
аэродинамических трубах ЦАГИ, которые определили влияние
на аэродинамические характеристики формы профиля крыла,
его стреловидности по передней кромке наплыва и основной
трапеции, формы НЧФ и ХЧФ, профиля и габаритных размеров
вертикального оперения и установки внешних элементов. По
результатам исследований были выбраны:
крыло со стреловидностью 45° по основной трапеции, 78° по
наплыву, с симметричным базовым профилем, максимальная
толщина которого, равная 12% хорды, расположена на 40% ее
длины;
фюзеляж с цилиндрической подрезкой по нижней образу-
ющей хвостовой части в боковой проекции, равной 14°;
102
вертикальное оперение с чечевицеобразным профилем, мак-
симальная толщина которого расположена на 60% длины хорды.
После выбора и оптимизации аэродинамической компоновки
были проведены экспериментальные исследования в аэродина-
мических трубах ряда научно-исследовательских институтов для
определения аэродинамических характеристик и эффектив-
ности органов управления планера во всем диапазоне скоростей,
углов атаки и скольжения и аэродинамических нагрузок на агре-
гаты и элементы планера ОК в автономном полете и на режиме
выведения, а также штопорных и демпфирующих характеристик
и т.п. Для определения аэродинамических характеристик ОК
были созданы уникальная модельная база, включающая в себя
аэродинамические модели ОК, предназначенные для испытания
в аэродинамических трубах, специальные установки, стенды и
тензовесы, а также летающая аэродинамическая модель ОК
“Бор-5” для определения аэродинамических характеристик при
условиях обтекания, близких к натурным (рис. 3.1).
Анализ характеристик показал, что максимальное балансиро-
вочное значение аэродинамического качества К на дозвуковом
режиме полета равно 5,6, а на гиперзвуковом режиме — 1,3 и что
полученные аэродинамические характеристики обеспечивают
продольную балансировку ОК на гиперзвуковых, сверхзвуковых,
трансзвуковых и дозвуковых режимах полета за счет отклонения
элевонов в диапазоне от —35 до +20°, балансировочного щитка
от —10 до +20° и раскрытия воздушного тормоза до 87°.
3.2. ВОПРОСЫ ГАЗОДИНАМИКИ И
ТЕПЛООБМЕНА
В создании конструкции планера определяющее значение
имело решение вопросов, связанных с определением тепловых
потоков в процессе спуска с орбиты.
По результатам продувок были получены изотермы темпе-
ратур на поверхности ОК, обусловленные аэродинамическим
нагревом при входе в плотные слои атмосферы (рис. 3.2).
Однако аэродинамические трубы не обеспечивают досто-
верную информацию для летательных аппаратов подобного
класса, так как в наземных условиях невозможно одновременно
смоделировать такие определяющие параметры, как числа
Рейнольдса и Маха*, изменяющиеся в широких пределах. Кроме
того, при обтекании ОК возникают сложные неравновесные
физико-химические процессы, когда температура газа по мере
*Число Рейнрольдса Re — это произведение характерных плотности, ско-
рости и длины, деленное на динамическую вязкость.
Число Маха М — отношение скорости какого-либо тела (например, КА) к
скорости звука в окружающей его среде.
103
Рис. 3.1. Аэродинамические характеристики ОК “Буран”:
а ~ на дозвуковых режимах (М < 0,6); б — на гиперзвуковых режимах (М < 10)
104
850
Рис. 3.2. Распределение максимальных температур (°C) по теплоизолированной
поверхности планера:
7 — нижняя поверхность; 2 — верхняя поверхность; 3 — типовое положение
головной ударной волны
Примечания: 1. Температурная схема составлена по результатам эксперименталь-
ных исследований теплообмена на моделях ОК в аэродинамических трубах для
аэродинамически гладкой поверхности без учета реальных свойств воздуха и
каталитических свойств ТЗП (Л^, = оо) при неотклоненных органах управления.
2. Максимальные температуры поверхности планера ОК достигаются на режиме
полета со скоростью V- 6770 м/с на высоте Я= 71 км. Степень черноты повер-
хности е = 0,8.
3. а = 34°.
приближения к поверхности последовательно снижается от
28 000 °C за ударной волной до 6000 °C вследствие диссоциации
молекул кислорода и азота с дальнейшим понижением темпера-
туры до 1200... 1500 °C вблизи поверхности, охлаждающейся за
счет теплового излучения в окружающее пространство. Это пот-
ребовало численных исследований тепловых потоков с учетом
явлений вязкости во всем ударном слое — слое сжатого газа у
поверхности, когда обычная теория теплообмена в совершенном
газе неприемлема.
105
Практика требовала решения задачи пространственного тече-
ния газа на основе уравнений Навье—Стокса с учетом неравно-
весных физико-химических процессов. Успешно проведенная
под руководством академика Г. Г. Черного работа коллективов
НПО “Молния” и Института механики МГУ позволила сущес-
твенно откорректировать результаты определения тепловых
потоков и с учетом применения некаталитичных покрытий
понизить уровни максимальных расчетных температур (рис. 3.3).
Важным моментом расчетов распределения температуры
поверхности планера ОК стало правильное определение лами-
нарно-турбулентного перехода в пограничном слое газа по всей
поверхности ОК, так как переход от ламинарного (слоистого)
течения к турбулентному (хаотическому) повышает значения
конвективного теплового потока, что может вызвать местный
перегрев конструкции.
Рис. 3.3. Распределение максимальных температур (°C) па нижней идеально теп-
лоизолированной поверхности ОК с учетом неравновесных физико-химических
процессов и каталитических свойств покрытия:
а — идеально каталитическая поверхность (К,,, = оо); б — частично каталитичес-
кая поверхность (К,„ = 3 м/с для кромки и носка; К„, = 2 м/с для плиток);
в — некаталитическая поверхность (А^„ = 0); г — температура критической точки
носового затупления (Ях = 0,83 м) на траектории спуска
В точке 1: Н= 77,5 км, И= 7,38 км/с, а = 39°, / = 51,6°
106
г
Исследование термодинамических процессов и проведенные
расчеты позволили сформулировать основные требования к теп-
лозащитным материалам, способным обеспечить защиту кон-
струкции ОК: высокая теплостойкость (/раб = 1250 °C),
способность излучать большую часть конвективного теплового
потока, минимальные коэффициенты теплопроводности и тем-
пературного расширения, отсутствие уноса при воздействии
чистой воздушной плазмы.
При выборе материала необходимо было учитывать также
требования по многократности использования, минимальной
массе, стойкости к воздействию окружающих условий (дождь,
снег, пыль, окисление и т.д.), совместимости с применяемыми
на ОК материалами, жидкостями и газами, технологичности
способов крепления к основной конструкции и ремонтопригод-
ности.
Этим требованиям отвечали теплозащитные материалы из
супертонкого волокна окиси кремния, способные ослаблять
лучистый теплообмен путем рассеивания и эффекта многократ-
ного экранирования, а также уменьшать теплопроводность по
воздуху за счет затруднения конвекции и молекулярного
переноса. Анализ всех компонентов теплопереноса показал, что
лучистый поток может быть существенно ослаблен путем рассе-
ивания мелкодисперсным волокном диаметром 1,5...2 мкм.
Сочетание требуемой конструктивной прочности материала
при малом удельном весе, термостойкости при наличии высоких
градиентов температур, минимальной теплопроводности, высо-
кой степени черноты поверхности (е = 0,8...0,9), способности
противостоять окислению определило необходимость создания
теплозащитного материала на основе кварцевых волокон.
В зоне воздействия высоких (свыше 1250 °C) температур
(носок фюзеляжа, передние кромки крыла) предстояло создать
силовую жаростойкую конструкцию из композиционного угле-
род-углеродного материала с максимальной рабочей темпера-
турой до 1650 °C.
Разработанная технология изготовления плиточного покры-
тия по теплофизическим и физико-механическим характеристи-
кам имеет лучшие показатели, чем зарубежные аналоги.
Так как теплозащитное покрытие (ТЗП) работает в высоко-
температурном воздушном потоке, который может разрушать
поверхность материала, каждый теплозащитный элемент снаб-
жен наружным слоем, обеспечивающим требуемые оптические
характеристики для эффективного переизлучения теплового
потока, эрозионную защиту материала и защиту высокогигрос-
копического теплозащитного материала от попадания воды и
влаги.
107
Специально разработанные покрытия для высокотемператур-
ных плиток и композиционного углерод-углеродного материала
выполняют очень важную функцию. При гиперзвуковых скорос-
тях полета, когда происходит интенсивный разогрев газа при
прохождении ударной волны, возможна диссоциация молекул
кислорода и азота с поглощением огромной доли энергии
потока. При этом на наиболее теплонапряженных участках
траектории спуска ОК в атмосфере атомы азота и кислорода
успевают дойти до поверхности ОК, не рекомбинируя в газовой
фазе. Если же рекомбинация происходит на поверхности (высо-
кокаталитические покрытия), то выделяется большая энергия,
вызывающая интенсивный нагрев обшивки. Поэтому для гипер-
звуковых летательных аппаратов крайне важно использование
покрытия с низкокаталитическими свойствами, что позволяет
снизить, в частности, температуру носового затупления
примерно на 300 °C.
Определенные с учетом всех факторов уровни тепловых пото-
ков к поверхности ОК и характеристики теплозащитных матери-
алов явились основой для анализа температурного режима и
расчета температур реальных многоэлементных конструкций с
учетом переизлучения тепла.
В результате работ были получены температурная схема
обшивки планера, схема толщин ТЗП с учетом местной
теплоемкости обшивки, температурные режимы теплозащиты,
углерод-углеродных конструкций с элементами крепления,
иллюминаторов и других элементов конструкции и систем ОК
на всех этапах полета.
Принципиальным моментом в разработке и обосновании
принятых методик и конструкции теплозащиты было создание и
испытание летающей модели “Бор-4” длиной 3,8 м, основные
особенности которой состояли в том, что она была выполнена
по схеме “несущий корпус”, радиус ее носового затупления
точно соответствовал радиусу ОК, а их сечения в плоскости сим-
метрии были очень близки (рис. 3.4). Таким образом удалось
испытать часть штатной плиточной теплозащиты (118 плиток
НЧФ) и носовое затупление из композиционного углерод-угле-
родного материала в условиях, приближенных к натурным.
Запуск летающих моделей (“Космос-1374, -1445, -1517, -1614”)
осуществлялся PH, а спуск в атмосфере с приводнением в
Индийском океане и в Черном море происходил по траектории в
координатах высота—скорость, соответствовавшей полету ОК,
что делало удельные тепловые нагрузки на несущую поверхность
идентичными.
Следует отметить, что высокоэффективные эксперименты с
летающими моделями являлись и экономически целесообраз-
108
Условные обозначения*
— Расчетные данные
ЛЕТНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ*
• •-hKocmoc-1W* 16.3.83 г.
* *-„Космос-1517" 27.12.83r.
A А-„К0СМ0С-1614” 19.12.84 Г.
Рис. 3.4. Обоснование теплозащиты ОК на летающей модели “Бор-4”:
а — температура нижней поверхности в плоскости симметрии; б — скорости и
высоты, полученные при экспериментальных полетах
ными, так как их запуск совмещался с учебными пусками PH,
исчерпавших свой гарантийный срок хранения.
Сложность проблемы проектирования ОК “Буран” заключа-
лась также в том, что неравновесные физико-химические
процессы, протекающие в ударном слое, определяют не только
тепловые потоки, но и аэродинамические характеристики.
Теоретические расчеты предсказывали, что реальные свойства
воздуха, немоделируемые в аэродинамических трубах, могут
приводить к заметному смещению центра давления и тем самым
изменять продольный момент летательного аппарата, что может
потребовать отклонения балансировочного щитка, расположен-
ного в хвостовой части, для обеспечения требующейся баланси-
ровки на слишком большие углы.
Численные расчеты в совокупности с аэродинамическими
испытаниями давали хорошую основу для предсказания момен-
тных характеристик в условиях натурного полета. Но решающая
Контрольная проверка расчетов выполнялась на летающей
модели “Бор-5”, которая является копией ОК “Буран” в мас-
штабе 1:8. Четыре ее запуска позволили уточнить аэродинами-
ческие характеристики и расчетно-экспериментальные методики
для определения тепловых потоков.
Самостоятельную сложную проблему представляло определе-
ние температурного режима планера в орбитальном полете.
109
Необходимо было правильно учесть многочисленные факторы
космического пространства, излучения Солнца и Земли при
всем многообразии высот и наклонений орбит и ориентации
ОК. Как и в других случаях, решение этой проблемы основыва-
лось на сочетании численных расчетов и наземных эксперимен-
тов, проводившихся в тепловакуумной камере.
Создание планера ОК потребовало и решения проблемы
интенсивных акустических нагрузок, которая непосредственно
связана с динамической прочностью конструкции и многоразо-
вого ТЗП, надежностью функционирования оборудования и с
жизнеобеспечением экипажа.
Экстремальные нагрузки на конструкцию наблюдаются при
старте и при прохождении трансзвукового диапазона скоростей
на этапах выведения и спуска с орбиты.
При старте и на начальном участке полета акустические наг-
рузки определяются шумом сверхзвуковых струй двигательных
установок PH, а на участках полета с трансзвуковыми скорос-
тями, когда реализуются максимальные скоростные напоры, —
пульсациями давления в пограничном слое, причем в зонах
образования нестационарных скачков уплотнения и отрывных
течений наблюдаются их максимальные уровни.
Решение указанной проблемы потребовало обширных
модельных и натурных исследований. Так, для исследования
стартовых условий использовались модели стартового сооруже-
ния PH “Энергия” и ОК “Буран” в 1:10 натурной величины, что
позволило разработать специальную систему подачи воды в
струи от двигателей и существенно снизить ударно-волновые и
акустические нагрузки во время старта.
Успешное выполнение намеченной программы исследований
позволило своевременно определить ожидаемые акустические
нагрузки на конструкцию ОК и провести зачетные виброакусти-
ческие испытания отдельных его узлов, фрагментов конструкции
и крупногабаритных частей в специальных реверберационных
камерах и в камерах “бегущей волны”.
Создание первого отечественного ОК, завершающего полет
посадкой на ВПП, было связано с решением многих проблем в
области газодинамики, теплообмена и практической реализации
исследований и расчетов в конструкции планера ОК. Все работы
были проведены высококвалифицированными специалистами
многих научно-исследовательских, проектных и промышленных
предприятий с использованием мощных вычислительных сред-
ств, стендовой и испытательной базы.
Высокая сходимость результатов расчетов по разработанным
методикам и данных, полученных в натурной работе (рис. 3.5),
показала, что у проектировщиков и конструкторов появился
инструмент, которым можно уверенно пользоваться в последу-
ющих разработках.
НО
Условные обозначения-
" расчетные данные натурные данные
Рис. 3.5. Сравнение натурных данных с результатами расчетно-теоретических исследований температур теплозащиты и конструк-
ции ОК:
а — носовой обтекатель; б — внутренние поверхности стекол иллюминаторов; в — обшивка наплыва крыла в зоне шпангоута
10, г — секция! 9 передней кромки крыла из углерод-углеродного материала в зоне линии растекания; д — обшивка нижней
поверхности фюзеляжа в зоне шпангоута 17
3.3. КОНСТРУКЦИЯ
Конструкция планера, являясь его силовой основой, обеспе-
чивает размещение и защиту экипажа, полезного груза и различ-
ных систем и оборудования от воздействия окружающей среды
на всех этапах полета.
Конструкция планера (рис. 3.6) включает:
герметичный модуль кабины (МК) экипажа;
носовую часть фюзеляжа с носовым коком, остеклением и
входным люком;
среднюю часть фюзеляжа со створками ОПГ, вентиляцион-
ными створками, узлами связи с PH и нишей передней опоры
шасси;
хвостовую часть фюзеляжа с узлами крепления вертикального
оперения, узлами связи с PH, узлами крепления ОДУ и вентиля-
ционными створками;
балансировочный щиток (БЩ);
консоли крыла с аэродинамическими органами управления
(элевонами с элевонными щитками), передней кромкой, наплы-
вом и нишами основных опор шасси;
вертикальное оперение с рулем направления — воздушным
тормозом;
элементы крепления аппаратуры, оборудования, трубопрово-
дов, жгутов и т.п.
Силовая схема конструкции планера выбрана с учетом созда-
ния единого силового каркаса, способного воспринимать
аэродинамические, вибрационные и инерционные нагрузки,
сосредоточенные силы и моменты от полезного груза, бортового
оборудования, узлов связи с PH, двигательной установки и поса-
дочных устройств.
Основными силовыми элементами конструкции планера слу-
жат следующие:
панели, усиленные продольным набором, замыкающие и
образующие внешний контур планера;
продольные силовые элементы (балки), воспринимающие
нагрузки при изгибе фюзеляжа;
шпангоуты с несущими поясами и фермами;
лонжероны и нервюры крыла и вертикального оперения.
Наличие в средней части фюзеляжа и в корневой части крыла
больших вырезов для ОПГ и шасси нарушило целостность сило-
вой схемы и потребовало введения дополнительных силовых
элементов.
♦Здесь и далее под конструкцией понимается силовая часть без ТЗП.
112
Рис. 3.6. Конструкция планера:
1 — носовой кок; 2 — носовая часть фюзеляжа; 3 — блок двигателей управления
носовой; 4 — герметичный модуль кабины; 5 — крыло с наплывом; 6 — носовые
секции крыла из углерод-углеродного материала; 7 — элевоны; 8 — элевонные
щитки; 9 — средняя часть фюзеляжа; 10 — киль; 11 — руль направления — воз-
душный тормоз; 12 — хвостовая часть фюзеляжа; 13 — балансировочный щиток;
14 — створки отсека полезного груза с панелями радиационного теплообменника
(РТО); 15 — створка ниши основной опоры шасси; 16 — основная опора шасси;
17 — створка ниши передней опоры шасси; 18 — передняя опора шасси; 19 —
входной люк
Для получения минимальной массы конструкции планера и
его элементов были использованы программы ЦАГИ, реализу-
ющие метод конечных элементов. Проведенные численные
исследования позволили решить принципиальные вопросы
определения напряженного и деформированного состояния кон-
струкции:
деформации фюзеляжа и створок ОПГ при различных усло-
виях нагружения;
напряженного состояния конструкции при воздействии сос-
редоточенных нагрузок;
деформации и температурных нагрузок, вызываемых нерав-
номерным нагревом или различными коэффициентами линей-
ного расширения материалов, и т.п.
8 Заказ 192
113
Кроме расчетов статического нагружения были проведены
расчеты:
динамической прочности при нестационарных нагрузках во
время старта, полета по траектории на этапах вывода на орбиту,
разделения ОК и PH, функционирования на орбите, входа в
плотные слои атмосферы и посадки;
устойчивости элементов конструкции к явлениям аэроупру-
гости как в режиме больших скоростных напоров при выведении
на орбиту, так и на участке спуска с нее;
прочности при воздействии акустических нагрузок на старте,
на этапах вывода на орбиту и спуска в атмосфере;
дополнительного нагружения от неравномерности темпера-
турного поля, достигающей на отдельных элементах до 50 °C.
В расчетах учитывалась повторяемость нагрузок при многок-
ратном применении ОК.
При создании ОК была принята концепция теплозащищен-
ной относительно “холодной” внутренней конструкции планера
(—130 ...+160 °C), при этом носовое затупление (кок) фюзеляжа
и передняя кромка крыла, выполненные из жаростойкого ком-
позиционного углерод-углеродного материала, потребовали соз-
дания тепловых барьеров в стыках с основной конструкцией.
Каркас планера (обшивка, стрингеры и прессованные
профили) выполнен из алюминиевого сплава Д16, широко
используемого в самолетостроении; герметичный модуль
кабины — из свариваемого алюминиевого сплава 1201; детали
каркаса, получаемые из плит, — из алюминиевого сплава 1163;
силовые конструкции, несущие значительные нагрузки (пояса
лонжеронов крыла и шпангоутов фюзеляжа, каркас створок
ОПГ и ферменная часть шпангоутов), а также шпангоут фюзе-
ляжа, на котором расположены узлы крепления вертикального
оперения и нижние узлы связи с PH, — из высокопрочного
титанового сплава ВТ23; створки ОПГ — в основном из углеплас-
тика КМУ-4 с применением сотовых конструкций типа “Номекс”.
Модуль кабины (рис. 3.7) длиной 5400 мм, шириной более
5000 мм и высотой 5400 мм представляет собой цельнометалличес-
кий сварной герметичный отсек, в котором размещаются рабочие
места экипажа, аппаратура СУ, оборудование и СЖО. Корпус МК
состоит из оболочки, шести шпангоутов, переднего и заднего
днищ, верхнего и нижнего полов и собран из панелей вафельной
конструкции, изготовленных фрезерованием из плит алюмини-
евого сплава и соединенных автоматической сваркой. В местах
установки крышек люков и иллюминаторов панели подкреплены
окантовками, в местах приложения сосредоточенных сил и по
границам изменения кривизны поверхности корпуса — балками.
114
4
Рис. 3.7. Модуль кабины:
7 — переднее днище; 2 — передняя оболочка; 3 — командный отсек; 4 — заднее
днище; 5 — технологический люк; 6 — верхний пол; 7 — проем входного люка;
8 — задняя оболочка; 9 — нижний пол
Внутренние пояса шпангоутов МК собраны из крупногаба-
ритных фрезерованных деталей и крепятся к внешним поясам
(образованным на панелях оболочки) сваркой и механическим
крепежом.
Верхний и нижний силовые полы состоят из балочного
каркаса и настила и выполняют роль стяжек каркаса МК между
шпангоутами и подкрепляющих заднее плоское днище элемен-
тов.
Полы делят объем кабины на три отсека: командный
отсек, в котором размещаются экипаж и его рабочие места,
бытовой отсек, в котором располагаются приборные
отсеки СУ, СЖО и шлюзовая камера кабины, а также пасса-
жиры (при их наличии) «агрегатный от сек,в котором
находятся вспомогательное оборудование и устройства систем;
связь между отсеками обеспечивается через люки верхнего и
нижнего полов.
На переднем и заднем днищах имеются панели герметичных
электроразъемов связи оборудования, установленного в кабине,
с системами ОК.
8*
115
Входной люк, открываемый внутрь кабины, обеспечивает
доступ в бытовой отсек МК. На его крышке установлен быстро-
действующий механизм запирания с десятью замками, срабаты-
вающими от одной ручки, что обусловлено требованиями
экстренной эвакуации экипажа в случае возникновений нештат-
ных ситуаций в процессе предстартовой подготовки (ПСП).
Девять иллюминаторов командного отсека обеспечивают дос-
таточный обзор для работы на орбите и для ручного управления
при заходе на посадку и при посадке.
Технологический люк заднего днища позволяет проводить
монтаж оборудования в процессе сборки, в центре его находится
круглый вырез с фланцем для стыковки с ШКК или СМ.
В верхней части фонаря кабины предусмотрена возможность
установки линейного устройства разделения (ЛУР), которое
образует выходы катапультных кресел, устанавливаемых при
экипаже из двух человек.
Для предотвращения утечек тепла и снижения уровня акусти-
ческих нагрузок кабина имеет теплоизоляционное покрытие
типа ATM.
Высокие требования к жизнестойкости МК потребовали
разработки конструкции крепления, исключающей передачу
нагрузок от деформаций НЧФ на всех этапах полета. Это обес-
печено подвеской МК на системе шарнирных рычагов, располо-
женных в зоне стыка оболочки с верхним полом и на переднем
днище.
Технологическое членение оболочки, дающее минимальную
длину швов, расположение их в пространстве, позволяющее
вести автоматическую сварку, разработка оригинальной техноло-
гии и создание специальной установки УПСФ-2, на которой
ведутся высокоточная разделка элементов и автоматическая
электронно-лучевая сварка в защитной среде, позволили
добиться качества сварных соединений, полностью удовлетворя-
ющего требованиям герметичности и прочности. Контроль
сварки ведется на всех стадиях технологического процесса тремя
независимыми методами неразрушающего контроля.
Носовая часть фюзеляжа длиной 9000 мм, шириной 5500 мм
и высотой 6000 мм служит для установки МК, носового блока
двигательных установок и другого оборудования и состоит из
носового кока, верхней и нижней секций, каркаса БДУ-Н и
крышки входного люка.
Носовой кок, подвергаемый воздействию наиболее
высоких темеператур при входе ОК в плотные слои атмосферы,
выполнен из композиционного углерод-углеродного материала и
включает обтекатель и пять секций, которые крепятся к перед-
нему шпангоуту НЧФ.
116
Конструкция верхней секции НЧФ состоит из попе-
речного и продольного силовых наборов, обшивки, фонаря,
иллюминаторов и люков. Поперечный силовой набор включает
семь шпангоутов, продольный — балки и стрингеры. В каркасе
фонаря смонтированы шесть передних иллюминаторов из квар-
цевого стекла, два люка аварийного покидания (катапультирова-
ния), крышки которых имеют проточку для разрушения при
срабатывании ЛУР, и два верхних иллюминатора.
Нижняя секция НЧФ состоит из поперечного и
продольного наборов, включающих 15 шпангоутов, балки,
стрингеры и обшивки, в которой имеются вырезы под антенны
систем навигации и БРТК, закрытые радиопрозрачными встав-
ками.
С левой стороны НЧФ на фрезерованной панели расположен
входной люк с крышкой, открываемой наружу, на
внутренней стороне которой установлен механизм системы
запирания (открытия) крышки с девятью замками, открыва-
емыми при эксплуатационном обслуживании с наружной сто-
роны и при аварийном покидании — с внутренней стороны.
Крышка фиксируется в открытом положении при повороте на
угол 90°.
Верхняя и нижняя секции стыкуются между собой и с сило-
вым шпангоутом СЧФ после установки МК в НЧФ с использо-
ванием стыковочных узлов восьми шпангоутов НЧФ (стык
проходит по боковой балке нижней секции и закрывается нак-
ладкой), а верхняя секция к силовому шпангоуту СЧФ присты-
ковывается специальными замками.
Кар кас отсека блока двигательных установок конструк-
тивно состоит из шпангоутов, балок, окантовок и обшивочных
панелей с местами крепления и отверстиями для выхода сопло-
вых блоков РСУ.
Средняя часть фюзеляжа длиной 18 500 мм, шириной 6000 мм
и высотой 5500 мм обеспечивает размещение полезного груза,
элементов бортовых систем и их монтаж. В ее состав конструк-
тивно входят 26 шпангоутов, составляющих поперечный набор,
боковые и нижние панели обшивки со стрингерным набором,
продольные балки, створки ОПГ, ниша передней опоры шасси и
узел связи с PH.
Особенностью силовой схемы СЧФ, отличающей ее от
принятых для широкофюзеляжных самолетов, является разом-
кнутый контур, подкрепляемый через замковую систему створ-
ками ОПГ только для восприятия крутящего момента (нагрузки
в продольном направлении створки не воспринимают).
117
Шпангоуты СЧФ делятся на пять типов:
первый — стык СЧФ с НЧФ, состоящий из нижней и двух
верхних частей, представляющих собой коробчатую кон-
струкцию с двумя стенками, расположенными на расстоянии
200 мм друг от друга и соединенными между собой стяжками;
каждая стенка нижней части шпангоута включает в себя цен-
тральную и две боковые секции, причем центральная, как
наиболее нагруженная, изготавливается фрезерованием из тита-
новой плиты и имеет проушины для крепления МК и верхней
части шпангоута. Верхняя часть шпангоута сборная и включает
элементы соединения с такелажными узлами, нижняя часть
шпангоута имеет плату с передним узлом стыковки ОК и PH;
второй — три шпангоута, расположенные в зоне ниши шасси
передней опоры и разрезанные на две симметричные сборки,
причем нижние части каждой сборки имеют ферменную кон-
струкцию, состоят из нижних и верхних поясов, соединенных
между собой раскосами из титанового сплава, а боковины каж-
дой симметричной части — из внутреннего и внешнего поясов,
соединенных стенкой;
третий — следующие три шпангоута, конструкция которых
выполнена в виде боковых стенок и набора диафрагм;
четвертый — следующие 12 шпангоутов, каждый из которых
имеет две боковые стенки (правую и левую) и нижнюю
ферменную часть, причем боковые стенки шести шпангоутов
фрезерованные с проушинами для крепления полезного груза, а
шести — сборные с наружными и внутренними поясами, соеди-
ненными гофрированной стенкой; ферменная часть шпангоутов
состоит из поясов и раскосов, соединенных с поясами болтами;
пятый — оставшиеся семь шпангоутов, по конструкции ана-
логичные четвертому типу, но нагруженные значительными
силами от крыла; их нижние ферменные части выполнены из
титановых материалов и образуют своего рода центроплан
крыла, а верхние и нижние пояса имеют проушины для крепле-
ния консолей крыла.
Оболочка СЧФ выполнена из боковых и нижних панелей,
разделенных на четыре части по длине и соединенных по стыкам
болтами. Панели собираются из химически фрезерованных лис-
товых обшивок и стрингеров открытого профиля. Типоразмеры
сечений, толщин и заготовок стрингеров и обшивок унифициро-
ваны для всего планера.
На боковых панелях имеются вырезы для люков системы над-
дува и вентиляции (СНВП) планера и люков заправки жидких
кислорода и водорода в баки электрохимического генератора
тока. С левой и правой сторон в передней зоне СЧФ располо-
жены наплывы крыла в виде оболочек с каркасом из диафрагм
118
арочного типа, выполняющие роль зализа между консолью
крыла, и бортом фюзеляжа. Панели оболочек собираются из
штампованных листовых обшивок и стрингеров открытого
профиля. По контуру наплыва приклепаны гнутые профили
швеллерного сечения для соединения с фюзеляжем. Для подхода
к местам стыка в боковых панелях фюзеляжа и в панелях наплы-
вов имеются технологические люки.
Продольные балки (лонжероны) фюзеляжа располагаются по
правому и левому бортам, окантовывая ОПГ. Каждая из них сос-
тоит из двух поясов, стенок, бимса и силовых стоек, которые
образуют силовой элемент, воспринимающий изгибные и крутя-
щие нагрузки всего фюзеляжа. К бимсу с помощью болтов
крепятся кронштейны навески створок ОПГ.
Ниша передней опоры шасси образована стен-
ками шпангоутов, двумя боковыми продольными стенками с
приливами и проушинами для установки узлов передней опоры
шасси и верхней стенкой. На верхней стенке ниши закреплена
балка, к которой крепится замок убранного положения передней
опоры шасси. В донной части ниШу замыкает створка, опира-
ющаяся на окантовку, которая крепится к стенкам. В закрытом
положении створка фиксируется шестью замками. Герметич-
ность ниши с закрытой створкой обеспечивается двойным
гермоуплотнением.
Створ ки ОПГ длиной 18 500 мм и шириной (по дуге)
около 8000 мм являются верхней частью фюзеляжа, защищают
внутренний объем со всем его содержимым от воздействия
внешней среды. Они выполнены из двух (по правому и левому
бортам) частей, состоящих из четырех секций, причем каждая
часть крепится к 12 узлам на продольной балке фюзеляжа. Сек-
ции створок конструктивно состоят из рамы, изготовленной из
титанового сплава, и сотовых панелей из композиционного
материала на основе углеродных волокон и полимерного связу-
ющего, изготовленных формованием в автоклаве. Секции свя-
заны между собой силовыми штырями, исключающими
восприятие продольных нагрузок. Для предотвращения протока
плазмы в ОПГ в стыках между частями створок, а также между
створками и шпангоутами фюзеляжа установлено металлорези-
новое уплотнение, а в компенсационных зазорах между секци-
ями и между частями и по периметру створки — температурные
барьеры. В закрытом положении створка и ее части фиксиру-
ются по продольному стыку 17, а по торцам — 8 замками.
Использование композиционных материалов позволило
уменьшить массу створок ОПГ на 600 кг по сравнению с метал-
лическим вариантом.
119
На каждом борту СЧФ расположены по шесть люков системы
наддува и вентиляции планера размерами 510x200 мм каждый,
створки которых открываются внутрь отсека, а герметизация
обеспечивается резиновым уплотнителем специального
профиля; в верхней передней зоне СЧФ расположены люки зап-
равки системы питания ЭХГ размерами 500x600 мм каждый,
створки которых открываются наружу, а герметизация обеспечи-
вается резиновым уплотнителем специального профиля и
прижимами и температурным барьером.
По правому и левому бортам на кронштейнах проложены
электрожгуты СЭП, СУ и СБИ, а также трубопроводы транско-
рабельных магистралей подачи компонентов топлива к двигате-
лям БДУ-Н.
Верхние пояса шпангоутов имеют ворсовые накладки, крепя-
щие тканевую зашивку ОПГ, обеспечивающую стабилизацию
тепловых режимов оборудования, расположенного в СЧФ.
Хвостовая часть фюзеляжа длиной 3600 мм, шириной 5500 мм
и высотой 6000 мм служит для размещения оборудования борто-
вых систем, ВСУ, гидросистемы, остронаправленной антенны
(ОНА-П) и ОДУ. Снаружи она имеет узлы крепления консолей
крыла, балансировочного щитка, вертикального оперения, пара-
шютно-тормозной установки (ПТУ) и узлы связи с PH. Кон-
струкцию отсека составляют панели обшивки, шпангоуты и
раскосы, лонжероны фюзеляжа и балки.
Шпангоуты ХЧФ включают три силовых и три несиловых,
малонагруженных шпангоута. Силовые шпангоуты состоят из
стенок и балок, изготовленных из титановых плит, и восприни-
мают нагрузки от крыла, вертикального оперения и узлов связи
с PH; два из них соединены между собой 12 раскосами и обра-
зуют единую жесткую конструкцию, воспринимающую нагрузки
при работе ДОМ и ПТУ. Три несиловых шпангоута поддержи-
вают обшивку и крепятся к ней через промежуточный элемент
(компенсатор), обеспечивая внешние обводы ХЧФ.
Продольный силовой набор состоит из балок, верхних и ниж-
них лонжеронов. Верхние лонжероны являются продолжением
продольных балок СЧФ и воспринимают нагрузки от изгиба и
кручения фюзеляжа, нижние лонжероны — от узлов стыковки с
PH. Продольные балки поддерживают плоские панели переднего
и донного шпангоутов для уменьшения деформаций при возник-
новении перепада давлений внутри отсека.
В донной части ХЧФ расположен люк антенны ОНА-П с
открывающейся наружу створкой. В закрытом положении
створка удерживается 10 замками, открытие и закрытие которых
обеспечивается электроприводом через систему рычагов и кача-
120
лок, а герметизация — двумя резиновыми уплотнителями специ-
ального профиля.
По обоим бортам ниже строительной горизонтали фюзеляжа
(СГФ) имеются два эксплуатационных люка для доступа в отсек.
Балансировочный щиток с полным углом отклонения 30° сов-
местно с элевонами обеспечивает управление ОК по тангажу, в
плане имеет форму трапеции размерами 5500x5000x2000 мм, а в
поперечном сечении — клина и состоит из неподвижной и под-
вижной частей, при этом подвижная часть сконструирована по
типовой схеме и включает ранели обшивки, лонжерон, диаф-
рагмы, нервюры и хвостовик. Щиток установлен на донном
шпангоуте так, что при номинальном угле отклонения его ниж-
няя поверхность продолжает контур фюзеляжа. Для предотвра-
щения протока плазмы в зазоре между подвижной и
неподвижной частями балансировочного щитка имеется двух-
барьерное эластичное уплотнение.
Две консоли, центроплан и два наплыва образуют крыло ОК,
теоретическая площадь которого (основной трапеции) состав-
ляет 250 м2, а размах — 24 м. Функцию центроплана выполняет
нижняя часть фюзеляжа, наплывы конструктивно отнесены к
СЧФ.
Конструкция консоли делится на носок крыла, носовую,
переднюю, среднюю и хвостовую части, нишу основной опоры
шасси, ее створку, элевонные щитки и элевон. Каркас каждой
консоли состоит из панелей обшивки, лонжеронов и нервюр.
Носок крыла состоит из 22 секций, представляющих собой
незамкнутую оболочку арочного типа и изготовленных из
жаропрочного композиционного углерод-углеродного материала.
Секции к носовой части крыла крепятся последовательно на
кронштейнах из специального сплава, выполняющих роль теп-
лового моста (в местах установки стыковочных болтов имеются
теплоизолирующие втулки), и стыкуются между собой внахлест
с уплотнением зазоров кварцевым жгутом.
В носовую часть крыла входят лобовая и передняя стенки,
лобовая панель обшивки, 68 поперечных диафрагм и фитингй. В
передней части лобовой стенки располагается круглый люк для
подхода к местам крепления первой секции носка крыла,
крышка которого прижимается болтами через резиновую прок-
ладку. Поверхность лобовой стенки имеет теплозащитное пок-
рытие для предотвращения нагрева от лучеиспускания
углерод-углеродных секций, имеющих температуру до 1600 °C
при спуске.
Передняя часть крыла — от наплыва до передней стенки
ниши шасси — состоит из семи лонжеронов и верхних и нижних
панелей со стрингерами открытого профиля, согнутыми из
121
алюминиевого листа. Первый и седьмой лонжероны представ-
ляют собой балку, пояса которой соединены между собой стен-
кой, другие пять имеют ферменную конструкцию, в которой
пояса соединены болтами со стойками и раскосами, изготовлен-
ными из труб титанового сплава.
Средняя часть крыла — от передней стенки ниши шасси до
последнего лонжерона крыла — имеет 6 лонжеронов и
14 нервюр, объединенных верхними и нижними панелями
обшивки. Нервюры являются поперечным силовым набором и
состоят из секций сборной конструкции, расположенных между
соседними лонжеронами; между последними двумя лонжеро-
нами на верхней и нижней панелях имеются люки антенн с
радиопрозрачными вставками.
Хвостовая часть крыла расположена за последним лонжеро-
ном и включает нижнюю зашивку, нервюры, пилоны, узлы уста-
новки элевонов и элевонные щитки с механизмом отклонения.
Нижняя зашивка типовая стрингерная. Нервюры выполнены
в виде ферм. Пилоны с установленными теплоизоляторами с
аблирующим покрытием закрывают торцы элевонов и состоят из
обшивки и внутренних диафрагм, соединенных между собой
заклепками.
Узлы установки элевонов состоят из кронштейнов, стоек,
подкосов и компенсаторов для крепления к обшивке; крон-
штейны имеют проушины, в которых смонтированы сферичес-
кие подшипники осей вращения элевонов, стойки и подкосы
сварены из титановых труб.
Элевонные щитки состоят из 16 секций паяной сото-
вой конструкции из титана, с внутренней стороны которых уста-
новлен специальный профиль (“рельс”), по которому двигается
каретка с направляющими роликами, соединенная через систему
кинематических тяг с элевоном. Этот механизм при отклонениях
элевона обеспечивает синхронную прокачку элевонных щитков,
исключая возможность образования щели по обводу крыла и
протока плазмы в случае нарушения целостности уплотнений
хвостовой части крыла.
Ниша основной опоры шасси представляет собой
прямоугольный отсек, ограниченный двумя силовыми лонжеро-
нами, стенкой нервюры и бортом фюзеляжа. В районе ниши
элементы конструкции консоли крыла усилены балками и окан-
товкой. Створка в закрытом положении опирается на окантовку
ниши и по периметру крепится восемью замками, а герметич-
ность ниши с закрытой створкой обеспечивается двойным
уплотнением.
Консоль крыла стыкуется с фюзеляжем по лонжеронам,
в которых имеются проушины, а на шпангоутах фюзеляжа —
122
ответные узлы в виде вилки. Проушины и вилки соединяются
высокопрочными болтами, а стык фюзеляжа с консолью крыла
закрывается полосой из алюминиевого сплава. Конструкция
крыла относительно герметична за счет нанесения на стыковоч-
ные швы герметика.
Элевон крыла состоит из двух секций (внешней и внут-
реннней), подвешенных на трех узлах к хвостовой части крыла.
Каждая секция имеет автономный привод, размещенный в крыле,
обеспечивающий отклонение элевона на 35° вверх и на 20° вниз.
В зазоре между элевоном и хвостовой частью крыла во избежа-
ние проникновения плазмы установлен эластичный жгут.
Вертикальное оперение площадью 39 м2 как аэродинамичес-
кая поверхность обеспечивает устойчивость и управление ОК по
каналу курса и состоит из киля, руля площадью 10,5 м2 и защит-
ного кожуха.
Ки.л ь состоит из лонжеронов, нервюр и панелей обшивки. В
верхней его части установлены электронный блок и антенна,
защищенная радиопрозрачным обтекателем.
Руль, работающий как в режиме руля направления, так и в
режиме воздушного тормоза при спуске ОК для его баланси-
ровки и снижения скорости, выполнен из двух частей, каждая из
которых состоит из двух створок. Привод руля обеспечивает его
отклонение на ±23° в режиме управления по курсу и независи-
мое от этого раскрытие створок каждой части до ±43,5° в
режиме воздушного тормоза.
Созданная полная математическая модель обводов планера в
целом обеспечила выпуск рабочей документации в реальных
теоретических контурах, имея практически бесконечный набор
сечений по каркасу и координаты любой точки поверхности.
Внедрение математической модели в качестве эталонной во
всей кооперации заводов — изготовителей агрегатов и отдельных
элементов каркаса планера позволило сократить число стыко-
вочных стапелей или полностью отказаться от них, а также отка-
заться от традиционной плазово-шаблонной увязки (точность
расчетов как минимум 0,01) или резко сократить ее.
Сборка каркаса планера на головном заводе и контроль
внешнего контура подтвердили высокое качество изготовления
конструкции.
Опыт создания полной математической модели открывает
дорогу “бесчертежному” изготовлению элементов конструкции,
особенно обводообразующих, при соответствующем оснащении
заводов вычислительной техникой и станками с числовым прог-
раммным управлением.
Проведенное по этой технологии изготовление около 40 000
элементов теплозащитного покрытия планера ОК подтвердило
123
его экономическую эффективность, сократило сроки и повы-
сило качество проектирования и изготовления.
3.4. ТЕПЛОЗАЩИТА
Разработка ОК “Буран” потребовала создания новых теплоза-
щитных материалов многоразового использования, не имеющих
аналогов в отечественной практике. Применение внешней теп-
лозащиты, сохраняющей умеренные температуры его основной
конструкции, исключает трудноразрешимые проблемы, связан-
ные с широким применением жаростойких материалов.
Впервые в нашей стране было создано неуносимое теплоза-
щитное покрытие радиационного типа, удовлетворяющее таким
техническим требованиям, как многократность использования
(более 100 циклов), большой перепад температур эксплуатации
(—150...+1250 °C), имеющий коэффициенты теплопроводности
0,06 Вт/(м • К) при t = 100 °C, р = 760 мм.рт.ст., 0,12 Вт/(м • К)
при t = 1100 °C, р = 10 мм.рт.ст., и температурного расширения
до 7 • IO"7 1/град, плотность не более 0,15 г/см3 и предел
прочности при растяжении более 2 кгс/см2. Таким требованиям
наиболее полно удовлетворяли материалы на основе кварцевых
волокон, в которых максимально подавлен радиационный и
конвективный перенос тепла через поры и основу.
По сочетанию массы, теплопроводности и теплопрочности
внешняя многоразовая теплозащита в виде отдельных элемен-
тов-плиток, вырезанных из блоков, в которых супертонкие квар-
цевые волокна сориентированы нужным образом и спечены
между собой, явилась уникальным решением проблемы теплоза-
щиты ОК.
Технология и организация производства кварцевых волокон и
теплозащитных материалов на их основе были разработаны оте-
чественными институтами и предприятиями с использованием
отечественного сырья и оборудования. Испытания показали, что
для обеспечения требуемых свойств теплозащитного материала в
качестве исходного сырья необходим жильный кварц, имеющий
минимальное содержание структурных и минеральных примесей
(особенно щелочных и щелочноземельных), что обеспечивает
устойчивость к кристаллизации аморфной окиси кремния и
предопределяет стабильность свойств готового материала при
эксплуатации.
Анализ статических и пульсирующих воздушных нагрузок,
действующих на теплозащиту ОК в процессе спуска, определил,
что предел прочности теплозащитного материала при растяже-
нии должен быть не менее 2 кгс/см2.
124
Рис. 3.8. Получение непрерывных структур из дискретных волокон:
а — исходные волокна (*2000); б — после диспергации и формирования (*2000);
в, г — после термообработки (х5000 и х15 000), прочность материала
увеличивается с 0,7 до 4 кгс/см2
Исходя из потребных теплофизических и физико-механических
характеристик были разработаны и освоены промышленностью
два типа теплозащитных материалов, имеющих плотность
0,15 г/см3 и о > 2,0 кгс/см2 и 0,25 г/см3 и о > 4,0 кгс/см2,
причем последний применялся только в зонах наибольших наг-
рузок. Благодаря достаточной прочности волокон и точек их
соединения готовый теплозащитный материал при столь малом
объемном весе имеет удовлетворительные прочностные характе-
ристики и хорошие теплоизолирующие свойства (рис. 3.8).
Разработанные теплозащитные материалы имеют лучшие
показатели по прочности, чем зарубежные аналоги.
Конструктивно теплозащитный элемент (ТЗЭ) представляет
собой плитку теплозащитного материала с наружным стекловид-
ным покрытием толщиной 0,3 мм, приклеенную к несущей кон-
струкции планера через демпфирующую прокладку, в свою
очередь приклеенную к плитке эластичным клеем. Демпфиру-
ющая прокладка исключает нагружение плитки при деформации
конструкции.
Плитка гидрофобизирована, и на ее наружное покрытие
нанесена лаковая влагозащита, выгорающая при спуске ОК.
125
Наружное покрытие на боковых поверхностях плитки не
доходит до нижней поверхности, образуя “дыхательный” поясок,
через который происходит выравнивание давления внутри
плитки с давлением внешней среды при подъеме и спуске ОК
для исключения возникновения дополнительных нагрузок на
ТЗЭ.
Теплозащитные элементы устанавливаются на поверхность
ОК с зазорами, определяемыми компенсированием разницы в
деформациях несущей конструкции и ТЗЭ как при температур-
ных воздействиях, так и при воздействии статических и динами-
ческих нагрузок на конструкцию, в том числе на неразъемные,
разъемные и подвижные соединения.
В целях обеспечения плавного обтекания ступенчатость
между отдельными плитками не превышает 0,3...0,5 мм, а для
исключения проникновения теплового потока в зазор между
плитками он делается минимально возможным (большинство
зазоров между плитками составляет 0,8...1,4 мм).
Зазоры между некоторыми ТЗЭ с учетом их расположения на
поверхности заполняются вкладышами, межплиточными уплот-
нениями, забивкой кварцевым волокном, жгутовыми и щеточ-
ными уплотнениями.
Кажущаяся простота конструкции теплозащиты обманчива:
ведь она состоит почти из 40 000 отдельных ТЗЭ, причем каж-
дый элемент отличается формой в плане, кривизной наружной и
внутренней поверхностей, углом наклона, видом боковых повер-
хностей, материалом плитки, наружным покрытием, наличием
вырезов, подрезов и т.п.
Чтобы выполнить требования по зазорам и ступенькам, необ-
ходимо не только точно изготовить саму плитку, но и точно
установить ее на место. Так как на точность изготовления и
установки влияют более 100 факторов при различных операциях,
потребовалось неукоснительное выполнение разработанных тех-
нологических процессов. Так, механическая обработка для полу-
чения геометрических размеров плитки ведется алмазным
инструментом с точностью 0,05 мм на специальных станках с
программным управлением, в которых отсутствует смазка (попа-
дание смазки на обрабатываемый материал вызывает изменение
его свойств), а точное прилегание каждой плитки обеспечива-
ется обмерами реальной поверхности конструкции более чем в
100 точках под каждой плиткой с помощью специальной уста-
новки.
Весь процесс разработки конструкторской документации, тех-
нологии, изготовления и контроля проводится с использованием
ЭВМ и специально разработанного математического обеспече-
ния.
126
Помимо пооперационного контроля всего технологического
процесса изготовления и монтажа плиток, используемых мате-
риалов и полуфабрикатов, обеспечивающего надежную работос-
пособность теплозащиты, после установки каждая плитка
проходит окончательный контроль путем “обтяжки”, т.е. прило-
жения нормированной отрывающей нагрузки.
При контроле теплозащитного покрытия используются такие
неразрушающие методы контроля, как лазерный, акустический,
нейтронный, рентгеновский и химический, а также методы
электронной микроскопии и др.
Так как ТЗП работает в зоне высокотемпературного воздуш-
ного потока, способного вызвать разрушение поверхности теп-
лозащитного материала, а также с учетом других факторов
каждый ТЗЭ имеет наружное покрытие, обеспечивающее требу-
емые оптические характеристики для переизлучения теплового
потока, эрозионную защиту теплозащитного материала от воз-
действия встречного напора воздуха, защиту высокогигроскопи-
ческого теплозащитного материала от попадания воды и влаги.
По опыту экспериментальной отработки теплозащиты внеш-
нее эрозионно стойкое покрытие успешно справилось с
первыми двумя задачами. Защитить же ТЗЭ от попадания влаги
очень сложно, так как при механических воздействиях образу-
ются трещины покрытия, поэтому предохранение ТЗЭ от воды и
влаги было обеспечено применением лаковых пленок и гидро-
фобизацией.
На орбитальном корабле “Буран” используются черное пок-
рытие, имеющее высокую излучательную способность (ТЗЭ с
данным покрытием защищают в основном нижнюю часть пла-
нера ОК), и белое покрытие, обеспечивающее в орбитальном
полете расчетную температуру нагрева от солнечного излучения
верхней части планера. Черное и белое покрытия имеют повы-
шенную стойкость к трещинообразованию при статическом и
ударном воздействиях.
Для обеспечения гидрофобного эффекта плитки ТЗЭ обраба-
тываются раствором кремнийорганического полимера, что обес-
печивает достаточную их стойкость к влагонасыщению.
Однако гидрофобизация выгорает при первом же спуске с
орбиты в зонах, где температура ТЗЭ превышает 450 °C, при
этом зона ТЗЭ, прилегающая к обшивке ОК, сохраняет гидро-
фобность, а внешние слои, прилегающие к наружному пок-
рытию, могут насыщаться влагой. Это не только приводит к
неконтролируемому увеличению массы перед последующим
полетом, что недопустимо, но и влечет за собой разрушение
поверхности ТЗЭ при спуске с орбиты вследствие интенсивного
127
испарения влаги. Поэтому были разработаны мероприятия,
обеспечивающие влагозащиту перед повторным применением.
Первым этапом была разработка водозащиты и нанесение
напылением на внешнюю и боковые поверхности ТЗЭ лаковой
пленки; причем на черные покрытия напыляются составы на
основе хлорвиниловых смол, на белые — на основе фторопласта,
что по результатам испытаний и эксплуатации обеспечивает
наземную водозащиту ТЗЭ.
Вторым этапом было повторное нанесение объемной гидро-
фобизации в виде кремнийорганического соединения, в
частности гексаметилдисилазана, для защиты от влагонасыще-
ния по всему объему ТЗЭ, что приводит практически к равно-
мерному распределению групп химически связанных с
поверхностью волокон, обеспечивающих гидрофобные свойства
материала по всему объему ТЗЭ.
В целях предотвращения разрушения ТЗЭ от деформации
конструкции планера, а также для компенсации разности темпе-
ратурного расширения плитки и планера ОК ТЗЭ к обшивке
крепятся через демпфирующую подложку (фетр), в качестве
исходного материала для которой используются комбинации
термостойких органических штапелированных волокон, подби-
рающиеся с учетом обеспечения текстильных и антистатических
свойств, а также термостойкости.
Для обеспечения водоотталкивающих свойств демпфирующая
подложка (фетр) также подвергалась гидрофобной обработке
составом на основе кремнийорганической эмульсии с последу-
ющей калибровкой при температуре, что обеспечивало отверде-
ние водоотталкивающего состава и сохранность толщины фетра
при эксплуатации. Для обеспечения допустимой температуры на
обшивке планера ОК в зазорах между ТЗЭ устанавливались
вкладыши из слоеного фетра, изготовленного из термостойких
органических волокон; причем на внешнюю поверхность фетра
наносилось после гидрофобизации и калибровки эрозионно
стойкое водозащитное покрытие — кремнийорганический
полимер, что обеспечивало готовому вкладышу рабочую темпе-
ратуру 430 °C (при одностороннем нагреве).
В зонах планера, где температура не превышала 370 °C,
применялось гибкое ТЗП из соединенных иглопрошивными
машинами слоев термостойких органических волокон. Крепле-
ние составляющих ТЗП между собой (плитка — фетр) и всех
ТЗЭ к обшивке (фетр — обшивка) выполнялось с помощью
клея-герметика холодного отвердения на основе модифициро-
ванного кремнийорганического каучука, что обеспечило надеж-
ное соединение в диапазоне температур от —130 до +300 °C.
128
Для предотвращения попадания теплового потока между ТЗЭ
в зонах разъемно-стыковочных узлов с постоянно меняющимися
в процессе эксплуатации зазорами использовались гибкие жгуто-
вые, щеточные и межплиточные термические уплотнения.
Жгутовые термические уплотнения ШТКВ-10 и ШТКВ-20 на
основе штапелированных кварцевых волокон с оплеткой из неп-
рерывных кварцевых нитей используются для уплотнения
зазоров в местах установки створок и люков различного назна-
чения, а жгутовые термические уплотнения ШТКК-15 на основе
нитевидных кристаллов карбида кремния с оплеткой из непре-
рывных неорганических нитей — для уплотнения зазоров стыка
секций носка крыла и кока фюзеляжа, изготовленных из высо-
котемпературного углерод-углеродного материала.
Щеточные высоковорсовые термические уплотнения в основ-
ном используются в зонах установки створок ОПГ, а щеточные
низковорсовые термические уплотнения — в подвижных узлах
вертикального оперения.
Зазоры между отдельными ТЗЭ в местах, где теплозащита
подвергается наибольшему тепловому воздействию, заполнялись
специальным холстом из кварцевого волокна, а при зазорах
более 2 мм использовались межплиточные термические уплотне-
ния на основе пластины из штапелированного неорганического
волокна и защитного чехла из непрерывных неорганических
нитей.
Для наиболее теплонагруженных (свыше 1250 °C) зон пла-
нера ОК, в которых температура превышала возможности пли-
точной теплозащиты (носовой обтекатель фюзеляжа, носки
крыла), были разработаны жаропрочные углерод-углеродные
конструкционные материалы “Гравимол” и “Гравимол-В” с
плотностью 1,85 г/см3 и оизг > 10 кгс/мм2, причем из “Грави-
мола” был изготовлен носовой обтекатель фюзеляжа, а из
“Гравимола-В” — секции носка крыла. Оба материала сходны
по технологии изготовления и отличаются лишь тканым напол-
нителем. Для носового кока (имеет полусферическую форму)
используется более тонкий тканый углеродный наполнитель
ТКК-2 в целях максимального разнесения выточек при крое, а
для деталей кромки крыла — тканый углеродный наполнитель
ТНУ-4.
Углерод-углеродный материал изготовляется с использова-
нием модифицированных фенольных смол, подвергающихся в
процессе высокотемпературного передела пиролизу с пироуплот-
нением и боросилицированием. На внешнюю сторону агрегатов
из углерод-углеродных материалов наносится противоокисли-
тельное покрытие на основе дисилицида молибдена.
9 Заказ 192
129
Для предотвращения перетекания тепла от наиболее тепло-
нагруженных агрегатов, изготовленных из углерод-углеродных
материалов, к “холодной” силовой конструкции планера ОК, а
также для компенсации температурного расширения углерод-уг-
леродного материала были применены отсечные мосты из нит-
ридной конструкционной керамики, которые устанавливались в
узлах крепления углерод-углеродных агрегатов.
3.5. СИСТЕМЫ ПЛАНЕРА
Системы планера обеспечивают функционирование ОК на
всех этапах его полета, в том числе и на участке спуска и
посадки, когда ОК возвращается на Землю, становясь по сути
самолетом со всеми присущими ему качествами. На участке
спуска и посадки системы планера обеспечивают работу органов
управления и стабилизации ОК для выполнения маневров по
выбору боковой дальности до ВПП ПК (аэродрома посадки),
захода на ВПП, приземления, пробега по ней и останова.
Создаваемые по аналогии с имеющимися в современной ави-
ации и ракетной технике системы планера имеют ряд сущес-
твенных особенностей, связанных с пребыванием ОК на орбите
ИСЗ, высокими требованиями по надежности и безопасности и
жесткими требованиями по обеспечению минимальной массы.
3.5.1. Вспомогательная силовая установка
В связи с тем что ОК после схода с орбиты совершает “безмо-
торный” планирующий полет, для работы органов аэродинами-
ческого управления требуется самостоятельный источник
энергии, функции которого в обычных самолетах выполняет
коробка отбора мощностей в составе турбореактивного двига-
теля.
Для ОК таким источником первичной энергии стала вспомо-
гательная силовая установка, осуществляющая привод насосов
гидравлической системы ОК, обеспечивающих заданное давле-
ние рабочей жидкости в рулевых системах аэродинамических
органов управления, в тормозной системе и системе выпуска
шасси.
Вспомогательная силовая установка работает на участке пред-
стартовой подготовки (проверочный тест), при выведении на
орбиту (в дежурном режиме), на орбитальном участке полета
(проверки каналов ВСУ—ГС перед выдачей тормозного
импульса ДОМ), на участке спуска и при посадке (управление
аэродинамическими поверхностями на спуске и на ВПП после
130
Таблица 3.1
Основные характеристики ВСУ
Параметр Значение или характеристика
Мощность, кВт Частота вращения, об/мин: турбины выходного вала Топливо Заправка, кг Невырабатываемый остаток, кг Температура, °C Время непрерывной работы, мин Сухая масса, кг 17...105 55 000 4500 Гидразин 180 1 +5...50 75 235
останова ОК до момента установки тормозных колодок под
колеса шасси).
Для обеспечения надежности на ОК установлены три авто-
номные ВСУ в каждом из трех каналов ГС, гарантирующие
работу органов управления ОК даже в случае отказа двух кана-
лов ВСУ—ГС. Их основные характеристики приведены в
табл. 3.1.
Каждая ВСУ состоит из двигателя с патрубком выхлопа, топ-
ливного блока, блока автоматики и панели наземного обслужи-
вания.
Двигатель ВСУ (рис. 3.9) представляет собой газотурбинную
установку, работающую на однокомпонентном топливе, которое
из топливного блока поступает в двигатель на регулятор, поддер-
живающий заданную (4500^70 об/мин) частоту вращения
выходного вала.
Из регулятора топливо поступает в газогенератор, где разлага-
ется на катализаторе, после чего продукты разложения из газоге-
нератора поступают в сопловой аппарат осевой одноступенчатой
турбины, на которой кинетическая энергия газа превращается во
вращательное движение вала турбины. С помощью двухступен-
чатого редуктора частота вращения турбины с 55 000 об/мин
снижается до 4500 об/мин на выходном валу для работы гидрав-
лического насоса типа НП-113.
Для нормального функционирования двигателя предусмот-
рены маслосистема циркуляционного типа, обеспечивающая
смазку и охлаждение редуктора и опор турбины, и теплообмен-
ник, установленный в гидросистеме для охлаждения масла.
С целью уменьшения расхода топлива применена импульсная
подача его в газогенератор, при этом длительность импульсов
о. 131
Рис. 3.9. Двигатель ВСУ:
1 — газогенератор; 2 — патрубок выхлопа; 3 — теплоизоляция; 4 — турбина (под
теплоизоляцией); 5 — фланец крепления к гидравлической приставке; 6 — мас-
лобак; 7 — штуцер подачи топлива; 8 — штуцер наддува маслобака
подачи и частота их дозируются регулятором частоты вращения
в зависимости от загрузки выходного вала.
Топливный блок предназначен для размещения, хранения и
подачи с заданными параметрами топлива в двигатель и состоит
из топливного бака, системы наддува, магистралей топливопо-
дачи и дренажа и клапана заправки (слива). Конструктивно все
системы топливного блока выполнены в виде единого модуля,
закрытого герметичным кожухом, предотвращающим утечку
топлива внутрь ОК в случае нарушения герметичности систем
или агрегатов.
При работе ВСУ газообразный азот под давлением 32 МПа из
баллонов (рис. 3.10) через фильтр, пусковой электропневмокла-
пан и дроссель-ограничитель расхода азота, поступает в газовый
редуктор, где его давление снижается до 3,5 МПа, и через блок
обратных клапанов — в топливный бак. Из бака топливо через
132
10 Н 12 13 <4
15
Рис. 3.10. Схема топливного блока:
1, 5, 7 — технологические штуцера; 2 — электропневмоклапаны
(ЭПК) продувки кожуха топливного блока; 3 — ЭПК продувки
магистрали топливоподачи; 4 — газовый редуктор наддува мас-
лобака; 6, 10, 38 — дроссели-ограничители расхода азота; 8, 26,
36, 37 — обратные клапаны; 9 — газовый реуктор; 11, 13,.18,
34— сигнализаторы и датчики давления; 12 — ЭПК наддува;
14 — газовый фильтр; 75 — баллоны с газообразным азотом;
16 — штуцер зарядки баллонов 75; 17 — прорывная мембрана;
19 — штуцер дренажа бака; 20, 22 — труба сброса газа из 17, 21;
21 — предохранительный клапан; 23 — топливный бак; 24 —
электрогидроклапан (ЭГК) заправки (слива) топлива;
25 — штуцер заправки (слива) топлива; 27, 31 — ЭПК наземной
продувки магистралей подачи топлива; 28 — штуцер наземной
продувки; 29 — топливный фильтр; 30 — ЭГК подачи топлива;
32 — штуцер подачи топлива в двигатель; 33 — штуцер подачи
азота в двигатель; 35 — коллектор продувки кожуха
133
топливный фильтр и электрогидроклапан (ЭГК) поступает в
трубопровод связи с двигателем, обеспечивая на входе в двига-
тель давление топлива (3,5+2) МПа и расход 0,02...0,16 кг/с в
зависимости от режима работы ВСУ. Для бесперебойной подачи
топлива в двигатель в условиях невесомости на орбите и знако-
переменных перегрузок при спуске применяется комбинирован-
ная система забора, использующая силы поверхностного
натяжения и инерциальный заборник. Заправка и слив топлива
осуществляются через магистраль с ЭГК. В целях предотвраще-
ния превышения давления в баке предусмотрены предохрани-
тельный клапан и прорывная мембрана с трубой сброса
давления газа за борт ОК. Для освобождения трубопроводов от
топлива после выключения двигателя предусмотрены продувка
трубопровода подачи газообразным азотом через элекгропнев-
моклапан и двигатель, продувка магистралей после заправки и
перед отстыковкой топливного блока от двигателя через кла-
паны. Отбор газообразного азота для наддува маслобака и редук-
тора двигателя происходит за газовым редуктором. Для
обеспечения пожаробезопасной среды кожух топливного блока
на атмосферном участке полета продувается при работе ВСУ
газообразным азотом через ЭПК и дроссель-ограничитель
расхода азота.
Блок автоматики (БА) предназначен для запуска, управления и
контроля агрегатов и систем при работе ВСУ. Он обеспечивает:
формирование сигналов на запуск и останов по командам
системы управления ОК;
управление системами термостатирования топливного блока
и двигателя, а также агрегатами пневмогидравлической системы
при работе и наземном обслуживании;
контроль и диагностику технического состояния агрегатов
систем ВСУ и их отключение при отказах;
электрическую защиту от короткого замыкания электроагре-
гатов ВСУ;
сопряжение ВСУ с взаимодействующими системами ОК (СУ,
СЭП, СБИ и др.).
Конструктивно блок автоматики выполнен в герметичном
кожухе, установлен в приборном отсеке на термостатированных
платах, обеспечивающих тепловой режим в пределах +50°С, и
соединен электрожгутами с топливным блоком и двигателем
ВСУ, СУ, СЭП, СБИ орбитального корабля.
Для обеспечения безопасной эксплуатации ВСУ при обслу-
живании й работе предусмотрены применение совместимых с
топливом и продуктами его разложения конструкционных мате-
риалов и неразъемных стыков труб и агрегатов; повышенные
требования к герметичности всех стыков и соединений
(не хуже 1 • 10“4 л • мкм рт.ст./с) и чистоте внутренних полостей;
134
Рис. 3.11. Размещение ВСУ на ОК:
1 — приборный отсек; 2 — блок автоматики; 3 — электрожгуты; 4 — крепление топливного блока; 5 — топливный блок;
6 — панель наземного обслуживания; 7 — баллоны с газообразным азотом; 8 — агрегаты автоматики топливного бака; 9 — инер-
I— ционный заборник топлива; 10 — отсек отрицательных перегрузок; 11 — топливозаборное устройство; /2, 22 — элементы силового
каркаса топливного бака; 13 — топливный бак; 14 — чехол экранно-вакумной теплоизоляции; 15 — электрический нагреватель;
^16— выхлопной патрубок; 17 — двигатель; 18 — кронштейн крепления гидравлической проставки; 19 — трубопровод наддува
маслобака; 20 — трубопровод сброса давления из предохранительного клапана; 21 — магистраль подачи топлива в двигатель
высокие требования по чистоте заправляемых топлива и газооб-
разного азота (фильтрация 5 мкм); дополнительные фильтры в
линии подачи топлива и азота в топливном блоке.
Вспомогательные силовые установки размещаются в ХЧФ
(рис. 3.11). Особенностью ВСУ является отсутствие в ее составе
штатного силового каркаса, функции которого выполняет фюзе-
ляж, к которому крепятся составные части ВСУ:
двигатель — с помощью гидравлической проставки и патрубка
выхлопа, топливный блок — с помощью шести трубчатых стер-
жней из титанового сплава, блок автоматики — в приборном
отсеке и агрегаты обслуживания — на панелях наземного обслу-
живания для ВСУ № 1 и 2 по левому борту и для ВСУ № 3 по
правому борту.
Топливный блок каждой ВСУ соединен с двигателем трубоп-
роводами подачи топлива и газообразного азота, с панелью
наземного обслуживания — пятью трубопроводами (дренажа,
заправки, слива, продувки двигателя и кожуха и зарядки балло-
нов газообразным азотом), а также электрическим жгутом с
разъемом на панели наземного обслуживания для подачи элек-
тропитания и управления ЭГК и ЭПК при проведении наземных
контрольных и технологических операций по обслуживанию
ВСУ при выключенном электропитании на борту ОК.
Принятая конструкция и компоновка ВСУ на ОК обеспечи-
вают предполетное и межполетное обслуживание через бортовые
панели наземного обслуживания (заправку топливом баков,
зарядку баллонов газообразным азотом и контроль давления и
температуры в них в процессе зарядки, наддув газовой подушки
баков и контроль давления в ней, контроль температуры топлива
и газового состава под кожухом в целях проверки герметичности
топливной системы в целом, а также сброс давления из баков и
баллонов, слив неЬыработанных остатков топлива, предвари-
тельный контроль сохранения герметичности системы, при
необходимости нейтрализацию внутренних полостей, консер-
вацию и т.д. после полета). Указанные операции проводятся с
помощью штатных средств наземного обслуживания и по техно-
логии близки к операциям по обслуживанию силовых установок
обычных самолетов.
Работоспособность ВСУ, правильность выбранных конструк-
торских решений и эксплуатационная технологичность были
подтверждены при экспериментальной отработке, которая завер-
шилась успешным проведением межведомственных испытаний,
огневыми контрольными испытаниями в составе ОК и первым
полетом ОК “Буран”, в течение которого все три ВСУ работали
без замечаний.
136
3.5.2. Гидравлическая система
Управление ОК на спуске и посадке на ВПП обеспечивается
органами аэродинамического управления (элевонами, рулем
направления, воздушным тормозом и балансировочным щит-
ком), шасси, тормозной системой и системой управления перед-
ней стойкой шасси, исполнительные механизмы которых
развивают значительные усилия и обеспечивают очень высокое
быстродействие.
Наиболее оптимальной системой, способной выполнять ука-
занные функции при минимальных массе и объеме, является
гидравлическая система.
Гидравлическая система включает агрегаты для создания,
регулирования, распределения, контроля и непосредственного
использования гидравлической мощности, которые функци-
онально объединены в гидросистему, рулевые системы, системы
торможения колес шасси и управления передней стойкой.
Для обеспечения высокой степени надежности ГС состоит из
трех независимых каналов (подсистем). Каждый канал включает
гидравлический насос, приводимый в действие ВСУ, бак
рабочей жидкости, фильтры тонкой очистки в линии нагнетания
и грубой очистки в линии слива, гидравлический аккумулятор и
измерительные датчики. В качестве рабочей жидкости в гидро-
системе используется кремнийорганическая жидкость 7-50с-3.
Под рабочим давлением 20,5 МПа обеспечивается максималь-
ный расход рабочей жидкости 240 л/мин при ее температуре
от -60 до +175 °C.
Спуск ОК возможен даже при отказах двух каналов ГС.
На орбитальном участке полета при неработающей ГС кон-
струкция ОК охлаждается до температуры —130 °C, а от нее — и
агрегаты гидросистемы. Однако рабочая жидкость и упругие
уплотнительные элементы при такой температуре затвердевают и
ГС становится неработоспособной. Для поддержания необходи-
мой температуры (не ниже —60 °C) применяются как изоляция
агрегатов и трубопроводов от элементов конструкции планера
ОК, так и прокачка подогретой рабочей жидкости в нагреватель-
ных теплообменниках, использующих тепло приборных отсеков
ОК, специальными шестеренными насосами малой мощности с
приводом от электродвигателя, установленными в каждом
канале ГС.
При работе ГС на спуске выделяется значительное количес-
тво тепла, в том числе и от разогреваемой при спуске конструк-
ции ОК, которое может привести к перегреву и выходу из строя
ГС и дополнительных механизмов, поэтому для съема лишнего
137
тепла^в каждом канале ГС установлен водяной охлаждающий
теплообменник испарительного типа.
ВСУ начинают работать непосредственно перед стартом при
контроле состояния ГС и исполнительных механизмов и рабо-
тают после пуска 200 с в дежурном режиме, т.е. поддерживают
давление без работы исполнительных механизмов, что необхо-
димо для обеспечения управлением и посадкой ОК при отделе-
нии его от PH в случае возникновения аварийных ситуаций, а
затем они выключаются. В последующем полете в ГС контроли-
руются основные параметры и включаются насосы прокачки
рабочей жидкости для обеспечения заданного теплового режима.
Перед сходом с орбиты вновь начинают работать ВСУ, прове-
ряются все параметры ГС и исполнительных механизмов, после
чего ВСУ отключаются.
После схода с орбиты перед входом в атмосферу на высоте
100 км ВСУ включаются вновь и ГС обеспечивает приведение в
действие исполнительных механизмов аэродинамических орга-
нов управления, перед посадкой — выпуск стоек шасси, а после
посадки (касания) — торможение колес основных опор и управ-
ление поворотом колеса передней опоры шасси.
Основными потребителями гидравлической энергии являются
исполнительные механизмы (приводы) органов аэродинамичес-
кого управления: элевонов, руля направления, воздушного
тормоза и балансировочного щитка. Для удобства создания
приводов элевоны секционированы (по две секции с автоном-
ным приводом на каждой консоли), а приводы управления
рулем направления и воздушным тормозом выполнены в виде
единого агрегата, причем приводы управления элевонами, рулем
направления, воздушным тормозом — следящие, а привод управ-
ления балансировочным щитком — релейно-следящий.
Каждый привод органов аэродинамического управления
питается от трех каналов ГС. Поскольку располагаемые мощ-
ности каналов невелики, для ограничения потребляемого приво-
дом расхода введено изменение скорости их выходного звена
путем ограничения градиента нарастания входного сигнала от
системы управления. Практически во всем диапазоне помога-
ющих, малых и средних нагрузок скорость приводов постоянна
и начинает снижаться до нуля при больших нагрузках (выше
65% от максимальной).
Величина предельной скорости привода зависит от количес-
тва исправных каналов ГС. При трех и двух работающих каналах
скорость привода одинакова, а при одном работающем канале —
снижается до 65%.
При совместной работе приводов для ограничения потребля-
емой мощности в систему управления введен специальный алго-
ритм “приоритета”, позволяющий при необходимости снижать
138
скорости отдельных приводов. Наибольшим приоритетом поль-
зуются элевоны и руль направления, затем воздушный тормоз и
балансировочный щиток, при этом приоритет “работает” в зави-
симости от количества исправных каналов ГС.
Приводы элевонов поступательного типа состоят из силового
цилиндра с силовым золотником, соединенных с гидросистемой
через гидравлический переключатель, подключающий к приводу
один из исправных каналов гидросистемы, чем обеспечивается
постоянство развиваемого усилия на выходе привода вне зависи-
мости от количества исправных каналов ГС. Четырехканальная
управляющая часть привода работает также от одного канала ГС
через тот же переключатель.
Приводы руля направления — воздушного тормоза вращатель-
ного типа — работают от трех гидромоторов, подключенных каж-
дый к своему каналу ГС. Скорости вращения гидромоторов
складываются на двух дифференциальных редукторах, обеспечива-
ющих на выходе постоянный развиваемый момент независимо от
количества исправных каналов. Четырехканальная управляющая
часть приводов работает аналогично управляющей части приводов
элевонов через специальный переключатель каналов ГС.
Релейно-следящий привод балансировочного щитка враща-
тельного типа по силовой части аналогичен приводу руля нап-
равления — воздушного тормоза. Управляющие клапаны
привода установлены каждый в своем канале.
На выходе приводов руля направления — воздушного
тормоза — и балансировочного щитка установлены силовые
редукторы, передающие вращение от привода к аэродинамичес-
ким поверхностям, одновременно редукторы являются элемен-
том крепления поверхностей к вертикальному оперению и
фюзеляжу.
Тормозная система обеспечивает торможение ОК при пробеге
на ВПП после посадки. Двухканальная тормозная система пита-
ется от трех каналов ГС через переключатель и сохраняет
эффективность тормозов при отказах одного канала тормозной
системы или одного или двух каналов ГС.
Система управления поворотом передней стойки шасси одно-
канальная, и при ее отказе управление движением на ВПП обес-
печивается дифференциальным торможением колес основных
опор.
Для обеспечения минимальной массы гидравлической сис-
темы в ней применяются высокопрочные сплавы титана и стали,
в частности, все трубопроводы, гидроаккумуляторы и гидравли-
ческие баки изготовлены из титановых сплавов, а силовые
редукторы выполнены из высокопрочной стали ВКС-210 с
пределом прочности о < 210 кгс/мм2. Все неразъемные соедине-
ния трубопроводов паяные.
139
3.5.3. Посадочные устройства
Посадочные устройства ОК предназначены для совершения
посадки “по-самолетному”(они обеспечивают поглощение
энергии при посадке, пробеге и торможении в пределах ВПП
ограниченной длины), а также для буксировки на техническую
позицию (ТП) после- останова.
Посадочные устройства ОК — шасси и парашютно-тормозная
установка — аналогичны системам самолетов и отличаются от
них высоким весовым совершенством, надежностью и способ-
ностью длительное время находиться в условиях орбитального
полета.
Шасси с базой 12 790 мм и колеей 7000 мм имеет две основ-
ные и переднюю управляемые опоры, расположенные опти-
мально относительно центра масс, причем каждая опора
представляет собой механическую систему с пневмогидравличес-
ким телескопическим амортизатором и двумя авиационными
колесами высокого давления.
Так как при подготовке ОК на ТП шасси убираются с
помощью наземных средств, в цилиндр уборки и выпуска
встроен автономный гидравлический демпфер, поглощающий
энергию выпуска стойки, что повышает надежность выпуска и
уменьшает влияние возможных отказов ГС.
Выпуск шасси и открытие створки проводятся одновременно
от одного гидроцилиндра при подаче в него рабочей жидкости.
Оригинальная схема открытия створки за счет кинематических
связей механизма управления створкой с механизмами шасси
позволяет сократить время выпуска, повысить надежность и
уменьшить массу системы.
При отказах ГС предусмотрен аварийный выпуск шасси от
пиротехнических средств, установленных на замках и в цилин-
драх выпуска.
Колеса шасси имеют массу в два раза меньшую, чем анало-
гично нагруженные на самолетах, за счет применения бескамер-
ных шин из натурального каучука с высокопрочным кордом
(материал СВМ), тормозных дисков из теплоемкого бериллия и
углепластиковых накладок. Большое количество тепла, накапли-
ваемого при торможении в тормозных дисках, во избежание
перегрева обода колес, шин и стойки потребовало охлаждения
колес основных опор газообразным азотом после останова ОК
на ВПП.
При длительном пребывании ОК на орбите постоянная рабо-
тоспособность элементов шасси (минимально допустимая тем-
пература резинотехнических изделий и гидрожидкости —60 °C)
обеспечивается прокачкой рабочей жидкости ГС, пленочными
140
Рис. 3.12. Аналог ОК “Буран” с выпущенными парашютами
электроподогревателями, окраской агрегатов шасси малоизлуча-
ющими эмалями со степенью черноты s = 0,3 и экранно-вакуум-
ной теплоизоляцией ниш шасси.
Состояние агрегатов шасси непрерывно контролируется дат-
чиками температуры и давления через СБИ.
Парашютно-тормозная установка служит для торможения ОК
при пробеге на ВПП и разгрузки тормозной системы колес,
развивает усилие до 50 т и уменьшает дистанцию пробега при
посадке на скользкую ВПП на 500 м. ПТУ состоит из корпуса,
двухкаскадной парашютной системы, пиротехнических механиз-
мов отстрела крышки, замковой системы, системы обогрева и
блока автоматики.
Парашютно-тормозная установка вводится в действие авто-
матически при обжатии основных стоек шасси при касании
ВПП путем отстрела крышки контейнера ПТУ, извлекающей из
корпуса три вытяжных парашюта площадью 1 м2 каждый,
которые обеспечивают задействование трех основных парашю-
тов крестообразной формы площадью 25 м2 каждый (рис. 3.12).
При снижении скорости пробега до 50 км/ч система управления
выдает команду на сброс парашютов.
Для обеспечения работоспособности ПТУ на орбитальном
участке полета в контейнере ПТУ поддерживается электронагре-
вателями температура не ниже —50 °C, а при спуске — теплоза-
щитным покрытием контейнера не выше +100 °C.
141
3.5.4. Система распределения и коммутации
Электроэнергия на входы всех потребителей ОК от источни-
ков бортового и наземного электропитания подается системой
распределения и коммутации.
В состав системы входят два центральных распределитель-
ных устройства, две центральные распределительные коробки,
19 распределительных устройств и бортовая кабельная сеть,
выполненная в двухпроводном исполнении и насчитывающая
около 430 жгутов (металлический корпус планера не использу-
ется в качестве одного из проводов во избежание вероятности
короткого замыкания).
Распределительные устройства и жгуты электрически соеди-
нены так, что образуют два независимых канала передачи и
распределения электроэнергии, расположенные на правом и
левом бортах ОК, причем все потребители получают электро-
энергию от двух каналов, что обеспечивает нормальную работу
систем при возможных отказах одного из них. Надежность
работы системы обеспечивается и тем, что электрические связи
между элементами системы и потребителями выполнены по
“расщепленной” схеме, когда нужное сечение набирается нес-
колькими проводами и обрыв или короткое замыкание одного
из них не приводит к отказу, а в целях исключения коротких
замыканий плюсовые и минусовые цепи расположены в отдель-
ных жгутах и электросоединителях, проложенных по различным
трассам.
Система обеспечивает напряжение 24...34 В на выходе при
поступлении на вход напряжения 26,5...34 В от источников элек-
троэнергии.
Большинство бортовых систем получают электроэнергию
через шины распределительных устройств по некоммутируемым
линиям питания, т.е. сразу после подачи на вход, а по линиям
питания, в которых установлены коммутаторы, — после сраба-
тывания коммутаторов по командам СУ. В качестве коммута-
торов используются дистанционные переключатели, имеющие
дублированные обмотки и контакты.
В системе распределения и коммутации предусмотрена элек-
трическая (с помощью автоматов защиты токовых реле и плав-
ких предохранителей) и контролируемая конструктивная защита
от коротких замыканий, при которой провода помещены внутрь
металлической оплетки с наружной тканевой электроизоляцией,
что обеспечивает дополнительную защиту провода от механичес-
кого повреждения металлическими деталями планера ОК. Пов-
реждение тканевой электроизоляции и возможный контакт
оплетки с металлическими деталями ОК контролируются при
142
электрических испытаниях в процессе подготовки ОК к полету,
чем обеспечивается своевременное устранение возможного пов-
реждения проводов электрических жгутов.
В процессе подготовки ОК к полету и в полете контролиру-
ются состояние контактов дистанционных переключателей,
автоматов защиты и напряжение на шинах всех устройств через
СУ и СБИ по сигналам от дополнительных реле и датчиков нап-
ряжения, размещенных в устройствах. Кроме того, при электри-
ческих проверках в процессе подготовки к полету
контролируется отсутствие электрической связи шин с корпусом
ОК по цепям, выведенным в наземный измерительный ком-
плекс через разрывной разъем в ХЧФ. Перед стартом указанные
цепи отключаются от-разрывного разъема по командам от сис-
темы управления для предохранения от возможного короткого
замыкания.
Центральные распределительные устройства и коробки, а
также распределительные устройства выполнены в негерметич-
ном исполнении и для обеспечения соответствующих темпера-
турных условий в СЧФ и ХЧФ установлены на термоплатах СТР
и покрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией.
3.5.5. Бортовой комплекс системы управления
створками, радиаторами и замками
Бортовой комплекс системы управления створками, радиато-
рами и замками (БК СУСРЗ) обеспечивает открытие и закрытие
замковых устройств, створок ОПГ, панелей радиационных теп-
лообменников, размещенных на створках, на этапе орбитального
полета в широком диапазоне температурных деформаций кон-
струкции.
Высокие требования, предъявляемые к надежности БК
СУСРЗ, обусловлены тем, что неоткрытие створок ОПГ при
выводе на орбиту требует прекращения выполнения задания и
спуска, а их незакрытие приводит к аварийной ситуации и
невозможности спуска ОК на землю.
Бортовой комплекс во время орбитального полета работает в
автоматическом режиме с управлением от СУ, либо с помощью
управляющих воздействий из ЦУП, либо при необходимости
управляется из кабины экипажа.
Замковые устройства предназначены для включения створок
ОПГ в силовую схему ОК для восприятия статических и дина-
мических нагрузок на этапах вывода, спуска и посадки.
БК СУСРЗ (рис. 3.13) состоит из электромеханической
(приводы створок ОПГ и панелей РТО, замки продольного и
поперечного стыков ОПГ) и электрической (два блока управле-
143
144
10 Заказ 192
V.Yl
4^
Рис. 3.13. Бортовой комплекс системы
управления створками, радиаторами и
замками:
I — поперечный стык; II — привод
створок ОПГ и РТО; III — замок
продольного стыка; IV — замок пане-
лей РТО; V — продольный стык;
VI — привод створок ОПГ и РТО;
VII — замок поперечного стыка;
7, 9 — выключатель концевой (ВК)
створок СЧФ; 2 — кабельные связи
СЧФ; 3, 4 — блок управления и комму-
тации; 5, 14 — электромеханизм (ЭМ)
панелей РТО с ВК; 6, 8 — ЭМ продоль-
ного стыка с ВК; 7 — кабельные связи
створок; 10 — ЭМ поперечного стыка с
ВК; 11 — привод панелей РТО; 12 —
привод створок; 73 — раздаточные
редукторы; 75 — ЭМ привода створок
ния створками, радиаторами и замками, расположенные в
приборных отсеках, жгуты, связывающие блоки управления с
электромеханизмами и блоками концевых выключателей, пода-
ющими сигналы в СУ о срабатывании той или иной части сис-
темы) частей.
БК СУСРЗ осуществляет строго определенную последова-
тельность срабатывания электромеханических подсистем, что
предусмотрено кинематически заложенными конструктивными
связями и электрически реализуется с помощью блока концевых
выключателей (БКВ).
Приводы створок ОПГ расположены на правом и левом
бортах СЧФ в нижней части лонжерона ОПГ. Они обеспечивают
открытие и закрытие створок ОПГ и состоят из электромеха-
низма, установленного на лонжероне, соединенного трансмис-
сией с редукторами, к которым через шлицевой вал крепятся
шесть механизмов поворота створки, расположенных под ее сек-
циями.
Выключение электромеханизма привода створки происходит
при ее открытии по сигналу концевых выключателей при угле
178° (в этом положении механизм поворота имеет кинематичес-
кий замок для удержания створки при маневре ОК), а при зак-
рытии — при угле 1,75...1° (до полного закрытия).
Замки продольного стыка соединяют правую и левую створки
ОПГ по оси симметрии. Они расположены группами на четырех
секциях створок, причем каждая группа включает один замок с
ловителем для обеспечения подтяга секции створки при наличии
ее деформации и перемещения. Внутри группы замки соединя-
ются трубчатыми валами трансмиссии и муфтами друг с другом,
с электромеханизмом и редуктором.
Замок продольного стыка состоит из пассивной части
(бугеля) на левой створке и активной части на правой створке. В
активной части замка на валу и кривошипе установлен крюк,
который при закрытии замка входит в зацепление с бугелем пас-
сивной части, обеспечивая тем самым подтяг створок и их
соединение.
Замки поперечного стыка соединяют правую нулевую створки
ОПГ с передним и задним шпангоутами СЧФ. Они располо-
жены группами (по четыре в каждой) на торцевых шпангоутах I
и IV секций створок и кинематически связаны между собой и с
электромеханизмом регулируемыми тягами и промежуточными
качалками.
Бугеля пассивной части замков, за которые зацеплены крюки
замков в закрытом положении, закреплены на шпангоутах.
Каждая группа замков поперечного стыка закрывается строго
последовательно, что обеспечивается кинематикой.
146
Открытие и закрытие замков происходят посекционно. Элек-
тромеханизм при закрытии включается и отключается с помощью
концевых выключателей, а при открытии — с помощью микро-
выключателей самого электромеханизма.
Привод панелей РТО служит для открытия и закрытия под-
вижных панелей РТО, расположенных на I и II секциях правой
и левой створок ОПГ. Кинематические звенья привода панелей
РТО расположены в местах установки механизмов поворота
створок. Для равномерного распределения нагрузки они имеют
дополнительные кинематические звенья над узлами навески
створок.
При открытии створок ОПГ за счет жесткой механической
связи панелей РТО с кинематикой механизма поворота створок
ОПГ происходит открытие панелей на угол 35° относительно
створок ОПГ.
Панели РТО к I и II секциям створок крепятся шестью зам-
ками на одной секции, соединенными с электромеханизмом
валами, качалками и тягами кинематики.
Блок управления формирует команды при открытии и закры-
тии створок ОПГ и замков СУСРЗ. Используются три режима
управления: первый, основной, —• автоматический по командам
от СУ, второй — полуавтоматический с РМ-5 и третий — дирек-
торный с РМ-5.
Автоматический режим реализуется путем выдачи команд
управления СУ на блок управления, который формирует
команды на включение электромеханизмов в заданной последо-
вательности, а также сигналы обратной связи о результатах
выполнения команд.
В процессе эксплуатации при реализации процессов управле-
ния в автоматическом режиме, а также в процессе открытия-зак-
рытия БК СУСРЗ в директорном ручном режиме управления с
РМ-5 проводится непрерывная оценка состояния БК СУСРЗ:
анализ информации, поступающей в СУ и в СКД по каналам
СБИ, а также наземный анализ ТМИ.
В процессе комплексных наземных испытаний отработана
статическая и динамическая прочность механической части БК
СУСРЗ, подтверждена ее работоспособность в комплексе с
другими системами при испытании реальной конструкции
створок и фюзеляжа.
3.5.6. Система наддува и вентиляции
Включение в состав планера ОК системы наддува и вентиля-
ции, не имеющей аналогов в обычной авиации, связано с требо-
ванием поддержания в процессе наземной эксплуатации, в том
10*
147
числе и при нахождении на стартовой позиции (СП), темпера-
туры конструкции и элементов систем не ниже +5 °C, необходи-
мостью интенсивного отвода тепла от конструкции после
посадки, выравнивания давлений во внутренних полостях пла-
нера сх атмосферным на этапах вывода и спуска, исключения
недопустимого перепада давлений между СЧФ и ХЧФ, разделен-
ных герметичным шпангоутом, и создания условий для работы
экранно-вакуумной теплоизоляции на орбитальном участке
полета.
Система наддува и вентиляции (рис. 3.14) состоит из 14
(из них 7 с фильтрами) вентиляционных створок с автономными
приводами, воздуховода и предохранительных клапанов.
Во время наземной эксплуатации ОК вне ТП для поддержа-
ния температуры, влажности, чистоты газовой среды, безопас-
ности при работе с коррозионно-активными и токсичными
рабочими телами от наземных установок воздушного термоста-
Рис. 3.14. Система наддува и вентиляции:
1 — НЧФ; 2 — МК; 3 — днище МК; 4 — правая консоль крыла; 5 — СЧФ с
ОПГ; 6 — шпангоут № 22; 7— вертикальное оперение; 8 — руль направления —
воздушный тормоз; 9 — входной штуцер; 10 — блок двигателей управления
левый (БДУ-Л); 11 — ХЧФ; 12 — балансировочный щиток; 13 — элевоны: 14 —
левая консоль крыла; 15 р БДУ-Н; 16 — управляемые вентиляционные отверстия
148
тирования (НУВТ) подается воздух по воздуховодам из высоко-
температурного пластика “Органит-5Т” (специально разработан
для ОК).
Подаваемый воздух проходит практически по всем негерме-
тичным внутренним отсекам ОК, а его герметичные отсеки
(МК, некоторые приборные отсеки) имеют свои автономные
системы воздушного и жидкостного термостатирования. Отрабо-
танный воздух из негерметичных отсеков отводится в окру-
жающую атмосферу через управляемые вентиляционные створки
с фильтрами, которые препятствуют проникновению атмосфер-
ной пыли во внутренние объемы ОК в периоды, когда прекра-
щается подача воздуха от НУВТ. С этой же целью воздуховоды
СНВП, имеющие прямую связь с атмосферой, защищены обрат-
ными клапанами.
Продувка негерметичных отсеков от НУВТ с использованием
СНВП предусматривается и при наземной эксплуатации ОК:
при транспортировании МРКК на СК, установке и нахождении
МРКК на стартовом сооружении, послеполетном термостатиро-
вании на ВПП ПК, послеполетном транспортировании между
площадками ПК и ТП и на них.
Для получения воздуха заданной кондиции по давлению,
влажности, температуре и чистоте на всех этапах наземного
обслуживания, кроме обслуживания на СК, используются две
подвижные установки, обеспечивающие подачу воздуха в ОК до
20 т/ч под давлением 40 кПа с температурой от 10 до 60 °C,
влажностью (точкой росы) не выше 5 °C и чистотой (размер
частиц) не более 25 мкм.
За 40 мин до старта подача воздуха в ОК прекращается и
начинается подача газообразного азота с расходом 17 т/ч,
которая прекращается за 5 мин до старта, после чего выдается
команда на закрытие вентиляционных створок, что обеспечивает
сохранение азота во внутренних полостях для исключения воз-
можности возникновения пожара на наиболее энергетически
насыщенном пусковом этапе.
На этапе спуска ОК с орбиты, начиная с высоты 30 км, в
ХЧФ подается газообразный азот, который поступает в отсеки
по воздуховодам СНВП и создает в них нейтральную среду,
предупреждающую возникновение пожара.
Система редукторов обеспечивает превышение давления азота
на 0,267...0,8 кПа над статическим, что исключает подсос воз-
духа (с кислородом) в ХЧФ, где в это время работают на полную
мощность ВСУ, РСУ и ГС.
После останова ОК на ВПП не позднее чем через 8 мин к
нему подключаются НУВТ, подающие в негерметичные отсеки
воздух с температурой не выше +10 °C для исключения перег-
149
рева обшивки планера выше 160 °C от накопленного в теплоза-
щите тепла. Этим обеспечивается возможность многократного
(до 100 раз) использования планера ОК и одновременно созда-
ются нормальные условия для послеполетного функционирова-
ния его систем.
Основной функцией вентиляционных створок является под-
держание минимального уровня перепада наружного и внутрен-
него давлений, воздействующих на конструкцию, поскольку ее
относительная негерметичность, допустимая из условия непро-
никновения плазмы во внутренние объемы ОК, не обеспечивает
сброса внутреннего давления при большом темпе падения
наружного по мере подъема ОК на PH.
Не менее важным является обеспечение выравнивания
наружного и внутреннего давлений при спуске с орбиты из кос-
мического вакуума, когда нарастающее наружное давление
грозит раздавить фюзеляж ОК, имеющий к тому же много плос-
ких поверхностей, плохо сопротивляющихся потере устойчи-
вости.
Створки работают по фиксированной циклограмме.
При выведении створки открываются на высоте 200 м и после
прохождения плотных слоев атмосферы закрываются на высоте
35 км во избежание нежелательной циркуляции горячего потока
внутри ОК. После вывода на орбиту ИСЗ створки открываются
вновь, чтобы сбросить остаточное давление, нагружающее зам-
ковую систему створок ОПГ. После открытия створок ОПГ вен-
тиляционные створки (кроме створок ХЧФ) закрываются и
открываются только при спуске на высоте 22,5 км, а по достиже-
нии высоты 400 м во избежание попадания пыли створки без
фильтров опять закрываются.
Створки ХЧФ на орбите остаются открытыми, вакуумируя
внутренний объем ХЧФ для улучшения работы экранно-вакуум-
ной теплоизоляции бака кислорода базового блока ОДУ, закры-
ваются перед спуском ОК и остаются в этом положении до
посадки, когда открывается створка ХЧФ с фильтром. Такой
режим работы створок позволяет иметь минимальный запас
азота в системе предупреждения возникновения пожара.
БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
4.1. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ
4.1.1. Общие сведения
Состав и основы построения комплекса бортовых систем
определялись в процессе проектной разработки ОК и явились
следствием основных требований, предъявляемых ко всем его
составляющим при выборе проектных параметров.
Структуру, состав и принципиальную основу построения
комплекса бортовых систем определили три главных требования:
создание ОК как многоразового космического аппарата;
придание ОК необходимых качеств для обеспечения его мно-
гоцелевого использования;
способность ОК выполнять полеты как с экипажем, так и без
него в автоматическом режиме.
Естественно, что в процессе проектной разработки были
определены габаритные размеры и масса ОК и ОПГ, диапазон
обслуживаемых орбит и другие проектные параметры, оказавшие
заметное, а в некоторых случаях и значительное влияние на пос-
троение и характеристики бортовых систем ОК, однако много-
разовое и многоцелевое использование и возможность
реализации автоматического полета стали определяющими.
Многоразовое использование — основной фактор, определив-
ший принципиальный подход к построению ОК как летатель-
ного аппарата самолетного типа с посадкой на ВПП ПК. Это
определило его самолетный облик, а также привело к необходи-
мости оснащения ОК специфическими авиационными систе-
мами и средствами.
Многоцелевое использование — также основной фактор,
определивший построение ОК как универсального летательного
151
аппарата, предназначенного в первую очередь для транспортных
операций между Землей и околоземным космосом. Как тран-
спортный корабль ОК оснащен средствами и системами для
проведения широких маневров в космосе с изменением пара-
метров орбит, сближения и стыковки с другими КА и орбиталь-
ными станциями, доставки на орбиты ИСЗ КА и других
полезных грузов, проведения монтажных работ, исследований и
экспериментов в космосе. Многоцелевое использование и высо-
кие требования по эффективности решения целевых задач ока-
зали серьезное влияние на состав и характеристики систем ОК.
Автоматический режим полета и посадки повлиял не столько
на состав бортовых- систем, сколько на принципы их построения
и характеристики взаимодействия с наземными средствами при
обеспечении управления сложными операциями, в том числе
автоматическим процессом сближения и стыковки, а также
спуском и посадкой на ВПП ПК.
В процессе проектной разработки ОК были сформулированы
требования принципиального характера к бортовым системам
обеспечения электроэнергетики, управления, работ с полезными
грузами, безопасности и жизнедеятельности экипажа, которые
определялись спецификой задач, поставленных перед ОК.
Электроэнергетика любого КА является основой успешного
проведения многих исследований и экспериментов, получения
информации высокого разрешения и качества, оперативной
передачи данных на Землю, решения народнохозяйственных и
других задач. Кроме того, электроэнергетика влияет на ресур-
сные характеристики, показатели надежности и безопасности. За
последние годы заметно расширились возможности бортовых
СЭП как автоматических КА, так и пилотируемых орбитальных
станций; однако, несмотря на большие возможности систем
электроснабжения, даже современная орбитальная станция
“Мир” имеет энергетические ограничения в решении некоторых
конкретных задач.
Для ОК была определена необходимость создания СЭП с
генератором мощностью не менее 25 кВт, что явилось одним из
принципиальных решений, заложенных в основу построения ОК
и комплекса его бортовых систем. К СЭП ОК было предъявлено
требование обеспечить максимальную мощность в процессе
динамических операций при любой его ориентации, что практи-
чески исключило возможность использования солнечных
батарей, являющихся самым распространенным типом генера-
торов СЭП современных КА. Это условие сняло ограничения на
использование в полете различных типов ориентации ОК.
Управление КА как сложный и ответственный процесс
требует решения ряда противоречивых проблем. Наиболее прос-
152
тая система управления строится при так называемых жестких"
циклограммах, ведущих процесс управления по одному выбран-
ному варианту. Однако она ограничивает возможность перехода
на запасные варианты программы полета, в том числе в случае
возникновения отказов в бортовых системах. Упрощение прог-
раммы управления увеличивает надежность функционирования
системы управления и облегчает ее построение, а ее усложнение
хотя и усложняет систему управления и программно-математи-
ческое обеспечение, но вместе с тем увеличивает эффективность
и надежность функционирования КА и безопасность его
экипажа. Естественно, что решение этой проблемы лежит в
области компромиссов и требует, как правило, проведения глу-
боких исследований. Сложными также являются проблемы орга-
низации при управлении полетом высокоинформативной
глобальной связи, оперативного анализа функционирования КА,
выявления отклонений от нормы, принятия решений и париро-
вания нештатных ситуаций, обеспечения безопасности экипажа,
выбора оптимального распределения функций между контурами
управления.
Для управления пилотируемыми КА и орбитальными станци-
ями используются три типа контуров управления:
автоматический, обеспечивающий управление и контроль
всех процессов на борту с помощью программ, формируемых
бортовой системой управления и автоматическими бортовыми
средствами отдельных систем;
ручной, с помощью которого члены экипажа контролируют
работу автоматического контура и управляют, как правило,
наиболее сложными операциями;
по радиоканалу с Земли для получения информации о фун-
кционировании КА, состоянии и действиях экипажа, по анализу
которой ЦУП выдает рекомендации экипажу и управляющие
воздействия (команды и программы) на бортовые системы.
При разработке ОК “Буран” в основу построения средств
управления были положены требования обеспечения как значи-
тельной гибкости управления с возможностью реализации боль-
шого числа разнообразных программ и максимальным
использованием всех трех контуров, так и высоких показателей
надежности функционирования ОК, реализуемых за счет глубо-
кого резерва системы управления, а также резервов других сис-
тем ОК и МРКК в целом.
Кроме гибкости и высоких показателей надежности средства
управления и контроля должны были обеспечивать исключи-
тельно высокие характеристики процесса управления по
точности определения положения ОК в околоземном простран-
стве и параметров его орбиты или траектории движения, задания
153
и поддержания ориентации относительно Земли или заданного
объекта, выполнения маневров в космосе, зависания на задан-
ных, в том числе исключительно малых, расстояниях от других
КА или доставленных на орбиту полезных грузов.
Реализация в бортовых системах ОК “Буран” совокупности
принятых решений заложила основу многоцелевого космичес-
кого корабля, обладающего большими возможностями при
решении широкого круга задач.
Работы с полезными грузами — специфическая задача пилоти-
руемых КА и орбитальных станций. Масштабы их примени-
тельно к ОК многоразового использования по сравнению с
орбитальными станциями и транспортными КК одноразового
применения существенно изменились. Поэтому бортовые сис-
темы ОК “Буран” должны обеспечивать как выполнение тран-
спортных задач по доставке и выгрузке крупногабаритных ПГ и
их обслуживание на орбите, так и проведение тонких экспери-
ментов и исследований с помощью аппаратуры, установленной
внутри ОК или вынесенной в открытый космос.
Обеспечение безопасности и жизнедеятельности экипажа —
проблемы любого пилотируемого полета, однако специфика ОК
многоразового использования существенно усложнила их реше-
ние. К средствам жизнеобеспечения предъявлялись требования
по необходимости осуществления полетов экипажа в составе до
10 человек с возможной продолжительностью полета до 30 сут с
несколькими выходами в открытый космос и проведением слож-
ных работ как внутри ОК, так и в открытом космосе.
Основные требования, заложенные в построение комплекса
бортовых систем, определили их структуру, состав и характерис-
тики.
4.1.2. Комплекс бортовых систем
Орбитальный корабль оснащен сложным комплексом борто-
вых систем, масса которых составляет примерно четвертую часть
так называемой сухой массы ОК без ПГ. Бортовые системы сос-
тоят из блоков и крупных модулей, объединяющих более 1000
отдельных приборов.
Основу систем, разнообразных по принципам и структурам
построения, составляют элементы радиоэлектроники, электроав-
томатики, пневмогидравлики, которые существенно отличаются
по построению коммуникаций, связывающих бортовые системы
между собой, а также с наземными комплексами и средствами
подготовки ОК к запуску и обслуживания после посадки.
154
Комплекс бортовых систем ОК “Буран” (рис. 4.1) отражает
специфику сложных взаимосвязей, необходимых для реализации
программ его полета, и для выполнения требуемых в процессе
полета функций включает следующие системы и средства, обес-
печивающие централизованное управление и контроль функци-
онирования ОК в целом:
систему управления;
средства жизнеобеспечения и обеспечения теплового режима;
радиотехнические системы;
систему электроснабжения;
средства обеспечения работ с полезным грузом и другими КА.
С централизованными системами тесно связаны бортовые
системы, входящие в состав планера ОК, ОДУ, ПГ, и системы
ПГ и автономных агрегатов.
Система управления — центральная система комплекса —
обеспечивает функционирование и тесные связи с другими сис-
темами ОК, планером, ОДУ, агрегатами и элементами, включа-
ющими в свой состав электроприводы, пиротехнические
устройства, элементы пневмо- и гидроавтоматики, требующие
дистанционного управления и контроля.
Разработка ОК потребовала создания уникальной по постро-
ению и характеристикам централизованной системы управле-
ния, принципиально отличающейся от систем других КА и
выполняющей функции, которые на других КА и орбитальных
станциях обеспечивались несколькими самостоятельными систе-
мами. Так, для управления системами и приборами существо-
155
вала отдельная система управления бортовым комплексом, а
реализацией логических задач по приему, обработке и выдаче в
другие системы команд и установок, поступающих от НКУ,
ведала радиотехническая система и т.п. Естественно, что эти
системы были взаимосвязаны, однако существовали на борту и
разрабатывались как отдельные.
В системе управления ОК “Буран” основные функции управ-
ления и контроля потребовали использования прогрессивных
принципов и решений, что придало комплексу бортовых систем
новые качества и возможности.
Система управления ОК решает три главные задачи:
управление движением ОК с реализацией программных изме-
нений траектории его движения для переходов с одной орбиты
на другую, а также изменение и поддержание необходимой
ориентации в процессе полета;
управление бортовыми системами ОК, т.е. реализация прог-
раммы включения-выключения систем и их элементов, а также
изменения режимов их работы в соответствии с требованиями,
диктуемыми программой полета;
контроль и диагностика функционирования всего комплекса
бортовых систем в целях подтверждения правильности выполне-
ния программы их работы и выявления отклонений для приня-
тия мер по обеспечению безопасности экипажа и выполнению
программы полета.
Эти три классические задачи управления КА решаются при
выведении на орбиту, в полете по орбите, при спуске и посадке
на ВПП ПК. Для ОК их решение дополнительно усложнено
требованием обеспечения максимальной автономности управле-
ния полетом, т.е. независимостью бортовых средств управления
от наземных, хотя полная автономность при выполнении слож-
ных операций практически невозможна. Это требование вызвало
необходимость существенного увеличения потенциальных воз-
можностей бортовых программно-логических устройств, входя-
щих в систему управления, по проведению расчетно-логических
операций и увеличению бортового банка данных для решения
различных по своему характеру управленческих задач, например
для автономного решения задачи по сближению и стыковке ОК
с другим КА.
Вариант автономного управления процессом сближения
предусматривает введение в систему управления ОК еще до его
старта с Земли (в составе полетного задания) данных о пара-
метрах движения КА, с которым он должен сблизиться и состы-
коваться на орбите. При этом все последующие действия,
связанные с выбором варианта сближения, расчетом места,
времени и настройки режимов работы ОДУ и других бортовых
156
систем, необходимые для маневров и управления при сближении
и стыковке, СУ реализует самостоятельно. Такой вариант управ-
ления обеспечивает максимальную оперативность решения
задачи, а в ряде случаев и оптимизацию энергетических затрат
на ее реализацию.
Вариант смешанного управления связан с реализацией дей-
ствий при сближении и стыковке:
после выведения ОК на орбиту НКУ определяет параметры
его орбиты, зная параметры движения КА, с которым он должен
состыковаться, рассчитывает необходимые маневры дальнего
сближения и выдает через бортовой радиотехнический комплекс
на ОК данные в виде уставок на каждую коррекцию траектории,
предусматривающую включение двигательной установки для
выдач разгонного или тормозного импульса. Завершающий этап
сближения и стыковка проводятся системой управления автома-
тически либо с участием экипажа. Этот вариант обеспечивает
более высокие показатели безопасности, а в некоторых случаях
(с учетом особенностей КА, с которым должна быть стыковка)
является единственным решением задачи.
Ранее разработанные транспортные КК типа “Союз” исполь-
зовали режим смешанного управления сближением и стыковкой
с орбитальной станцией.
Система управления ОК “Буран” обеспечивает сближение и
стыковку как в режиме смешанного, так и в режиме автоном-
ного управления полетом.
Существует еще одно принципиальное отличие, характерное
для ОК многоразового использования, заметно влияющее на
построение и характеристики его СУ. КК типа “Союз”, совер-
шающие полеты по трассе “Земля—орбита—Земля”, для схода с
орбиты перед включением двигательной установки ориентиру-
ются с учетом того, чтобы тормозной импульс был выдан в
заданном направлении, а дальнейшее движение спускаемого
аппарата КК по траектории приводит его в заданный район
посадки, где размещаются поисковые средства. Точность ориен-
тации КК “Союз” перед спуском для сокращения района дей-
ствия поисковых средств ограничивается 1°, однако, если
ошибка ориентации по каким-либо причинам составит порядка
10°, СА все равно вернется на Землю, хотя и совершит посадку в
другом районе. Для ОК “Буран” ошибка ориентации перед спус-
ком должна быть не более 20', так как при большем ее значении
ОК не сможет выйти в район ВПП ПК и совершить посадку.
Для решения задачи посадки к СУ ОК кроме высокой точности
углового положения предъявляются повышенные требования по
точности решения навигационной задачи, определения и под-
держания базовой инерциальной системы координат и по
157
решению других задач, связанных с реализацией самолетной
посадки.
Система управления включает:
программно-логические устройства, центральным звеном
которых является бортовой цифровой вычислительный ком-
плекс;
датчики (гироскопические, оптико-электронные, радиотехни-
ческие, измерения высотно-скоростных параметров и др.);
блоки электросилового питания и согласования с исполни-
тельными органами и многочисленными бортовыми системами
и агрегатами.
В состав СУ также входят специализированные комплексы и
подсистемы:
управления полетом ОК в атмосфере, при маневрировании,
заходе на посадку и посадке на ВПП;
навигационных средств, обеспечивающих определение век-
тора состояния ОК с использованием глобальной спутниковой
навигационной системы, а также датчиков и средств проведения
автономных навигационных измерений как в автоматическом,
так и в ручном (с участием экипажа) режиме работы;
специализированных средств, обеспечивающих взаимодей-
ствие и управление системами, входящими в состав планера ОК
(ГС, ВСУ, рулевые и другие системы), ОДУ, являющейся одним
из видов исполнительных органов СУ и имеющей в своем сос-
таве два двигателя орбитального маневрирования большой тяги
и значительное число двигателей меньшей тяги, а также взаимо-
действие с БРТК для организации радиосвязи с НКУ.
По конструктивному исполнению СУ представляет собой ряд
крупных блоков, установленных для обеспечения теплового
режима на охлаждаемые жидкостным контуром системы термо-
регулирования платы. Основные блоки СУ размещаются в
кабине, других отсеках и крупных агрегатах ОК. Многочислен-
ные и многообразные электрокабели связывают всю аппаратуру
ОК с СУ. Подробные сведения по системе управления приве-
дены в гл. 7.
Радиотехнические системы ОК служат для обеспечения связи
экипажа и бортовых систем с НКУ и включают бортовые ради-
отехнический и телевизионный комплексы (объединяющие нес-
колько отдельных систем) и систему бортовых измерений.
Бортовой радиотехнический комплекс
предусматривает организацию связи с Землей в дециметровом,
сантиметровом и метровом (ультракоротковолновом) диапазонах
волн и должен обеспечивать проведение траекторных измере-
ний, передачу телеметрической информации на Землю, обмен
командно-программной и телефонно-телеграфной информацией
158
между ЦУП и экипажем ОК, а также речевой обмен членов
экипажа со службами ПК на участке спуска. Принципиальной
особенностью БРТК является необходимость обеспечения прак-
тически глобальной связи ОК с НКУ через спутники-ретрансля-
торы на геостационарной орбите с использованием бортовых
остронаправленных антенн и активных фазированных антенных
решеток (АФАР), отслеживающих по заданной программе нап-
равление антенны или радиолуча на СР. Большая часть блоков
аппаратуры дециметрового диапазона размещается в кабине ОК,
сантиметрового диапазона, а элементы антенно-фидерных
устройств — в корпусе планера и в ОПГ.
Бортовой телевизионный комплекс сущес-
твенно отличается по составу и характеристикам от ранее
применявшихся телевизионных систем и дополнительно должен
обеспечивать работу манипулятора совместно со средствами,
входящими в его состав, работы с ПГ, отображение информации
экипажу, в том числе при управлении посадкой, сближением,
стыковкой, при выходах в ОПГ, а также при других работах как
внутри ОК, так и в открытом космосе. Аппаратура БТК разме-
щается в кабине ОК и в ОПГ.
Система бортовых измерений предназначена для
телеметрического контроля функционирования ОК, а ее данные
используются в системе контроля и диагностики для управления
бортовыми системами в автоматическом режиме и для выдачи
информации экипажу на пульты. СБИ имеет связи со всеми сос-
тавляющими ОК и включает датчики и преобразующие устрой-
ства, систему сбора и преобразования информации,
запоминающие устройства, собственные передатчики и блоки
связи для передачи информации через БРТК. Число измеряемых
параметров СБИ близко к 10 000, что отражает значительную
сложность ОК и самой СБИ.
Система электроснабжения обеспечивает электроэнергией
бортовые системы, двигательные установки и агрегаты ОК и
строится на базе СЭП, предназначенной для выработки и
накопления электроэнергии.
СЭП должна обеспечивать с помощью электрохимических
генераторов тока, работающих на газообразных компонентах
(кислород и водород), переменные режимы функционирования
комплекса бортовых систем с изменением потребляемой мощ-
ности от нескольких до десятков киловатт. Минимальное элек-
тропотребление необходимо ОК в периоды дежурного режима
полета, а максимальное — при выведении ОК на орбиту, при
работе научной или исследовательской аппаратуры, на спуске,
когда весь комплекс бортовых систем управления и контроля
решает задачу гашения скорости с космической до посадочной,
159
самолетной, обеспечивая при этом выведение ОК в район ПК,
совершение маневров и посадку. При выборе принципов пос-
троения и оптимизации параметров системы электроснабжения
потребовалось включение в ее состав блока аккумуляторов, под-
заряжаемых от ЭХГ и обеспечивающих электроснабжение
отдельных агрегатов и систем, находящихся на значительном
удалении от генератора и требующих при работе больших мощ-
ностей, в частности аккумуляторной системы питания хвосто-
вого отсека ОК. Для первых многосуточных полетов
планировалась установка ЭХГ и отдельной аварийной системы
электроснабжения, рассчитанной примерно на 1 сут полета, в
течение которых в случае аварийного отказа ЭХГ ОК должен
быть возвращен на Землю. Аварийная система электроснабже-
ния была основным источником энергии при первом беспилот-
ном полете, так как ЭХГ не устанавливалась.
Элементы системы распределения (распределительные
устройства и кабельные стволы), по которым электроэнергия,
выработанная ЭХГ или запасенная в аккумуляторных батареях,
поступает к бортовым системам, установлены во всех отсеках
ОК, а кабельные стволы располагаются, как правило, по бортам
и широкоразветвленной сетью проходят через все его отсеки и
агрегаты. Криостаты СЭП с хранящимися в них в криогенном
состоянии запасами кислорода и водорода размещаются в цен-
тральной части ОПГ вблизи центра масс ОК, так как расход
компонентов системы не должен влиять на его центровочные
характеристики. Столь сложная по своему построению СЭП с
ЭХГ, обеспечивающими мощность в несколько десятков кило-
ватт, планировалась для использования при создании отечес-
твенных КА впервые и была разработана на уровне последних
мировых достижений.
Средства жизнеобеспечения и обеспечения теплового режима
должны выполнять свои функции при значительном изменении
как состава экипажа, так и условий полета ОК. Их основной
особенностью является совокупность требований, предъявля-
емых к подобным средствам как для орбитальной станции,
рассчитанной на длительное существование, но не стартующей и
не возвращающейся на Землю с экипажем, так и для транспор-
тного КК, совершающего полеты с экипажем с Земли на орбиту
и обратно и рассчитанного на короткий пилотируемый полет.
Многоцелевое назначение ОК определило необходимость обес-
печения разнообразных и достаточно сложных работ экипажа
как внутри него, так и в открытом космосе, оснащения экипажа
ранцевыми и другими средствами для перемещения и проведе-
ния операций по сборке, а с учетом безопасности экипажа —
введения средств контроля герметичности отсеков, специальных
160
средств наддува, нескольких типов скафандров и других средств,
обеспечивающих жизнь и работу экипажа в разгерметизирован-
ном отсеке и в открытом космосе, катапультируемых кресел при
полетах двух и четырех членов экипажа, а также ряд других спе-
циальных средств и систем.
Существенно усложнилась по сравнению с другими типами
КА и построение СОТР, так как большие мощности СЭП, воз-
можность пребывания на борту до десяти человек экипажа
существенно (до 30...40 кВт) увеличивают внутреннее тепловы-
деление ОК, что усугубляется полетами на солнечных орбитах
(без захода ОК в тень Земли), при которых на 1 м2 его повер-
хности, обращенной к Солнцу, приходится более 1000 кал тепла.
Большие внутренние и внешние тепловые потоки (при опреде-
ленной ориентации к Солнцу может быть обращено примерно
350 м2 поверхности ОК) потребовали значительных пр площади
(160 м2) радиаторов, излучающих накопленное ОК тепло, так
как для поддержания температуры приборов, элементов кон-
струкции и газовой среды в герметичных отсеках в допустимых
пределах сумма внешних и внутренних тепловых потоков дол-
жна стремиться к нулю, что является основой обеспечения теп-
лового баланса КА.
При спуске в атмосфере внутреннее тепловыделение ОК дос-
тигает максимального значения, а внешнее возрастает на нес-
колько порядков, так как ОК с огромной скоростью входит в
атмосферу Земли и температура на его внешней поверхности в
теплонапряженных местах приближается к 2000 °C. На этом
участке полета из-за больших аэродинамических нагрузок и дей-
ствия других факторов радиаторы не могут использоваться,
поэтому для обеспечения теплового режима применяются спе-
циальная тепловая защита, покрывающая наружную поверхность
ОК, а также теплообменные агрегаты, сбрасывающие тепло за
счет испарения воды и аммиака (в ряде случаев в процессе орби-
тального полета также применяется сброс тепла испарением
воды).
Средства жизнеобеспечения включают:
систему газоснабжения (СГ);
систему наддува и разгерметизации (СНиР);
систему водообеспечения (СВО);
систему питания;
индивидуальные средства жизнеобеспечения (ИСЖО);
средства медико-биологического обеспечения.
Основные средства обеспечения должны размещаться в
кабине ОК и в СМ, некоторые блоки и элементы, в основном
баллоны с газами, водой, аммиаком и другими запасами рабочих
тел, — в негерметичных отсеках ОК, радиаторы СОТР — в ОПГ,
11 Заказ 192
161
имея общие элементы с его створками. Теплообменные агре-
гаты, блоки управления, гидрокоммуникации и другие элементы
СОТР должны находиться во всех без исключения отсеках ОК.
Более подробные сведения по СЖО и. СОТР приведены в гл. 6.
Средства обеспечения работ с полезными грузами и другими КА
должны включать:
стыковочный модуль, являющийся специализированным
отсеком ОК, оснащенным комплексом систем и средств, обеспе-
чивающих выходы членов экипажа в космос, переходы в другие
КК и орбитальные станции, а также средств, участвующих в
сближении и стыковке;
бортовые манипуляторы для проведения погрузочно-разгру-
зочных работ и систему их крепления;
систему крепления полезного груза и связей с ним, рассчи-
танную как универсальное средство на различные ПГ;
специализированные средства терморегуляции, управления,
освещения и др.
Системы и элементы средств обеспечения работ с ПГ должны
иметь тесные и разветвленные связи с большинством систем
ОК. Так, на СМ установлены радиотехнические и оптические
датчики СУ, весь комплекс средств связи с централизованными
системами и средствами, обеспечивающими электропитание,
термостатирование, управление и контроль с использованием
как бортовых автоматических систем и средств, так и систем,
обеспечивающих решение этих задач с участием НКУ.
4.2. ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ ПРОГРАММЫ
РАБОТЫ БОРТОВЫХ СИСТЕМ
4.2.1. Принципы построения логики управления
Проектирование КА связано с одновременным проведением
исследований и разработок по выбору принципиальных схем
решения целевой задачи, баллистической, компоновочной,
силовой и аэродинамической схем, состава и характеристик
бортовых систем, агрегатов и двигательных установок, массовых
характеристик, программы полета, логики функционирования
бортовых систем, управления полетом, балансов расходуемых
элементов и по решению других вопросов, определяющих
проектные характеристики создаваемого ОК.
Из всех проектных работ по своей значимости основными
являются две: первая — создание материальной части ОК, выбор
его облика, силовой основы, компоновочной схемы, состава,
массо-центровочных и других характеристик и
вторая — разработка программно-логического обеспечения
162
полета и последовательности решения предусмотренных прог-
раммой задач. Образно можно представить, что первая — это
создание тела КА, а вторая — его мозга с заложенными в него
возможностями реализации штатной программы и логики
поиска выхода в случае возникновения нештатных ситуаций.
Логика функционирования КА ранних разработок была отно-
сительно проста и реализовывалась на аппаратурных решениях,
использующих в основном релейные принципы. Позднее стали
появляться более сложные программные устройства и бортовые
цифровые вычислительные машины (БЦВМ), из которых пос-
ледние обеспечивали, как правило, решение отдельных наиболее
сложных задач (сближение и стыковку в космосе, навигацию,
прогноз траектории движения и т. п.).
Программно-логическая документация для КА одноразового
использования, предназначенных чаще всего для решения одной
целевой задачи, разрабатывалась с глубоким анализом всех воп-
росов, в первую очередь связанных с обеспечением надежности
и безопасности полета. Такой подход соответствовал уровню
развития техники и обеспечивал увязку отдельных фрагментов
логики между собой с учетом многообразных связей. С возраста-
нием сложности задач проблема увязки всего комплекса логи-
ческих вопросов принятыми ранее методиками резко
усложнилась.
Проектирование ОК многоразового использования в связи с
существенным усложнением программы полета потребовало
новых принципиальных решений для разработки логики его
функционирования в полете.
Основы построения программы полета и работы бортовых
систем для ОК “Буран” создавались на ранней стадии его проек-
тной разработки и в своей основе имели два принципиальных
положения: первое — разделение логики управления на иерархи-
ческие уровни, соответствующие приоритетам задач, решаемых в
процессе полета, и второе — использование на каждом иерархи-
ческом уровне типовых модулей, которые являются “кирпи-
чами” для построения многовариантных программ полета и
логики функционирования бортовых систем.
Для ОК “Буран” были выбраны три основных иерархических
уровня логики:
первый, определяющий стратегию целевых задач полета, —
управление программой полета, основным структурным модулем
которого стала типовая полетная операция (ТПО);
второй, обеспечивающий решение одной из частных конкрет-
ных задач программы полета, — управление типовой полетной
операцией, основу построения которой определяла совокупность
... 163
режимов всего комплекса бортовых систем, агрегатов и двига-
тельных установок;
третий, определяющий логику функционирования системы в
процессе выполнения ее частной задачи, — управление режимом
работы бортовых систем, основным составляющим элементом
которой является группа взаимосвязанных алгоритмов, реализу-
ющих необходимую последовательность и логику работы отдель-
ных функциональных трактов и приборов системы.
Существуют уровни и более мелкого плана: отдельные алго-
ритмы, команды и т. п.
Управление программой полета, являясь вершиной иерархи-
ческой структуры построения логики (рис. 4.2), определяет
реализацию программы полета и требования к логике всех пос-
ледующих уровней, в том числе и к программе комплекса борто-
вых систем в ТПО. Кроме программы полета на построение
ТПО существенно влияют требования, определяемые особеннос-
тями обеспечения управления полетом средствами НКУ, а также
особенностями построения и функционирования всех составля-
ющих комплекса бортовых систем.
Программа работы комплекса бортовых систем создается в
два этапа: на первом разрабатывается банк режимов работы сис-
тем, агрегатов и двигательных установок ОК, а на втором —
логика выполнения типовой полетной ориентации. Эта прог-
рамма — результат исследования взаимосвязей между составля-
ющими ОК и разработкой алгоритмов, обеспечивающих увязку
их функционирования в процессе выполнения задач типовой
полетной ориентации с учетом всех ограничений и условий, в
Уровни
Вариант программы
Первый -
управление
просранной
полета.
Основной (штатнапг—--
программа полета) \
Резервные (нештатные
программы полета)
Ц Зс.ит Н п сит }-Лп*1 сут
Количество
вариантов
20-30
Второй -
управление
типовой полет-
ной операцией
ТПО штатные
ТПО резервные
80-100
Третий -
управление
режимами работа
бортовых систем
I СУ I
РУ-QQ1 1
I &РТК I
-j-pp-ын I
I C0T.P~\
4 pT-001]
Н РГ-... I
500-1000
Рис. 4.2. Иерархические уровни логики OK
164
том числе накладываемых внешними для ОК факторами и сред-
ствами. Сложность программы определяется не только разнооб-
разием систем и их связей, но и жесткостью требований
верхнего уровня, так как невыполнение требований управления
программой полета, как правило, приводит к недопустимому
изменению принципиальных проектных параметров.
Управление программой полета по своему построению пред-
ставляет последовательность взаимосвязанных событий, направ-
ленных на решение всех целевых задач полета. Программа
содержит основной, выбранный в качестве штатного, и множес-
тво резервных вариантов действий, предусматривающих либо
продолжение полета с изменением последовательности решения
задач, либо при невозможности решения одной из них ее
исключение из программы и изменение последовательности
других задач. Большинство резервных программ составляют
варианты действий, обеспечивающие в случае возникновения
нештатных ситуаций досрочное возвращение ОК на Землю,
почти всегда предусматривающие прекращение выполнения
целевых задач и отдающие приоритет безопасности экипажа.
Особенности программ полета — это главный фактор, опре-
деляющий выбор логики всех иерархических уровней. В соответ-
ствии с назначением ОК в процессе полета по околоземным
орбитам, имеющим различные высоты и наклонения, программа
полета решает следующие основные целевые задачи:
проведение маневров в космосе, в том числе сближение и
стыковку ОК с другими КА;
погрузочно-разгрузочные работы с использованием бортовых
манипуляторов и других средств, обеспечивающих выгрузку дос-
тавленных с Земли КА и других ПГ, их погрузку в ОК для дос-
тавки в другие районы космического пространства или
возвращения на Землю;
строительные, ремонтные и другие работы, проводимые
экипажем при выходе в ОПГ или в открытый космос;
проведение исследований, экспериментов и производство на
борту материалов, сплавов, медицинских препаратов и т. п. с
использованием различной аппаратуры и оборудования, разме-
щенных как внутри герметических отсеков ОК, так и вынесен-
ных в открытый космос.
Каждая из целевых задач имеет свои особенности и решается,
как правило, поэтапно. По завершении некоторых из них воз-
можны различные варианты их продолжения, поэтому решение
каждой крупной целевой задачи в плане программно-логичес-
кого обеспечения разбито на более мелкие этапы, сочетание
которых позволяет реализовать все варианты целевой задачи.
Так, при проведении сближения и стыковки наиболее сложной
165
задачей является стыковка, выполняемая поэтапно, хотя неко-
торые из ее этапов могут стать самостоятельной задачей полета
ОК (например, подход к другому КА, зависание на заданном
расстоянии и проведение с помощью манипуляторов ремонтных
или других работ или только его облет, что не требует стыковки
и имеет самостоятельное значение), в связи с чем логика реше-
ния сложной целевой задачи обычно описывается несколькими
последовательно выполняемыми фрагментами программы.
4.2.2. Типовые полетные операции
Типовая полетная операция — фрагмент программы, в
процессе реализации которого решается одна из задач прог-
раммы полета ОК. ТПО имеют три основных типа:
первый — непосредственно решает целевую задачу полета;
второй — обеспечивает решение целевых задач полета; такие
ТПО можно считать технологическими, хотя некоторые из них
по сложности не уступают целевым;
третий — обеспечивает реализацию резервных программ
полета, которые выявляются в результате исследований надеж-
ности построения систем ОК и рассчитываются на случай воз-
можного появления отказов, приводящих к нештатным
ситуациям.
Для решения многих целевых задач и возвращения с орбиты
на Землю необходимы высокая точность ориентации осей ОК и
знание его местоположения в околоземном пространстве. Эти
задачи должны'решаться за счет проведения в полете с необхо-
димой периодичностью ТПО, обеспечивающих коррекцию
БИСК, хранящейся в памяти БЦВК, и уточнения с помощью
навигационных измерений вектора состояния ОК. Другим
примером технологических ТПО являются операции, связанные
с раскрытием после выведения ОК на орбиту таких элементов
его конструкции, как створки ОПГ, радиаторы системы термо-
регулирования, а также с их закрытием при приведении ОК в
атмосферную конфигурацию перед его спуском с орбиты на
Землю.
Реализация ТПО резервных вариантов программы полета
обычно предусматривает переход при выведении ОК на орбиту
ИСЗ в случае отказов двигателей или других средств PH к реали-
зации маневра возврата или одновитковой траектории (с посад-
кой на ВПП ПК, расположенного в районе старта), переход в
орбитальном полете при особо опасных ситуациях к реализации
резервной программы спасения экипажа ОК с помощью кораб-
ля-спасателя и т. п.
Определенная часть ТПО постоянна и не зависит от конкрет-
ных, решаемых в данном полете задач. Это операции, обеспечи-
166
Таблица 4.1
Типовые полетные операции
Операция Тип
Выведение Совместный полет PH и ОК Маневр возврата Одновитковая траектория Экстренное возвращение Орбитальный полет Разделение и выдача первого разгонного импульса Выдача второго разгонного импульса Дежурный полет Перезагрузка Открытие-закрытие створок ОПГ Коррекция БИСК Межорбитальный маневр Автономная навигация Подготовка к сходу с орбиты Сход с орбиты Сближение и стыковка, совместный полет (несколько ТПО) Работа с ПГ (несколько ТПО) Тестовые операции (несколько ТПО) Срочный спуск, подъем (несколько ТПО) Ожидание корабля-спасателя (несколько ТПО) Выход в отсек ПГ (несколько ТПО) Исследования, эксперименты, монтажные и другие работы (несколько ТПО) Спуск и посадка Полет в атмосфере до высоты: 40 км 20 км 5 км Посадка, пробег, останов на ВПП ПК Выключение систем ОК Штатная Резервная То же » Штатная То же » » » » » » » » » » » » » Штатные и резервные То же Штатная То же » » Штатная и резервная
вающие функционирование ОК при выведении на орбиту, при
возвращении на Землю, при проведении технологических опера-
ций и операций построения резервных вариантов программы
полета (табл. 4.1).
Переменная часть ТПО определяется главным образом реше-
нием целевых задач и, в первую очередь, проведением конкрет-
ных исследований, экспериментов, исследовательских,
технологических и других работ.
Совместный полет ОК и PH при штатном функционировании
описывается одной ТПО, включающей переход от КП до отделе-
ния ОК от последней ступени PH. В резервных вариантах прог-
167
раммы полета этого участка существует набор ТПО,
позволяющих реализовывать маневр возврата, полет по траек-
тории экстренного возвращения и полет по одновитковой траек-
тории.
Орбитальный полет условно делится на несколько участков,
которые имеют свой набор ТПО. Две из них предназначены для
довыведения ОК с орбиты, формируемой PH, на опорную
орбиту, причем в первой операции происходят отделение и увод
ОК от ракетного блока, подготавливается и включается двига-
тель для выдачи разгонного импульса, переводящего ОК на
переходную эллиптическую орбиту, а во второй — подготовка и
перевод ОК на опорную орбиту, а также гашение его угловых
скоростей после выключения ДОМ.
Начальный участок орбитального полета по опорной орбите
включает проведение “загрузки” оперативного запоминающего
устройства СУ программами, обеспечивающими орбитальный
полет (ТПО “Перегрузка”), приведение конструктивных элемен-
тов в конфигурацию, необходимую для функционирования ОК в
орбитальном полете (ТПО “Открытие створок ОПГ”), а также
операции, по результатам которых принимается решение о воз-
можности реализации длительного полета (ТПО “Коррекция
БИСК с помощью ЗСП и РВВ”).
Последующий орбитальный полет имеет следующие ТПО,
условно считаемые технологическими:
“Дежурный полет” (несколько вариантов);
“Межорбитальный маневр” (с разновидностями, позволя-
ющими выполнять одно- и двухимпульсный переходы с одной
орбиты на другую);
“Коррекция БИСК” (три варианта);
“Автономная навигация” (несколько вариантов решения
задачи при взаимодействии бортовых систем ОК со средствами
спутниковой навигационной системы или (при измерении)
только бортовыми средствами);
“Тестовые операции” (проверка взаимодействующих средств,
функционирующих перед сходом ОК с орбиты: ТПО “Тест
спуска”, “Загрузка оперативного запоминающего устройства”,
“Закрытие створок ОПГ”).
При выполнении целевых задач орбитального полета ОК
используется набор ТПО, определяющих этапы сближения,
облета, зависания, стыковки (при необходимости) и совместного
полета в состыкованном состоянии; работы с бортовым манипу-
лятором по обслуживанию ПГ; выход членов экипажа за
пределы герметичных отсеков и проведение различных работ;
эксперименты, исследования и технологические работы как в
автоматическом, так и в ручном режиме.
168
В резервных программах орбитального участка дополни-
тельно используются ТПО, обеспечивающие ожидание кораб-
ля-спасателя и взаимодействие с ним при спасательных работах;
срочные подъем орбиты и спуск, отвод при сближении, сты-
ковке и работе с КА, отстрел манипулятора и отвод ОК от
бортового манипулятора, а также выдвижной части СМ, если в
результате отказа они не позволяют перевести ОК в атмос-
ферную конфигурацию или угрожают ему соударением.
Завершающий этап орбитального полета включает ТПО,
поэтапно решающие задачи подготовки бортовых систем и
экипажа к возвращению на Землю, а также схода ОК с орбиты и
перевода его на траекторию спуска. ТПО “Подготовка к спуску”
включает укладку и закрепление съемного оборудования во
избежание его перемещения и ударов при действии перегрузок
на участке полета в атмосфере, надевание членами экипажа ска-
фандров на случай возможной разгерметизации ОК, подверга-
ющегося на участке спуска значительным силовым и тепловым
воздействиям, занятие ими рабочих мест с фиксацией в креслах,
подключение к коммуникациям СЖО и СОТР, включение
средств радиотелефонной связи с ЦУП, а также средств системы
отображения информации и органов управления. В процессе
ТПО “Подготовка к спуску” происходят закрытие створок ОПГ
и приведение других элементов конструкции ОК в атмосферную
конфигурацию; проверка всего комплекса систем, функциони-
рующих при полете в атмосфере; расчет времени включения
двигателя и данных для выдачи тормозного импульса и нас-
тройки средств системы управления; выведение в необходимые
для реализации дальнейшего полета режимы всего комплекса
бортовых систем ОК.
В таком состоянии ОК должен выполнять полет до вычислен-
ного СУ момента перехода к следующей ТПО “Сход с орбиты
ИСЗ и полет ОК на внеатмосферном участке”, которая включает
программный разворот для занятия ОК в пространстве углового
положения, необходимого для выдачи тормозного импульса,
включение двигателей РСУ для создания весомости, а затем
вывод на режим ДОМ. После выключения ДОМ происходит
успокоение углового движения, ОК разворачивается и, сохраняя
ориентацию, продолжает полет по траектории спуска. При дос-
тижении высоты порядка 120 км СУ включает, дополнительные
системы и средства, функционирующие в атмосфере, а на
высоте 100 км передает эстафету ТПО участка спуска.
Полет на участке спуска при возвращении ОК с орбиты на
Землю включает несколько ТПО, определяющих этапы
спуска (40, 20 и 5 км), которые завершаются заходом на посадку,
посадкой, пробегом и остановом ОК.
169
Программа работы бортовых систем в ТПО определяет
последовательность изменения режимов боротовых систем ОК в
ходе выполнения операций.
Режимы работы бортовой системы — это логика следования
процессов и изменение характеристик системы при решении
одной из задач. Основными характеристиками режима являются
время решения задачи, затраты электроэнергии и других компо-
нентов, достигаемые параметры и функции, выполняемые систе-
мой, условия и ограничения на реализацию режима и
обеспечение его со стороны других систем ОК, а также
временные данные выполнения отдельных промежуточных
этапов, т. е. циклограмма выполнения режима, и другие специ-
фические сведения. Банк режимов работы бортовых систем ОК
“Буран” превышает 500.В процессе разработки программы
работы бортовых систем кроме определения последовательности
выполнения задач ТПО рассчитываются расходуемые в опера-
ции запасы бортовых систем. Каждая система при своем фун-
кционировании потребляет электроэнергию, некоторые из них
расходуют газ, воду и другие жидкости, некоторые реализуют
химические и физические процессы, вырабатывают воду и газы
и поглощают вредные примеси. Запасы расходуемых элементов
на борту определяются программой конкретного полета ОК,
поэтому в комплект полетной документации входит расчет их
баланса.
Баланс расходуемых элементов бортовых систем определяет
необходимые запасы рабочих элементов систем для каждого
полета ОК и строго регламентирует их расход в процессе полета.
Информация по расходам каждой системы содержится в банке
режимов и в документации на бортовые системы. Основой
расчета баланса являются данные расхода для каждой ТПО, а
также последовательность их выполнения в процессе полета.
Расчет баланса выполняется как для штатной программы полета,
так и для ее резервных вариантов, разрабатываемых для нештат-
ной ситуации. Как правило, определяющими с точки зрения
максимума потребного расхода являются резервные программы.
Основными расходуемыми элементами являются следующие:
электроэнергия, запасы компонентов для выработки которой
находятся в составе СЭП;
топливо ОДУ, расходуемое в основном при межорбитальных
переходах, в том числе для сближения и стыковки с другими КА,
программных разворотов и ориентации;
вода и аммиак СОТР, расходуемые в процессе орбитального
полета на участках, где количество тепла, поступающего в ОК,
превышает возможности радиаторов по его сбросу, а также на
участках выведения на орбиту и спуска, на которых радиаторы
не используются;
170
кислород, воздух, поглотители газов и влаги, пища, питьевая
вода, расходуемые элементы скафандров и другие элементы,
входящие в состав СЖО и медицинского обеспечения экипажа.
Расчет баланса включает также и учет запасов носителя
информации запоминающих устройств БРТК, БТК и СБИ, в
том числе и восстанавливаемых запасов запоминающих устрой-
ств после сброса информации по радиоканалу на Землю.
Расчет баланса выполняется на всех стадиях создания ОК и
по мере приближения к пуску более точно отражает реальные
расходы системы, которые подтверждаются результатами назем-
ной экспериментальной отработки. Расчет расходуемых матери-
алов в ТПО является составной частью комплекса документов
программы работы бортовых систем.
Взаимосвязи бортовых систем, их разнообразие и глубина уже
отмечались как одна из характерных особенностей ОК. Постро-
ение комплекса бортовых систем ОК основано на централиза-
ции управления и контроля. До определенного времени при
разработке летательных аппаратов, в первую очередь самолет-
ного типа, стремились к созданию систем, обладающих макси-
мальной автономией, так как она существенно сокращает связи
между бортовыми системами и предусматривает наличие в ее
составе всех средств, необходимых для решения поставленной
перед ней задачи. Как правило, минимальная централизация
летательных аппаратов с автономными системами сводилась к
введению в состав единой СЭП. Так, автономная система
выпуска шасси, подключаемая к СЭП по команде летчика, сама
выполняет всю последовательность действий от подготовитель-
ных операций до ее полного завершения. Такая система вклю-
чала блоки логики, контроля и диагностики, датчики,
сигнализаторы и индикаторы, установленные на пульте пилота,
бортовую кабельную сеть и другие элементы.
Принцип автономности четко определяет ответственность
разработчика бортовой системы за решение конечной задачи.
Однако автономность по сравнению с централизацией увеличи-
вает массу системы и летательного аппарата в целом, так как
при централизации из состава системы могут быть исключены
блоки логики, контроля и диагностики, а также ряд других
элементов.
На ОК резко возросло количество централизованных систем,
а содержание связей между бортовыми системами по реализации
вышло на новый качественный уровень с широким использова-
нием средств коммуникации, каналов уплотнения информации
и других прогрессивных решений.
171
Определено, что бортовые системы ОК должны централизо-
ванно выполнять:
управление движением и навигацией;
управление бортовыми системами;
контроль и диагностику;
обеспечение электропитания;
обеспечение жизнедеятельности и безопасности экипажа и
поддержание температурного режима;
обеспечение радиосвязи с НКУ.
Поэтому на ОК большая часть систем выполнена с учетом
централизованного обслуживания всех средств ОК, а определе-
ние и реализация обмена информацией между системами стали
одной из основных задач разработки программно-логического
обеспечения. Это затрагивает все иерархические уровни логики,
в том числе программу работы бортовых систем в ТПО.
Основные связи между системами рассмотрим на примере
ТПО, в которой происходят разделение и выдача первого
разгонного импульса при довыведении. Одной из ее характерных
особенностей является связь между средствами ОК и PH. После
выключения двигателей последней ступени PH происходит
успокоение углового движения связки ОК—PH, вырабатывается
команда на отделение ОК и начало его автономного полета. Эти
задачи решаются при совместной работе СУ ОК и КАУ PH. Для
обеспечения надежности разделения предусмотрено формирова-
ние команды разделения как со стороны PH, так и со стороны
ОК, что также требует взаимного обмена информацией между
ними. Кроме того, на этом этапе КАУ PH выдает в СУ ОК.
вектор состояния, информацию о штатном завершении процесса
выведения или наличии отклонений, а также другие сведения,
определяющие начальные условия управления самостоятельным
полетом ОК.
Последовательность выполнения основных процессов реали-
зации первой ТПО орбитального полета определяет также
тесную взаимосвязь СУ и ОДУ ОК. В начале ТПО с учетом
реализованного процесса выведения на PH СУ должна выпол-
нять:
расчет первого импульса довыведения;
программный разворот ОК;
включение двигателей РСУ для создания перегрузки, необхо-
димой для запуска ДОМ;
стабилизацию углового положения ОК при выдаче разгонного
импульса;
выключение ДОМ после набора заданного значения ско-
рости;
172
успокоение ОК и его перевод в ориентацию, необходимую
для полета по промежуточной орбите;
поддержание ориентации до подхода к зоне выдачи второго
разгонного импульса.
Первая группа взаимосвязей — взаимодействие СУ и ОДУ —
определяет и реализует динамическое состояние ОК в процессе
решения задачи довыведения, а режимы их работы обеспечи-
вают решение основной задачи рассмотренной ТПО, выпол-
нению которой подчинено функционирование всех остальных
средств ОК.
Вторая группа взаимосвязей характеризует связь динамичес-
ких процессов с режимами работы систем и средств, контроли-
рующих эти процессы и функционирование ОК в целом. Для
решения этой задачи с учетом комплектации средств НКУ воз-
можно изменение режимов работы радиотелеметрической сис-
темы, БРТК, БТК и других систем. Условия связи и
ограничения бортовых средств на различных этапах выполнения
ТПО диктуют необходимость различных режимов радиосвязи:
через СР или наземные командно-измерительные комплексы
(КИК), в режиме непосредственной передачи или записи и вос-
произведения, а также с изменением информативности, содер-
жания программ сбора информации и других характеристик
комплекса средств связи.
Третья группа взаимосвязей определяется необходимостью
изменения режимов работы СЖО, СОТР и СЭП, так как в
разных режимах бортовые системы требуют от СЭП различные
мощности и выделяют неодинаковое количество тепла.
Кроме этих трех групп существуют также взаимосвязи борто-
вых систем с элементами конструкции и системами планера,
системой отображения информации, системами обеспечения
безопасности и другими средствами ОК.
Основная часть связей между бортовыми системами осущес-
твляется через СУ ОК. Занимая особое положение среди ком-
плекса бортовых систем, СУ решает в процессе полета
баллистические и динамические задачи, выбирая оптимальные
пути реализации полета с учетом многочисленных ограничений,
накладываемых как внешними для ОК, так и внутренними фак-
торами, определяет последовательность выполнения программ
полета и реализует управление и контроль практически всеми
бортовыми системами, обмениваясь с ними разнообразной
информацией.
173
4.3. СИСТЕМЫ OK
4.3.1. Бортовой радиотехнический комплекс
Бортовой радиотехнический комплекс во взаимодействии с
наземными средствами и службами предназначен для выполне-
ния основных функций по управлению полетом ОК с Земли и
обеспечивает:
двусторонний обмен командно-программной информацией
между БЦВК, входящим в состав СУ ОК, и НКУ;
траекторные измерения для определения параметров орбит и
траекторий движения ОК на различных участках его полета;
передачу на Землю ТМИ о состоянии экипажа, функциони-
ровании всех систем и средств ОК, а также результатов исследо-
ваний, экспериментов и работы средств ПГ;
двусторонний обмен радиотелефонной информацией при
переговорах с Землей и с экипажами других КА при выполнении
в процессе полета совместных программ, а также прием и регис-
трацию телеграфной информации;
внутреннюю переговорную связь между членами экипажа,
находящимися в ОК, и при выходе их в ОПГ или открытый кос-
мос;
передачу на Землю телевизионной информации.
Кроме того, БРТК записывает и хранит на борту различные
виды информации, участвует в коррекции бортовой шкалы
времени, решает специфические задачи связи со средствами ПК,
запасных аэродромов и аэродромов вынужденной посадки и
другие задачи.
Бортовой радиотехнический комплекс (рис. 4.3) по своей
структуре базируется на использовании трех радиолиний
(табл. 4.2):
радиолинии дециметрового диапазона, обеспечивающей
непосредственную связь ОК с наземными и плавучими КИК и
ЦУП через СР, находящиеся на геостационарной орбите;
радиолинии сантиметрового диапазона, обеспечивающей
связь через СР;
радиолинии метрового (ультракоротковолнового) диапазона,
обеспечивающей непосредственный обмен информацией между
ОК и наземными или плавучими КИК, а также средствами ПК и
запасных аэродромов без задействования канала связи через СР.
Сантиметровый диапазон имеет две остронаправленные пара-
болические антенны и два комплекта приемопередающей аппа-
ратуры, обеспечивающие связь с Землей при любом положении
ОК в пространстве.
Дециметровый диапазон построен на базе троированной
схемы с использованием трех приемопередающих трактов и
174
БРТК
Рис. 4.3. Структурная схема бортового радиотехнического комплекса
имеет активную фазированную антенную решетку — пять бло-
ков и две всенаправленные антенны.
Ультракоротковолновый диапазон резервирован как по
приемному, так и по передающему тракту, имеет набор всенап-
равленных антенн, используемых для связи как с наземными и
плавучими КИК, так и с ПК и запасными аэродромами.
Наличие трех радиолиний, а также особенности построения
СБИ и БТК обеспечивают высокую надежность связи ОК с
ЦУП, ПК и аэродромами как за счет аппаратурного резервиро-
вания БРТК, так и за счет создания функционального резерва,
позволяющего в случае невозможности выполнения какого-либо
режима по одной из радиолиний использовать другую.
Таблица 4.2
Основные характеристики радиолиний БРТК
Параметр Значение или характеристика
Радиолиния сантиметра Количество телевизионных каналов Скорость передачи информации: научной, Мбод телеметрической, кбод командно-программной, кбод Тип антенны Эквивалентная мощность изотропного излучения в направлении на СР Рку, Вт Количество антенн Обзор антенн вого диапазона 1 6 256 256 Остронаправленная, параболи- ческая 4,8- 105 2 Полная сфера
175
Продолжение табл. 4.2
Параметр Значение или характеристика
Время подготовки и вхождения в связь, с Радиолиния дециметров Скорость приема и передачи информаци- онного потока (максимальная), кбод: при работе через СР: по запросу по ответу при работе с наземными и плавучими КИК: по запросу по ответу Виды информации в структуре единого цифрового потока и информативность, кбод: по запросу: командно-программной научной радиотелефонной радиотелеграфной по ответу: командно-программной научной радиотелефонной радиотелеграфной телеметрической Тип антенн Обзор АФАР Эквивалентная мощность изотропного излучения Рку, Вт: всенаправленной антенны АФАР Время подготовки и вхождения в связь, с Радиолиния метрового (ультракорс Основные режимы работы Тип антенн Дальность связи, км: с наземными и плавучими КИК с ПК и запасными аэродромами с другими КА До 150 юго диапазона 32 64 128 256 8 До 128 16 2,4 8 До 128 16 2,4 До 256 Всенаправленные, АФАР (пять блоков) Полная сфера >0,25 >80 До 40 тпсоволнового) диапазона Переговорный дуплексный через собственные приемопередат- чики или через БРТК, а также с использованием внутренних переговорных устройств; запись на магнитофон; воспроизведение и обмен телеграфной информацией Всенаправленные 2000 500 30
176
Программа работы БРТК предусматривает возможность зада-
ния режимов его работы, организацию сеансов связи и их прове-
дение по инициативе и при управлении с Земли и экипажа на
борту ОК, а также автоматически СУ по заранее составленному
расписанию сеансов связи или в случае появления некоторых
нештатных ситуаций.
Функции БРТК реализуются при его совместной работе с СУ
ОК, которая кроме управления режимами обеспечивает прием
информации от БРТК и ее логическую обработку, наведение
остронаправленных антенн и лучей фазированной антенной
решетки на СР и управление этими средствами в процессе
проведения сеанса связи, реализацию логики использования
резерва БРТК при возникновении нештатных ситуаций и т. п.
4.3.2. Бортовой телевизионный комплекс
Бортовой телевизионный комплекс предназначен для получе-
ния и передачи видеоинформации на Землю и для отображения
ее экипажу. Информация, передаваемая на Землю, должна
попасть в ЦУП в первую очередь для контроля проведения
экипажем сложных операций и оценки функционирования
бортовых систем ОК, что позволит его специалистам и службам
оценить все факторы, связанные с обеспечением безопасности
проведения работ, и в случае необходимости выдать экипажу
рекомендации или изменить режимы работы бортовых систем
ОК (с помощью командных воздействий, реализуемых через
БРТК) или в исключительных случаях приостановить или отме-
нить выполнение операции. Кроме того, с борта ОК на Землю
также возможна передача видеоинформации, связанной с науч-
ными исследованиями и экспериментами, и репортажей для
специалистов и широкой общественности.
Видеоинформация, отображаемая экипажу, необходима для
проведения ТПО сближения и стыковки, работы с ПГ при
ручном управлении, на заключительном участке спуска и
посадки и существенно расширяет возможности обзора по срав-
нению с наблюдением через иллюминаторы, при этом на
экранах оперативно может отображаться и дополнительная
информация, необходимая для выполнения операции. БТК
может широко использоваться для контроля динамических
процессов, функционирования бортовых систем, получения
справочной и вспомогательной информации, а также для прос-
мотра фильмов, сюжетов и передач, что создает комфортные
условия экипажу во время отдыха на орбитальном участке
полета.
12 Заказ 192
177
Рис. 4.4. Структурная схема бортового телевизионного комплекса
Кроме того, БТК может обеспечить запись изображения на
видеомагнитофон с возможностью воспроизведения, обмен
телевизионными сигналами с другими системами ОК и другими
КА после стыковки с ними и т. п. Телевизионная информация о
идущем на борту процессе может передаваться на Землю практи-
чески с любого участка полета ОК, кроме участка плазмообразо-
вания при полете в атмосфере после схода с орбиты.
Бортовой телевизионный комплекс (рис. 4.4) должен вклю-
чать:
комплект телевизионных камер (цветных и черно-белых) с
различными характеристиками (состав определяется конкрет-
ными задачами полета);
комплект видеоконтрольных устройств, устанавливаемых на
пультах рабочих мест членов экипажа в кабине ОК;
видеомагнитофон;
аппаратуру распределения команд управления и электроснаб-
жения, блоки коммуникации средств БТК и синхронизации их
работы;
блок радиопередатчиков;
аппаратуру связи с БРТК и другими системами ОК.
На ОК “Буран” предусмотрены телевизионные камеры, обес-
печивающие контроль проведения конкретной операции, не
меняющие положение в процессе полета ОК, и многоцелевые
телевизионные камеры, выполненные в ручном варианте для
установки в различных местах, определяемых особенностью
178
репортажей или проводимых работ. Для контроля процессов
сближения, стыковки и перехода членов экипажа из ОК в
другой КА и обратно предусмотрено использование нескольких
телевизионных камер, минимальный набор которых обеспечи-
вает при сближении наблюдение со значительных расстояний
КА, с которым осуществляется сближение, прицеливание и
управление ОК на малых расстояниях. Для обеспечения работ с
бортовыми манипуляторами и ПГ должны устанавливаться как
минимум по одной камере на каждом манипуляторе в районе
захватывающего устройства и подвижные камеры с приводными
механизмами, позволяющими изменять угловое положение оси
визирования камер и разворачивать их по заданной программе.
Кроме того, в ОПГ должны размещаться две камеры панорам-
ного обзора и несколько дополнительных камер для наблюдения
за членами экипажа при их работе вне кабины, а также для кон-
троля работы СКПГ, связи ПГ с бортовыми системами ОК и
наблюдения самих ПГ и работ, проводимых с ними. Комплект
камер, устанавливаемых в ОПГ, в пределах зоны их обзора
может использоваться для контроля состояния и функциониро-
вания створок ОПГ, радиаторов СОТР, части ТЗП, механизмов
и аппаратуры бортовых систем и других элементов ОК. Телеви-
Таблица 4.3
Основные характеристики БТК
Параметр Значение или характеристика
Телевизионные камеры: тип обзор объектива Видеоконтрольные устройства: тип число строк в кадре число кадров в секунду формат кадра, дм2 Видеомагнитофон: тип время, мин: записи (воспроизведения) одной кассеты перемотки Передатчик (2 шт.): мощность, Вт антенна Стационарные, ручные переносные, со сменными объективами, цветные или черно-белые 58 х 40°, 64 х 50°, 14 х 10° Стационарные, цветные или черно-белые 625 < 25 4x3 Кассетный 50 6 10 Всенаправленная
12*
179
зионные камеры должны устанавливаться также в командном и
бытовом отсеках кабины экипажа.
Переносные камеры позволяют передавать на Землю или
записывать на видеомагнитофон изображения деталей
интерьера, аппаратуры и различных элементов конструкции
кабины, а через иллюминаторы — Земли и внешней для ОК
обстановки. Видеоконтрольные устройства, установленные в
кабине практически на всех рабочих местах, позволяют выво-
дить как одинаковые, так и разные кадры на каждое рабочее
место. Аппаратура ВТК должна быть установлена в основном в
кабине экипажа, а антенна передающей системы — на внешней
поверхности ОК под теплозащитным покрытием.
Основные характеристики ВТК приведены в табл. 4.3.
4.3.3. Система бортовых измерений
Система бортовых измерений предназначена для передачи в
ЦУП информации о состоянии здоровья и деятельности членов
экипажа, функционировании ОК, результатах работы науч-
но-исследовательской аппаратуры, систем и средств ПГ, выдачи
необходимой информации экипажу, выполнения контроля и
диагностики бортовых систем, а также для проведения наземных
испытаний ОК на этапе его подготовки к полету. СБИ должна
обеспечить:
измерение физических величин, характеризующих состояние
членов экипажа, бортовых систем, среды обитания человека и
условий функционирования приборов, агрегатов и конструкции;
контроль состояния элементов систем, а также кодов, приз-
наков и команд, вырабатываемых комплексом бортовых систем
в процессе взаимодействия входящих в него средств;
сбор, обработку и преобразование информации от измери-
тельных средств и элементов, ее передачу в радиолинию или на
запись в запоминающие устройства системы;
передачу информации на Землю через собственные радиопе-
редающие устройства или через БРТК;
выдачу информации в СКД для использования ее в целях
управления бортовыми средствами как в автоматическом, так и в
ручном режиме управления.
Результаты измерений должны передаваться непосредственно
по ходу идущего на борту КА процесса в ЦУП или, когда это
невозможно, записываться в запоминающих устройствах СБИ и
затем передаваться на Землю при очередном пролете КА в зоне
видимости средств наземного КИК. В ряде случаев записанная в
память информация может доставляться на Землю после
посадки КА или его СА.
180
Основные отличия СБИ ОК “Буран” от существующих на
других КА:
возросшие объемы измерений и масштабы контроля борто-
вых систем и преобразования информации, а также повышение
глубины предварительной ее обработки;
наличие развитых связей с СУ, СКД и БРТК;
наличие системы запоминающих устройств различного назна-
чения, в том числе спасаемого запоминающего устройства и сис-
темы автономной регистрации измерений быстроизменяющихся
процессов.
Система бортовых измерений ОК (рис. 4.5) в процессе реали-
зации программы летных испытаний способна менять свой сос-
тав: на начальном этапе испытаний, когда потребный контроль
функционирования каждой системы достаточно велик, она дол-
жна иметь максимальный состав средств, обеспечивающих кон-
троль служебных систем, двигательных установок, планера и
конструкции ОК, а на последующих этапах могут существенно
сокращаться средства служебного контроля и увеличиваться
средства обслуживания ПГ ОК.
Основные составляющие СБИ:
бортовая информационно-телеметрическая система (два ком-
плекта);
система автономных регистраторов (до восьми комплектов);
Рис. 4.5. Структурная схема бортовых измерений
181
телеметрическая система контроля ПГ и экипажа, в том числе
при его выходах в ОПГ или за его пределы.
В состав бортовой информационно-телеметрической системы
(БИТС) входят:
датчико-преобразующая аппаратура, при этом некоторые дат-
чики являются составной частью систем ОК и встроены в блоки,
агрегаты и магистрали, соединяющие элементы системы, а неко-
торые из них разрабатываются как автономные независимые
измерители (например, для контроля основных параметров и
климатических условий среды в отсеках, контроля перегрузок,
функционирования и состояния перегрузок и т. п.);
система сбора информации, блоки которой размещаются во
всех отсеках ОК в местах сосредоточения аппаратуры комплекса
бортовых систем, причем Для повышения надежности некоторые
датчики контролируются системами сбора информации обоих
комплектов БИТС;
ленточное и спасаемое запоминающие устройства, из
которых первое выполнено в легком корпусе, а второе должно
иметь бронированную теплозащитную кассету, которая, как и
“черный ящик” в авиации, способна обеспечить сохранность
информации в аварийных ситуациях;
Таблица 4.4
Основные характеристики СБИ
Параметр Значение или характеристика
Количество контролируемых параметров Точность измерения, %: аналоговыми датчиками датчиками измерения быстроменяющихся процессов Скорость передачи информации на средства НКУ, кбод Скорость записи информации ₽ запомина- ющие устройства системы, кбит/с: ленточное спасаемое Объем памяти запоминающих устройств, бит: ленточного спасаемого Частотный диапазон регистрации процессов системой автономных регистраторов, Гц Суммарное время регистрации автономных регистраторов, мин Дальность связи с наземными и плавучими КИК, км Тип антенны До 10 000 До 1 До 7 512 32 256 6- 107 1,2 • 109 До 4000 80 3000 Всенаправленная
182
радиопередающий тракт, включающий антенно-фидерные
устройства и передатчики;
средства управления, контроля и диагностики.
Аппаратура БИТС выполнена по схеме полного резервирова-
ния, один из комплектов которой установлен в кабине ОК,
другой — в блоке дополнительных приборов, размещенном в
ОПГ.
Основные характеристики СБИ приведены в табл. 4.4.
4.3.4. Система электропитания
Система электропитания предназначена для выработки элек-
троэнергии, необходимой для электроснабжения бортовых сис-
тем в процессе полета ОК и при подготовке к старту, на
начальном этапе его послеполетного обслуживания, а также соз-
дания запасов воды для СЖО и СОТР, хранения и подачи кис-
лорода в СЖО.
Система электропитания является централизованной систе-
мой, к которой предъявляются особые требования по надеж-
ности, так как от ее работы и обеспечиваемого качества
электроэнергии зависит возможность функционирования всего
комплекса бортовых систем ОК. СЭП генерирует электро-
энергию постоянного тока и подает ее на системы ОК через
бортовую кабельную сеть и средства распределения и коммута-
ции, обеспечивает контроль и диагностику работы собственных
средств, анализ отклонений и выработку управляющих команд
для подключения резерва, широко используемого в системе, а
также для подготовки и реализации в случае необходимости
безаварийного выключения отказавших элементов. Учитывая то,
что рабочими компонентами СЭП являются кислород и водород
— два химически активных газа, смесь которых при определен-
ном соотношении является взрывоопасной, роль системы кон-
троля и диагностики достаточно ответственна.
Вода, выработанная в системе (более 100 кг/сут), является
рабочим телом СОТР, причем 1 кг воды при ее испарении в
вакуум способен вывести из ОК более 500 ккал тепла. Вода,
проходя необходимую очистку, может подаваться также в СЖО
для нужд экипажа, в том числе и в качестве питьевой воды.
Система хранения кислорода и водорода в баках в криоген-
ном состоянии имеет значительно меньшую относительную
массу конструкции по сравнению с системой хранения газов в
баллонах высокого давления, что и определило целесообразность
использования средств хранения кислорода СЭП для нужд жиз-
необеспечения, в том числе для подачи кислорода в скафандры,
поддержания заданного газового состава атмосферы и т. п.
183
Система электропитания относится к классу энергоустановок
с генератором непосредственного преобразования химической
энергии в электрическую. В электрохимическом генераторе тока
(ЭХГ) происходит реакция окисления водорода кислородом с
образованием электрической энергии и воды с выделением
тепла. Кислород и водород подаются в ЭХГ в виде газов с темпе-
ратурой около 10 °C. Мощность ЭХГ в зависимости от потреб-
ности комплекса бортовых систем может изменяться в
достаточно широких пределах, при этом соответственно изменя-
ется количество подаваемого в ЭХГ кислорода и водорода. В
ЭХГ химическая реакция реализуется на “топливном элементе”
(асбестовая матрица, пропитанная щелочным раствором, с
прижатыми к ней пористыми электродами, к одному из которых
подается кислород, к другому — водород).
Система электропитания (рис. 4.6) включает энергомодуль;
криостаты хранения кислорода и водорода; приборный модуль;
устройства связи с системами и средствами ОК.
Энергомодуль для создания больших возможностей по отда-
ваемой мощности, а также для повышения надежности работы
системы включает четыре ЭХГ.
Криостаты хранения кислорода и водорода должны иметь
разную комплектацию; базовая подсистема (два кислородных и
два водородных бака) дополняется криостатами хранения водо-
рода и элементами связи с ОДУ, из которой кислород подается в
энергомодуль.
Рис. 4.6. Структурная схема системы электропитания
184
Приборный модуль служит для включения-выключения ЭХГ,
защиты питания, управления и контроля всеми процессами фун-
кционирования системы, в том числе при отклонении от
нормальных. Контроль и управление построены так, что борто-
вые средства без участия экипажа и НКУ обеспечивают автома-
тическое регулирование всех процессов, постоянно формируя
как обобщенную, так и подробную информацию о режимах
работы и параметрах СЭП, которая по запросу может быть
выдана экипажу или передана на Землю через СБИ ОК. В случае
появления отказов, приводящих к выходу из строя одного из
ЭХГ или часта средств хранения, на пульт управления без зап-
роса экипажа должна быть выдана информация об отказе
резерва, сопровождаемая звуковой сигнализацией. Несмотря на
обеспечение полной автоматизации работы бортовых средств
СЭП может управляться командами от НКУ или с пультов
членов экипажа.
Устройства связи с системами и средствами ОК предназна-
чены для обеспечения функционирования СЭП (связи главным
образом со средствами распределения и коммутации электро-
энергии, СОТР, СУ, ОДУ, БРТК, СБИ и пультами членов
экипажа) и выдачи воды и кислорода в другие системы ОК.
СЭП построена по одноканальной двухпроводной схеме, она
стыкуется со средствами распределения и коммутации через
блок включения ЭХГ. Связь с СОТР осуществляется через теп-
лообменники.
Система управления ОК управляет некоторыми процессами
функционирования СЭП, в том числе с помощью команд НКУ,
а также реализует отдельные функции контроля и диагностики.
Для обеспечения телеметрического контроля и контроля экипа-
жем СЭП имеет многочисленные датчики и устройства, в том
числе средства измерения количества компонентов в баках сис-
темы хранения.
Элементы пневмогидравлической схемы с участием автома-
тики обеспечивают подачу воды в СЖО, СОТР, при этом
предусмотрен сброс воды в случае, если баки, в которые выда-
ется вода, заполнены. В СЖО выдается также и кислород. СЭП
имеет тесные связи с конструкцией ОК, со стартовыми сооруже-
ниями при подготовке ОК к пуску и со средствами обслужива-
ния ПК. Криогенные компоненты в СЭП должны заправляться
на последнем этапе предстартовой подготовки, а их остатки сли-
ваться после посадки ОК на площадке слива компонентов топ-
лива (ПСКТ) ПК.
185
Таблица 4.5
Основные харатеристики СЭП
Параметр Значение
Ток, А: максимальный кратковременный длительный минимальный Напряжение на выходных клеммах, В: максимальное минимальное Суммарная энергоемкость системы, А • ч: базовой подсистемы каждого дополнительного блока хранения (до 6) Масса, кг: воды, выдаваемой: базовой подсистемой дополнительными средствами кислорода, выдаваемого: базовой подсистемой дополнительными средствами До 1200 До 800 До 75 34 28,5 До 76 000 До 38 000 Не менее 800 Не менее 3200 Не менее 50 До 2500
Принципиальными особенностями СЭП ОК являются высо-
кие энергетические характеристики (табл. 4.5), глубокое резер-
вирование, экологическая чистота компонентов ЭХГ,
использование компонентов для обеспечения других систем,
независимость функционирования от ориентации ОК, что поз-
воляет решать проблемы, связанные с созданием многоцелевого
высокоэффективного ОК многоразового использования.
4.3.5. Система пожаровзрывопредупреждения
Система пожаровзрывопредупреждения (СПВП) входит в
состав средств, непосредственно обеспечивающих безопасность
экипажа в полете, при подготовке ОК к старту и на начальном
этапе его послеполетного обслуживания. В состав средств обна-
ружения и борьбы с пожаром кроме СПВП также должны вхо-
дить бортовые средства противопожарной защиты в кабине ОК
и наземные средства, функционирующие до старта и после
посадки.
Основным назначением СПВП являются обнаружение в
негерметичных отсеках ОК паррв пожаро- и взрывоопасных
компонентов, предупреждение об образовании опасных концен-
траций газовых смесей и наддув отсеков азотом с целью созда-
ния и поддерживания инертности среды (в средствах
186
противопожарной защиты кабины в качестве флегматизатора
используется элегаз).
Главными источниками возможной пожарной опасности на
ОК являются кислород, запасы которого находятся в баках ОД-У
и СЭП, и водород, используемый в качестве рабочего тела ЭХГ.
Как известно, существует минимальный порог концентрации
кислорода и водорода в газовой смеси, превышение которого
при наличии источника высокой температуры, пламени или
искры ведет к ее возгоранию, а определенная их концентрация в
смеси создает так называемый гремучий газ, являющийся источ-
ником взрыва. Во избежание таких случаев в отсеках ОК дол-
жны создаваться и поддерживаться условия, исключающие при
штатном функционировании ОДУ и бортовых систем появление
опасных концентраций, а вся аппаратура конструктивно выпол-
няться так, чтобы предотвратить возможность воздействия на
среду отсека перегрева отдельных ее элементов или искрения.
Учитывая особенность эксплуатации, наличие на борту боль-
ших (исчисляемых тоннами) запасов кислорода и водорода при
значительной протяженности магистралей, ОК оснащается дос-
таточно сложной СПВП (рис. 4.7), основными составляющими
которой являются:
средства контроля опасных концентраций;
система хранения и подачи флегматизатора (азота), баллоны,
трубопроводы и элементы пневмосистемы;
блоки автоматики и измерений.
Рис. 4.7. Структурная схема системы пожаровзрывопредупреждения
187
Таблица 4.6
Основные характеристики СПВП
Параметр Значение или характеристика
Газ-флегматизатор Количество баллонов Запас газа, дм3 Давление газа, МПа Количество датчиков Минимальное содержание компонентов, при котором формируется сигнал: по кислороду — превышение парциального давления, кПа по водороду — объемная концентрация, % Азот 15 1050 22,5 27 2...7 1
Средства контроля опасных концентраций базируются на
измерении парциального давления газа с помощью термокон-
дуктометрических датчиков, расположенных в носовой, средней
и хвостовой частях фюзеляжа. При высокой надежности показа-
ний в каждой измерительной точке устанавливаются по три дат-
чика. Данные измерения поступают на пульты ОК, извещая
экипаж об опасности, передаются по радиоканалу в ЦУП, а
также в блок автоматики СПВП для подготовки цепей, задей-
ствующих подачу азота в отсек с опасной концентрацией.
Баллоны с азотом высокого давления размещаются в СЧФ.
Газовый тракт с редукторами, электропневмоклапанами и
трубопроводами заканчивается коллекторами, расположенными
в местах концентрации емкостей и основных магистралей с
пожароопасными газами. Блоки автоматики и измерений также
размещаются в СЧФ и устанавливаются на термостатируемых
платах СТР.
Система пожаровзрывопредупреждения включается за 1 ч до
старта и выключается после отделения ОК от PH, отключается в
орбитальном полете и включается вновь за 30 мин до схода с
орбиты. В процессе орбитального полета создание пожароопас-
ной концентрации в негерметичных отсеках ОК исключено, так
как отсеки сообщаются с внешней средой и имеют атмосферу,
близкую к глубокому вакууму. На участке спуска (с высоты
30 км) начинается продувка отсеков азотом, расход которого
определяется скоростью изменения атмосферного давления.
Через 15 мин после посадки СПВП переводится в режим теле-
метрического контроля, а на этапе послеполетного обслужива-
ния ОК выключается полностью.
188
Основные характеристики СПВП приведены в табл. 4.6.
Другие системы и средства орбитального корабля — объеди-
ненная двигательная установка, средства жизнеобеспечения и
система обеспечения теплового режима, система управления и
система управления движением (СУД) — подробно рассматрива-
ются в последующих главах книги.
ОБЪЕДИНЕННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ
УСТАНОВКА
5.1. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ
Объединенная двигательная установка является одной из
основных бортовых систем ОК и предназначена для выполнения
всех динамических операций в полете (рис. 5.1).
В штатном (безаварийном) полете двигатели ОДУ обеспечи-
вают стабилизацию ОК в связке с PH (с момента включения
II ступени), разделение ОК и PH, довыведение ОК на рабочую
орбиту (двумя импульсами), стабилизацию и ориентацию ОК,
орбитальное маневрирование, сближение и стыковку с другими
КА, торможение, сход с орбиты и управление спуском.
В нештатных ситуациях, т. е. при авариях на активном учас-
тке, двигатели ОДУ используются в первую очередь для ускорен-
ной выработки топлива перед отделением от PH с целью
восстановления необходимой центровки ОК (топливо может
вырабатываться и после отделения от PH).
В случае экстренного отделения предусматривается срабаты-
вание специальных пороховых двигателей ОДУ.
Кроме чисто динамических задач ОДУ как бортовая система
обеспечивает тепловое саморегулирование, самоконтроль и
аппаратурное самообеспечение, огневые проверки, связь ОК с
наземными системами, а также интеграцию с СЭП по хранению
и подаче жидкого кислорода (табл. 5.1).
Решающее влияние на технический облик ОДУ оказал выбор
топливных компонентов — окислителя и горючего.
Впервые в мировой практике для двигательной установки КА
используются криогенный окислитель — жидкий кислород и
горючее — некриогенный синтетический углеводород синтин с
повышенной эффективностью. Это существенно повысило
энергетические возможности ОК и одновременно сделало его
190
Рис. 5.1.Функционирование ОДУ в штатной (а) и в нештатных (б) ситуациях:
1 ~ стабилизация связки ОК — PH; 2 — разделение ОК и PH; 3 — довыведение
на опорную орбиту; 4 — динамические операции РСУ (ориентация, стабилиза-
ция, стыковка и т.п.); 5 — орбитальное маневрирование; 6 — сход с орбиты;
7 — управление спуском; 8 — экстренное отделение ОК от PH в нештатной
ситуации, а также резервная возможность включения ОДУ на активном участке
(для использования свободного объема баков); 9 — выработка топлива при ава-
рийном возвращении; 10 — аварийное разделение ОК и PH и управление спус-
ком
Таблица 5.1
Дополнительные функции двигательных установок ОК “Буран” и ОС “Спейс шаттл”
Функция “Буран” “Спейс шаттл”
Тепловое саморегулирование (теплоноситель — горючее) + -
w Аппаратурное самообеспечение (БЦВК, блоки управления подсистемами, преобразователи) + -
Хранение и подача кислорода в СЭП + -
Обеспечение связей с наземными системами + -
Самоконтроль (средства технической диагнос- тики и контроля) + +
Проведение предполетных огневых испытаний с очисткой полостей горючего + -
191
эксплуатацию более безопасной и экологически чистой (это осо-
бенно важно для многоразового транспортного средства).
Использование кислорода позволяет связать ОДУ с такими
бортовыми системами, как СЖО и СЭП. Использование
криогенного окислителя потребовало принципиально новых,
ранее не применявшихся схемных и конструктивных решений.
Техническое своеобразие ОДУ по сравнению с другими оте-
чественными и зарубежными разработками во многом определя-
ется повышенными требованиями к безопасности и надежности
(принцип “двух отказов”), многократностью использования,
участием в выходе из нештатных ситуаций, изменением ориен-
тации перегрузок при входе ОК в атмосферу и другими особен-
ностями.
Важной конструктивной особенностью ОДУ является блоч-
ное (модульное) построение, что позволило широко использо-
вать автономную отработку блоков, их замену при
необходимости и т. п.
Значительная часть технических новшеств при создании ОДУ
связана с большим влиянием массы топлива на центровку ОК
как крылатого летательного аппарата, а также со специфичес-
кими требованиями к ОДУ как элементу многоразовой косми-
ческой системы (повышенный ресурс, многоразовость,
увеличенные нагрузки, операционная гибкость и др.).
В состав ОДУ входят:
два двигателя орбитального маневрирования с тягой по
90 кН, пустотным удельным импульсом тяги 362 с и числом
включений до 15 за полет;
38 управляющих двигателей с тягой по 4 кН, удельным
импульсом 275...295 с (в зависимости от назначения) и числом
включений до 2000 за полет;
восемь двигателей точной ориентации с тягой по 200 Н,
удельным импульсом 265 с и числом включений до 5000 за
полет;
четыре твердотопливных двигателя экстренного отделения с
тягой по 28 кН и суммарным импульсом тяги по 35 кН • с.
Двигатели ОДУ на ОК размещаются с учетом решаемых ими
задач (рис. 5.2). Так, двигатели управления, расположенные в
носовой и хвостовой частях фюзеляжа, обеспечивают коорди-
натные перемещения ОК по всем осям и управление его поло-
жением в пространстве.
Работу жидкостных ракетных двигателей и подачу в них топ-
лива обеспечивают:
топливные баки (основные, вспомогательные и дополнитель-
ные) со средствами наддува, заправки, термостатирования,
забора жидкости в невесомости и т. п.;
192
Рис. 5.2. Размещение двигателей и блоков ОДУ на ОК:
1 — БДУ-Л; 2, 11 — двигатели ориентации(по 4 шт.); 3 — управляющие двига-
тели по осям +Х (2 шт.), ±Y (6 шт.), +Z (4 шт.); 4 — дополнительный бак
горючего; 5 — блок двигателей управления носовой; 6 — двигатели экстренного
отделения (4 шт.); 7 — управляющие двигатели по осям -X (3 шт.), + У (4 шт.),
-У(3шт.), ±Z (4 шт.); 8 — транскорабельные магистрали; 9 — дополнительный
бак окислителя; 10 — управляющие двигатели по осям +Х (2 шт.), ±У (6 шт.), -Z
(4 шт.); 12 — блок двигателей управления правый (БДУ-П); 13 — базовый блок;
14 — двигатели орбитального маневрирования (маршевые)
13 Заказ 192
193
средства подачи компонентов топлива к двигателям управле-
ния, включая средства газификации жидкого кислорода;
средства поддержания температурного режима окислителя и
горючего, а также элементов конструкции;
топливная и газовая арматура и трубопроводы;
приборы, датчики и кабели систем управления и бортовых
измерений.
Все агрегаты и элементы различных систем объединены в
конструктивные блоки, состав которых определяется принципом
модульности и подчиняется требованиям конструктивного един-
ства, удобства отработки, монтажа и эксплуатации.
Для размещения дополнительных баков окислителя и
горючего решающими являются требования центровки ОК.
5.2. ОСНОВНЫЕ ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ
РЕШЕНИЯ
В ходе создания ОДУ было решено несколько сложных науч-
но-технических проблем, в основном связанных с использова-
нием жидкого кислорода, а также особенностям места и роли
ОДУ среди других систем ОК.
Основные проектные решения были найдены на базе следу-
ющих принципиальных положений:
размещение всего запаса жидкого кислорода для маршевых и
управляющих двигателей и его хранение в едином теплоизоли-
рованном баке при низком давлении (использование глубоко
охлажденного до —210 °C кислорода и активных средств его
перемешивания позволило избежать потерь на испарение в
полете в течение 15...20 сут без применения холодильной
машины);
питание двигателей управления газифицированным кислоро-
дом, получаемым в специальном газогенераторе (газификаторе)
при сжигании в кислороде небольшой доли горючего;
забор жидких топливных компонентов в условиях, близких к
невесомости, с помощью специальных заборных устройств на
базе мелкоячеистых (капиллярных) сетчатых блоков, располо-
женных в нижних частях баков;
применение в двигателях управления электрического зажига-
ния, охлаждения газообразным кислородом и избыточного
содержания кислорода в камере для исключения образования
сажи;
увеличение мощности маршевого двигателя (тяга 90 кН), что
позволяет использовать его для ускоренной выработки топлива в
нештатных ситуациях, а в перспективе — для повышения общей
эффективности МКС за счет включения на активном участке;
194
поддержание теплового режима ОДУ в нормальном диапазоне
собственными средствами (практически автономно от СОТР) за
счет циркуляции горючего в теплообменном контуре, включа-
ющем основной бак;
совмещение профилактической послеполетной очистки внут-
ренних полостей ОДУ с огневыми контрольными испытаниями
на технологическом горючем (бензине), проводимыми при меж-
полетном обслуживании;
интеграция ОДУ со смежными системами, в частности с СЭП
по средствам подачи и хранения жидкого кислорода;
использование при длительных (до 30 сут) полетах микрокри-
огенной холодильной машины с минимальным электропотреб-
лением;
включение в состав ОДУ устройств связи с СК, а также
элементов смежных систем и конструкций.
5.3. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ОДУ
5.3.1. Принцип построения
Пневмогидравлическая система ОДУ (рис. 5.3) обеспечивает
работу всех элементов (двигателей, агрегатов подачи, средств
управления и контроля), а также хранение компонентов топлива
в полете. Основными исполнительными органами системы явля-
ются электрические, пневматические и гидравлические клапаны,
которые включают все агрегаты, а также управляют потоками
жидкостей и газов, необходимых для работы ОДУ.
Основным рабочим телом пневмогидросистемы является
газообразный гелий, который хранится в шаровых баллонах,
погруженных в бак окислителя для снижения температуры зап-
равляемого гелия и уменьшения объема баллонов.
Управление работой пневмогидравлической системы осущес-
твляется датчиками, контролирующими срабатывание исполни-
тельных органов; изменение давления и температуры и т. д.
Последовательность и логика работы клапанов определяются
программой и алгоритмами, заложенными в БЦВМ и в системах
управления и технической диагностики. Значительная часть
аппаратуры системы управления включена в состав ОДУ (блоки
управления средствами терморегулирования, приборы системы
аварийной защиты, БЦВМ, регуляторы соотношения компонен-
тов топлива и т. п.).
Основные режимы работы пневмогидравлической системы
определяются включением в работу маршевых или управляющих
двигателей, а дежурные режимы — их готовностью к вклю-
чению.
13*
195
&
Рис. 5.3. Упрощенная схема пневмогидравлической системы:
1 — БДУ-Л; 2 —бак горючего; 3, 8 — баки горючего РСУ; 4 — бустерный насос
окислителя; 5 — турбонасос блока газификации окислителя; 6 — насос окисли-
теля; 7— насос подачи окислителя в СЭП; 9 — БДУ-Н; 10, 14 — ресиверы гази-
фицированного кислорода; 11 — соединительные (транскорабельные)
магистрали; 12 — бак окислителя; 13 — баллоны газа наддува и управления (бал-
лоны гелия); 15 — БДУ-П; 16 — насос горючего; 17 — двигатели орбитального
маневрирования (маршевые)
196
5.3.2. Работа пневмогидравлической системы
При включении маршевого двигателя
При штатной работе ОДУ всегда включается только один из
маршевых двигателей — ДОМ, второй является резервным.
Для запуска маршевого двигателя с помощью двух управля-
ющих двигателей в течение 20...25 с создается предварительная
осевая перегрузка, составляющая 0,001, под действием которой
жидкости в топливных баках приливают к выходным (раздели-
тельным) клапанам; после открытия разделительных клапанов
запускаются топливные насосы предварительной подкачки (пред-
насосы), расположенные непосредственно на баках, и начинается
процесс запуска двигателя (подробнее см. разд. 5.4).
В процессе работы маршевого двигателя топливные баки над-
дуваются гелием, который перед подачей в бак горючего предва-
рительно подогревается в регенераторе тепла. В баках
поддерживается необходимое для работы преднасосов давление.
В целях экономии гелия при последнем включении марше-
вого двигателя за полет (при выдаче тормозного импульса) для
наддува бака окислителя используется газообразный кислород,
который газифицируется в специальном теплообменнике, распо-
ложенном на двигателе.
После выработки маршевым двигателем заданного импульса
тяги он отключается, закрываются разделительные клапаны и
прекращается наддув баков.
При включении двигателей управления
Двигатели управления питаются окислителем от ресиверов, в
которых находится газифицированный кислород при высоком
(2,45...4,9 МПа) давлении. Перед первым включением (при
заправке) ресиверы заполняются газообразным кислородом под
максимальным давлением, запаса которого хватает на работу
одного управляющего двигателя в течение 20...25 с (одновре-
менно могут работать до десяти управляющих двигателей, при
этом время выработки газа соответственно сокращается).
При падении давления в ресиверах по команде сигнализа-
тора, настроенного на давление 2,94 МПа, включается в работу
блок газификации окислителя, который представляет собой
турбонасосный агрегат; расположенный непосредственно на
баке окислителя и отделенный от него разделительным клапа-
ном. Жидкий кислород, пройдя через насос (рис. 5.4), где его
давление повышается до 78,4 МПа, попадает в газогенератор, в
котором смешивается с малым расходом горючего, подаваемого
электронасосом (соотношение компонентов 100:1), и получен-
197
Рис. 5.4. Пневмогидравлическая схема блока газификации окислителя:
1 — регулятор расхода; 2 — пусковой клапан; 3 — электросвеча; 4 — основной
клапан; 5 — газогенератор; 6 — регулятор температуры; 7 — турбина; 8 — сто-
яночное уплотнение; 9 — нассс; 10 — бак жидкого кислорода; 11 — сепаратор
влаги и сажи; 12 — газодинамическое сопло; 13 —датчик температуры;
14 — обратный клапан; 15 — дроссель; 16 — электронасос; 17 — резервный
ресивер для запуска; 18 — поглотители влаги
ная смесь воспламеняется. В результате горения на выходе газо-
генератора образуется газифицированный кислород с примесью
углекислого газа, паров и капель воды при температуре около
60 °C. Жидкая фаза сепарируется и выбрасывается за борт.
Полученный продукт газификации поступает на турбину, а затем
в ресивер.
Если расход газа из ресиверов превышает его поступление из
блока газификации (это происходит, когда одновременно рабо-
тают более пяти управляющих двигателей), по команде сигнали-
затора, настроенного на давление 2,45 МПа, включается второй
блок газификации. Два блока газификации обеспечивают однов-
198
ременную работу до десяти управляющих двигателей. По дости-
жении максимального давления по сигналу соответствующего
сигнализатора блоки газификации отключаются.
Забор жидкого кислорода для работы блока газификации
обеспечивается капиллярным заборным устройством (КЗУ),
расположенным в нижней части бака (подробнее см. разд. 5.4).
Двигатели управления питаются горючим от вспомогательных
баков высокого (1,47 МПа) давления, снабженных эластичной
разделительной мембраной. При этом запас горючего обеспечи-
вает выполнение номинальной программы работы двигателей
управления, включая управление спуском. Для более энергоем-
ких задач, а также для повышения надежности предусмотрена
перекачка горючего из основного бака во вспомогательные с
помощью специального турбонасосного агрегата, турбина кото-
рого работает на газифицированном кислороде.
В нештатных ситуациях
При возникновении нештатных ситуаций на активном учас-
тке основной задачей ОДУ являются интенсивная выработка и
слив компонентов топлива из баков для обеспечения необходи-
мой центровки ОК к Моменту отделения от PH. С этой целью
предусматриваются практически одновременное включение и
параллельная работа двух маршевых двигателей, а также слив
жидкого окислителя за борт под давлением и сброс газифициро-
ванного кислорода через специальные патрубки в донной части
ОДУ при одновременной работе двух блоков газификации. Мак-
симальная скорость опорожнения баков от топлива — до 70 кг/с.
После отделения ОК от PH работа маршевых двигателей на
выработку топлива может продолжаться в ходе автоматического
полета ОК, когда для более полной выработки предусмотрено
переключение заборных клапанов, питающих двигатели, на
забор из нижних точек баков в горизонтальном полете.
Нештатные ситуации, возникающие непосредственно на ОДУ
в процессе полета, обнаруживаются бортовыми средствами СКД,
входящими в состав ОДУ.
5.4. АГРЕГАТЫ И СИСТЕМЫ ОДУ
5.4.1. Маршевый двигатель
Маршевый двигатель, или ДОМ, используется при довыведе-
нии, коррекции орбиты, межорбитальных переходах и торможе-
нии при сходе с орбиты.
199
Рис. 5.5. Маршевый двигатель:
1 — радиационно охлаждаемая часть сопла; 2 — регенаративно охлаждаемая
часть сопла; 3 — турбонасосный агрегат; 4 — газоотвод; 5 — камера сгорания;
6 — рама с кардановым подвесом; 7 — привод рулевой машины; 8 — газогене-
ратор; 9 — защитный экран; 10 — дренажные патрубки
Маршевый двигатель (рис. 5.5) представляет собой ЖРД мно-
гократного включения с насосной системой подачи компонен-
тов топлива, выполненной по схеме с дожиганием генераторного
газа, нормально функционирующий в условиях вакуума и неве-
сомости.
Двигатель состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасос-
ного агрегата, бустерного насосного агрегата окислителя, эжек-
200
торного преднасоса горючего, элементов системы управления и
регулирования по соотношению компонентов и блока многок-
ратного запуска (емкость с пусковым горючим, самовоспламеня-
ющимся с кислородом).
Высокие энергетические параметры двигателя (удельный
импульс 362 с) обеспечиваются исключением потерь на привод
турбины (схема с дожиганием), большим геометрическим
расширением реактивного сопла (отношение площадей
= 192), минимальными потерями в камере сгорания и
реактивном сопле, рациональной схемой охлаждения и сокраще-
нием выбросов. В качестве пускового горючего для воспламене-
ния топлива в газогенераторе и камере используется
металлоорганическое соединение.
Для двигателя характерны умеренная напряженность внутри-
камерного процесса (давление в камере 7,85 МПа), использова-
ние форсуночной головки, имеющей концентрические
кольцевые смесительные элементы для получения равномерного
потока в камере, высотного соплового насадка радиационного
охлаждения из ниобиевого сплава, изготовляемого методом
раскатки (без сварки), центростремительной турбины, работа-
ющей на генераторном газе при умеренной (около 460 °C) тем-
пературе.
Крепление камеры в кардановом подвесе обеспечивает ее
качание в двух плоскостях на 6° от номинального положения.
5.4.2. Двигатели управления
Управляющий двигатель представляет собой однокамерный
газожидкостный импульсный ЖРД высокого быстродействия на
газифицированном кислороде и углеводородном горючем —
синтине (рис. 5.6) и работает в импульсных и стационарных
режимах с длительностью включения от 0,06 до 1200 с как в
орбитальном полете, так и при спуске в атмосфере до высоты
10 км, что позволяет использовать его как дублера маршевого
двигателя и двигателей ориентации.
Для воспламенения компонентов топлива используется элек-
трическая система зажигания индуктивного типа.
Камера сгорания и часть сопла охлаждаются регенеративно и
через завесу окислительным газом, выходная часть сопла —
радиационно, клапаны и свеча — прокачкой основного горючего
в замкнутом контуре терморегулирования ОДУ.
Управляющий двигатель состоит из камеры сгорания цельнос-
варной и паяной конструкции, пускоотсечного электропневмокла-
пана окислителя со стабилизатором расхода упругощелевого типа,
электрогидроклапана горючего, агрегата зажигания, сигнализатора
201
Рис. 5.6. Управляющий двигатель:
1 — сопло; 2 — клапан окислителя; 3 — клапан горючего; 4 — агрегат зажигания;
5 — сигнализатор давления; 6 — камера сгорания; 7 — блок теплового уплотне-
ния
давления в камере, ниобиевого высотного насадка сопла с проти-
воокислительным силицидным покрытием, обеспечивающим
геометрическую степень расширения jFa = 19,8.
Для двигателей продольного перемещения, дублирующих
маршевые двигатели в случае их отказа, предусматривается уста-
202
новка удлиненного насадка со степенью расширения Fa = 50 и
соответствующим приростом удельного импульса.
Быстродействие УД характеризуется временем набора 90%
тяги, равным 0,06 с, такой же минимальной продолжитель-
ностью включения и частотой включения до 8 Гц.
Минимальный удельный импульс двигателя в импульсных
режимах 180 с.
Гарантированный ресурс двигателя составляет 26 000 включе-
ний и более 3 ч работы (с дальнейшим увеличением по мере
набора статистики).
Двигатель ориентации по принципиальной схеме и составу в
основном аналогичен УД, что объясняется сходством решаемых
ими задач, а отличия между ними вызваны величиной тяги, схе-
мой охлаждения (в ДО использовано преимущественно внутрен-
нее охлаждение в сочетании с тепловым аккумулятором для
тепловой защиты сопла и клапанов) и конструктивным офор-
млением форсунок и топливных клапанов.
Для исключения образования сажи предусматривается повы-
шенное соотношение компонентов топлива в двигателе (3,5...4,0),
т. е. избыток кислорода.
Основным режимом работы ДО является выдача минималь-
ных импульсов от 0,06 до 0,12 с, т. е. удельных импульсов тяги
от 227 до 237 с соответственно, что является высоким показате-
лем для двигателей данного класса. Имеются резервы и для
повышения удельного импульса на стационарном режиме.
Для ДО характерно малое электропотребление на работу
электроклапанов.
5.4.3. Капиллярное заборное устройство
Капиллярное заборное устройство , представляет собой прос-
транственный трубчатый коллектор-ферму, выполненный из
множества блоков (рис. 5.7). Каждый блок состоит из перфори-
рованного полого цилиндра диаметром от 60 до 80 мм и длиной
от 150 до 525 мм, герметично обернутого двуслойной сеткой,
внутренний слой которой (крупноячеистая сетка) является опор-
ным, а наружный (мелкоячеистая сетка) — капиллярным.
КЗУ размещается внутри специального отсека, выделенного в
баке с помощью промежуточного днища. В отсеке, занимающем
около 1/3 объема и сообщающемся с остальным пространством
бака через гидрозатвор, жидкость распределяется преимущес-
твенно по поверхности отсека, причем ее перемещение ограни-
чено.
203
Рис. 5.7. Капиллярное заборное устройство в баке окислителя:
1 — нижнее днище; 2 — демпфирующее устройство; 3 — блоки КЗУ; 4 — проме-
жуточное днище; 5 — гвдрозатвор
Блоки КЗУ размещаются равномерно вблизи внутренней
поверхности отсека, заполняются чистой (без газовых пузырей)
жидкостью и всегда контактируют с нею. В процессе полета и
эволюций ОК в КЗУ проникает газ, но внутрь КЗУ он не посту-
пает, так как в смоченном состоянии капиллярная сетка при
определенном перепаде давлений на ней его не пропускает.
Максимальный перепад давлений, при котором газ не прохо-
дит через смоченную сетку, называется ее капиллярной удержи-
вающей способностью, которая для КЗУ бака окислителя равна
5,15 кПа, а бака горючего — 8,6 кПа.
Жидкость из бака (например, при включении блока газифи-
кации окислителя) через патрубок, соединяющий КЗУ с насо-
сом, поступает только через смоченные участки сетчатых блоков.
Параметры КЗУ выбираются таким образом, чтобы при
минимальном объеме и произвольном расположении жидкости
и при наличйи возмущений (вибрации, пульсации от работы
насосов, гидростатическое давление и т. п.) капиллярный пере-
пад давлений в точках КЗУ, контактирующих с газом, превосхо-
дил сумму перепадов, возникающих от этих возмущений.
Для уменьшения перепада давлений при запуске блоков гази-
фикации на выходе из КЗУ предусмотрены демпфирующие
устройства — цилиндрические емкости с подвижным сильфон-
ным днищем, заполненные жидкостью. В исходном положении
сильфон сжат пружиной, при включении насоса под действием
возникающего на нем перепада давлений он растягивается и
204
выдает определенное количество жидкости на вход в насос,
уменьшая тем самым перепад давлений в трубопроводах КЗУ.
В схеме и конструкции КЗУ, впервые созданного для
криогенного продукта (жидкого кислорода), использованы
решения, не имеющие аналогов в мировой практике (унифици-
рованные элементы — блоки в виде перфорированных цилин-
дров с сетчатым покрытием и сильфонные блоки); разработана и
проверена его математическая модель, учитывающая как гидрос-
татическое нагружение, так и динамические процессы (включе-
ние и выключение подачи жидкости, пульсации и вибрации и
ДР-)-
5.4.4. Пассивные и активные средства
термостатирования кислорода
Для уменьшения темпа прогрева и скорости выкипания жид-
кого кислорода бак окислителя теплоизолируется экранно-ваку-
умной тепловой изоляцией — набором отражающих экранов из
гладкой алюминизированной с двух сторон полиэтилентерефта-
латной пленки, отделенных друг от друга прокладками из
формованного стеклохолста.
Конструктивно экранно-вакуумная тепловая изоляция
(ЭВТИ) выполнена в виде восьми полусферических матов, соб-
ранных из экранов и прокладок на полиамидных соединитель-
ных элементах. Причем маты крепятся к поверхности бака и
между собой текстильными замками из ворсовых “молний”, а
поверх изоляции устанавливается гермочехол из прорезиненной
ткани.
Такая конструкция обеспечивает бездренажное хранение
охлажденного кислорода при удельном тепловом потоке в бак до
0,6 Вт/м2 до 20 сут. Более длительное хранение производится с
помощью активной системы термостатирования, которая вклю-
чает в себя холодильную машину с электроприводом и контур
циркуляции охлажденного гелия в теплообменнике бака окисли-
теля.
Холодильная машина работает по модифицированному
обратному циклу Стирлинга. Для улучшения энергомассовых
характеристик в поршневой ipynne машины используются нап-
равляющие с подшипниками качения. Холодопроизводитель-
ность машины составляет 70 Вт при уровне температур 360 °C,
ресурс машины — 5000 ч с дальнейшим увеличением до 10 000 ч.
205
5.4.5. Система контроля, диагностики и аварийной
защиты
Повышенную надежность ОДУ придает резервирование ее
элементов, что позволяет при отказе одного из них своевре-
менно отключить его и включить резервный или проводить
другие мероприятия для выполнения программы полета или
спуска ОК.
Эти задачи решает функциональная система контроля, диаг-
ностики и аварийной защиты ОДУ, основу которой составляют
бортовые средства, работающие в автоматическом режиме и поз-
воляющие проводить защитные операции как экипажу, так и
НКУ.
Бортовая часть системы включает в себя около 100 датчиков
различных типов (давлений, перепадов давлений, температуры,
вибрации, перемещений) и около 100 пневмореле, а также
вычислительные машины и органы управления ОДУ при ава-
рийных ситуациях.
Быстроразвивающиеся и поэтому особо опасные отказы
маршевых двигателей и блоков газификации окислителя контро-
лируются специальными вычислительными устройствами —
приборными модулями средств аварийной защиты.
Опасные последствия отказов, связанных с неисправностями
ротора турбонасосного агрегата (ТНА) маршевого двигателя
(усталостные трещины в лопатках турбины, неисправность под-
шипников и уплотнений), предупреждаются контролем состав-
ляющих спектра виброперегрузок, которые измеряются
датчиками, установленными на фланце соединения насоса окис-
лителя с турбиной. Такие отказы могут привести к полному
выводу ОДУ из строя.
Приборный модуль обеспечивает аварийное выключение
маршевого двигателя, а также его защиту при отказе кислород-
ного насоса, при этом аппаратурная задержка аварийного вык-
лючения двигателя не должна превышать 2 • 10’2 с.
В других системах ОДУ отказы после их обнаружения по
параметрам рабочих процессов развиваются до опасных преде-
лов за достаточное для контроля, диагностирования и аварийной
защиты время с помощью БЦВК ОК, причем допустимая дли-
тельность этих операций составляет от 3 • 10'2 до нескольких
десятков секунд.
Основными задачами диагностирования являются поиск и
устранение различных негерметичностей, которые при длитель-
ном полете могут привести к потере компонентов топлива и газа
и, таким образом, к полному отказу ОДУ.
206
Ряд задач диагностирования и аварийного выключения
элементов ОДУ, таких, как электронасосы и др., решаются
встроенными средствами.
Особое внимание при разработке системы контроля, диагнос-
тики и аварийной защиты уделяется невыдаче ложных команд и
информации путем применения разнообразного аппаратурного и
алгоритмического резервирования, специальных методик опре-
деления контрольных уровней диагностических параметров и
комплексной отработкой всех элементов системы.
В целом система контроля, диагностирования и аварийной
защиты эффективно обеспечивает работоспособность ОДУ в
случае возникновения неисправностей ее элементов.
5.5. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ОДУ
5.5.1. Основные блоки
К основным блокам ОДУ (рис. 5.8) относятся базовый, два
хвостовых (БДУ-Н, БДУ-Л)и носовой блоки, а также соединя-
ющие их пневмогидравлические магистрали.
Базовый блок служит для размещения маршевых двигателей,
основных и вспомогательных топливных баков, агрегатов сис-
темы питания, ресиверов газообразного кислорода, арматуры,
трубопроводов, аппаратуры и кабелей систем управления и
измерений.
Его конструктивной основой является корпус монококовой
конструкции, состоящий из цилиндрической и конической
частей.
Корпус крепится к торцевому шпангоуту ХЧФ по фланцу
(при этом его цилиндрическая часть выступает за торец ХЧФ), а
внутри ХЧФ — тангенциальными стержнями.
На выступающей цилиндрической поверхности размещаются
штуцера систем заправки и слива горючего, используемые при
работах в монтажно-заправочном корпусе.
Для поддержания теплового режима конструкции на внутрен-
ней поверхности базового блока имеется теплоизоляция, а на
конической части корпуса крепится трубчатый теплообменник
контура терморегулирования.
Двигатели, топливные баки и ресиверы крепятся к корпусу
через стержневые фермы. Ферма крепления бака окислителя
выполнена из неметаллических стержней малой теплопровод-
ности.
Внешний торец базового блока закрывается сферическим
донным экраном “вафельной” конструкции, воспринимающим
аэродинамические и тепловые нагрузки при выведении и спуске
207
Рис. 5.8. Основные блоки ОДУ:
1 — БДУ-Н; 2 — БДУ-Л; 3 — базовый блок
208
ОК в атмосфере. В центральной части донного экрана на единой
плате треугольной формы размещается узел связи пневмогидрав-
лических и электрических систем ОДУ и ОК с наземными систе-
мами.
При старте МРКК после его отрыва от стартового стола на
плате захлопываются треугольные створки, защищающие откры-
тые патрубки и электроразъемы соединений.
На наружных поверхностях донного экрана, створок и цилин-
дрической части корпуса имеется теплозащитное покрытие, ана-
логичное* покрытию корпуса ОК.
В хвостовых блоках двигателей управления (левом и правом)
размещаются по двенадцать управляющих двигателей и по
четыре двигателя ориентации, а также трубопроводы питания и
терморегулирования и коллекторные клапаны.
Корпуса хвостовых блоков каркасно-панельной конс1рукгии
крепятся к торцевому шпангоуту ХЧФ и имеют теплозащитное
покрытие, аналогичное покрытию корпуса ОК.
Двигатели управления крепятся к панелям корпуса блока так,
что срез их сопел не выходит за наружные обводы теплозащит-
ных плиток, а для торцевых управляющих двигателей предусмат-
ривается установка наружных сопловых насадков,
увеличивающих геометрическую степень расширения.
Корпус носового блока двигателей управления представляет
собой часть фюзеляжа ОК, в котором помимо управляющих
двигателей, трубопроводов и клапанов размещаются ресивер
газообразного кислорода и вспомогательный бак горючего для
питания двигателей БДУ-Н.
БДУ-Н связан с базовым блоком через транскорабельные
магистрали, по которым подаются газообразный кислород для
питания двигателей, горючее для терморегулирования, гелий для
наддува и управления клапанами и обеспечивается слив
горючего из вспомогательного бака в основной после заверше-
ния орбитального участка полета.
5.5.2. Дополнительные блоки
Дополнительные блоки окислителя и горючего (рис. 5.9) уста-
навливаются в ОПГ при выполнении длительных и особо
энергоемких программ полетов, требующих увеличенной зап-
равки. Они закрепляются на стандартных узлах крепления,
расположенных в СЧФ и в нижней части ОПГ, а их размещение
по разные стороны от центра масс ОК обеспечивает его неиз-
менную центровку независимо от заправки.
14 Заказ 192
209
Использование большого и малого дополнительных блоков
окислителя позволяет уменьшить инертную массу при неболь-
ших заправках.
Дополнительные блоки связаны с базовым специальными
трубопроводами, проложенными по правому борту ОК вблизи
транскорабельных магистралей.
Кроме дополнительных топливных блоков в ОПГ могут уста-
навливаться микрокриогенная холодильная машина для термос-
татирования окислителя, дополнительный пневмоблок для
компенсации утечек гелия в длительных полетах й переходное
устройство для подачи кислорода в СЭП.
Рис. 5.9. Дополнительные блоки ОДУ:
1 — блок окислителя; 2 — блок горючего; 3 — блок питания; 4 — микрокриоген-
ная система комбинированного цикла; 5 — блок окислителя (малый)
210
5.6. ТЕХНИЧЕСКИЙ УРОВЕНЬ ОДУ
Функциональным аналогом ОДУ в орбитальной ступени
МТКС “Спейс шаттл” является вспомогательная двигательная
установка (ВДУ), выполняющая в основном те же задачи, что и
ОДУ.
Ее главной отличительной особенностью по сравнению с
ОДУ является использование некриогенных высокотоксичных
топливных компонентов — азотного тетроксида и монометил-
гидразина, что продиктовано, по-видимому, наличием отрабо-
танных прототипов и стремлением к сокращению сроков и
затрат на отработку ВДУ.
При сравнении ОДУ и ВДУ по тяговым и энергетическим
характеристикам (рис. 5.10) видно, что маршевые двигатели ОДУ
существенно превосходят аналогичные двигатели ВДУ как по
тяге, так и по удельному импульсу и, следовательно, по выраба-
тываемому суммарному импульсу тяги; по двигателям РСУ тяго-
во-энергетические показатели сравнительно близки.
Для суммарной оценки массовой эффективности ОДУ по
сравнению с двигательной установкой, аналогичной ВДУ по
топливу, объему баков и характеристикам двигателей, зависи-
мости абсолютного и относительного прироста массы полезного
-„Спейс шаттл”
Рис. 5.10. Сравнение тягово-энергетических характеристик ОДУ ОК “Буран” и
ВДУ ОС “Спейс шаттл”:
а — суммарная тяга двигателей, кгс; б — удельный импульс тяги двигателей, с;
в — суммарный импульс тяги двигателей, 10б кгс • с; 1 — маршевые двигатели;
2 — управляющие двигатели; 3 — двигатели ориентации; 4 — без дополнитель-
ных блоков; 5 — с дополнительными блоками
-„Буран-
14*
211
груза от вырабатываемой характеристической скорости Их
приведены на рис. 5.11 и 5.12, при этом в процессе расчетов
было принято следующее:
масса конструкции основных блоков ОДУ больше массы аль-
тернативного варианта на 1100 кг (в основном за счет меньшей
плотности топлива, большей тяги маршевых двигателей, исполь-
зования газифицированного кислорода);
удельные (на единицу объема баков) массы дополнительных
блоков окислителя и горючего в обоих вариантах одинаковы, в
альтернативном варианте предусматривалась установка от
одного до трех комплектов блока окислителя (по мере увеличе-
ния заправки);
в варианте ОДУ учтены выбросы, связанные с работой сис-
темы газификации, а также отсутствие жидких остатков в
трубопроводах подачи окислителя к двигателям управления,
масса которых была оценена в 200 кг;
массовый выигрыш для ОК, обусловленный возможностью
интеграции с СЭП, составил около 800 кг при длительных поле-
тах.
Рис. 5.11. Сравнение весовой эффективности маршевых двигателей ОДУ и ВДУ:
Д»»пг ~ относительный прирост массы полезного груза; Кх — характеристичес-
кая скорость, обеспечиваемая ДУ; I — полет 15...20 сут; II —полет более 20 сут;
III — предельное значение К для ВДУ; 1 — дополнительные топливные блоки
ВДУ (1-й комплект); 2 — дополнительные топливные блоки ОДУ (1-й ком-
плект); 3, 4— дополнительные топливные блоки ВДУ (2-й и 3-й комплекты);
5 — дополнительные топливные блоки ОДУ (2-й комплект)
212
Из рис. 5.11 и 5.12 видно, что, несмотря на проигрыш в массе
конструкции и потери на газификацию, ОДУ обеспечивает ито-
говый выигрыш по массе ПГ в широком диапазоне характерис-
тических скоростей (от Ух = 300 м/с и выше), типичном для
большинства практических задач ОК.
При сравнении вариантов существенно сказывается повы-
шенный энергозапас, содержащийся в основной заправке ОДУ
(большой суммарный импульс тяги), чем объясняется ступенча-
тый прирост ПГ при Ух = 380 м/с, когда для альтернативного
варианта необходима установка 1-го комплекта дополнительных
блоков. Для ОДУ такая необходимость возникает только при
Vx = 440 м/с, что отражается в ступенчатом снижении массы ПГ
(аналогичные ситуации отражаются ступенчатыми изменениями
массы ПГ при Vx = 570, 780 и 850 м/с).
Особенно наглядно проявляется преимущество ОДУ при срав-
нении по относительному приросту массы ПГ (см. рис. 5.12), что
объясняется уменьшением его массы с возрастанием величины
заправки.
Рис. 5.12. Сравнение относительной весовой эффективности маршевых двигателей
ОДУ и ВДУ:
Д«пг ~ относительный прирост массы полезного груза; Их — характеристичес-
кая скорость, обеспечиваемая ДУ; I — полет 15...20 сут; II — полет более 20 сут;
III — предельное значение Ук для ВДУ; 1 — дополнительные топливные блоки
ВДУ (1-й комплект); 2 — дополнительные топливные блоки ОДУ (1-й ком-
плект); 3, 4 — дополнительные топливные блоки ВДУ (2-й и 3-й комплекты);
5 — дополнительные топливные блоки ОДУ (2-й комплект)
213
При оценке технического уровня ОДУ особо важное значение
имеют благоприятные эксплуатационные характеристики топ-
лива: экологическая чистота, безопасность, возможность ком-
плексного использования его компонентов и другие
преимущества.
Научно-технические достижения, полученные в ходе созда-
ния ОДУ (средства и методы контроля, диагностирования и
защиты сложных изделий, работающих при высоких темпера-
турах, давлениях и напряжениях, при быстротечности аварийных
процессов в случае их возникновения), могут найти широкое
применение в машиностроении, в том числе транспортном,
энергетической и других отраслях промышленности.
Большую пользу могут принести отработанные методы и
средства проверки герметичности сложных пневмогидравличес-
ких систем, вновь разработанные сильфонные компенсаторы,
средства герметизации, пневматическая и гидравлическая арма-
тура (в том числе криогенная), новая датчиковая и сигнализиру-
ющая аппаратура, КЗУ, средства и методы газификации
криогенных жидкостей, микрокриогенная холодильная машина
и т. п.
Во многих отраслях могут найти применение вновь освоен-
ные материалы и структуры — ниобиевые и улучшенные алюми-
ниевые сплавы, защитные покрытия, композиционные и
теплоизоляционные материалы и т. д.
Большой эффект в смежных отраслях может дать внедрение
новых технологий раскатки профилированных сопел, очистки
полостей от остатков горючего и обеспечения чистоты топлив-
ных баков, электрохимической обработки ячеистых оболочек,
переохлаждения жидкого кислорода для уменьшения потерь при
транспортировании и многое другое.
Внедрение этих достижений в народное хозяйство способно
обеспечить качественное улучшение продукции и большой
экономический эффект.
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ
ЭКИПАЖА И ТЕПЛОВОГО
РЕЖИМА
6.1. КАБИНА ЭКИПАЖА И РАБОЧИЕ МЕСТА
6.1.1. Общие сведения
Кабина служит для размещения экипажа, оборудования и
снаряжения, обеспечивающих его работу и отдых. При ее разра-
ботке учитывалось, что конструкция кабины ОК многоразового
применения должна иметь рациональную геометрическую форму
и изготавливаться из материалов, технологичных в производстве
и при ремонтных работах, а ее общие характеристики и разме-
щение оборудования и экипажа должны обеспечивать экипажу
выполнение своих функций, медицинское обеспечение и техни-
ческое обслуживание кабины.
В кабине размещаются рабочие места экипажа, пульты и
приборы СУ и СОИ-ОУ, аппаратура БРТК, агрегаты и элементы
СБИ, СЭП, бортовой кабельной сети (БКС), СОТР и СЖО,
кресла и средства фиксации космонавтов, хранилища запасных
модулей, запасных, частей и инструмента, скафандров, кинофо-
тоаппаратуры и т. п., средства медицинского контроля, светотех-
ническое и бытовое оборудование, средства противопожарной
защиты, бортовая документация, личные вещи экипажа и т. п.
Кабина ОК является его жизненно важным агрегатом. Она
находится в НЧФ, конструктивно выполнена в виде сменного
модуля и устанавливается в ОК с помощью разъемных узлов, обес-
печивающих ее снятие для проведения необходимых автономных
проверок, испытаний, ремонта или замены. В зависимости от
полетного задания в кабине могут размещаться два-четыре члена
экипажа и до шести пассажиров, а состав ее оборудования и сна-
ряжения зависит от времени полета (7 или 30 сут).
215
Многоразовость применения ОК существенно усложнила
требования к кабине, ее оборудованию, снаряжению, а также
методам и средствам подготовки экипажа.
По существу, кабина ОК сочетает в себе характеристики, свой-
ственные орбитальным отсекам возвращаемых КК, долговремен-
ных орбитальных станций и кабинам современных самолетов.
Установка кабины внутри фюзеляжа защищает ее от непосред-
ственного воздействия аэродинамических, тепловых и акустичес-
ких нагрузок и обеспечивает максимальный уровень ее
надежности. С учетом чрезвычайно жестких требований по герме-
тичности корпус кабины сваривается из отдельных алюминиевых
панелей автоматической сваркой, а его прочность обеспечива-
ется выбором надлежащих запасов прочности для всех рассмат-
риваемых случаев действия нагрузок.
Особые требования предъявляются к используемым внутри
кабины материалам, которые не должны гореть, выделять в
атмосферу кабины пыль и токсичные вещества, но должны
допускать влажную уборку с помощью дезинфицирующих
средств.
В кабине может быть установлена съемная шлюзовая камера
кабины для выхода экипажа в открытый космос.
Во время запуска ОК и выхода его на орбиту, при сходе с
орбиты, снижении и посадке, а также при проведении операций
на орбите, представляющих определенную опасность для
целости ОК, экипаж должен находиться в спасательных скафан-
драх, в остальное время — без скафандров, для чего в кабине
поддерживаются давление и состав воздуха, соответствующие
нормальным земным условиям. Для поддержания заданного дав-
ления воздуха во всех местах кабины, где возможна утечка воз-
духа (люки, остекление, выходы коммуникаций), применены
двухбарьерные уплотнения, т. е. в каждом узле установлены два
независимых уплотнения.
Защита экипажа от падения давления включает гермети-
ческую кабину (первый барьер) и в случае ее разгерметизации —
спасательный скафандр (второй барьер).
6.1.2. Характеристика кабины
Герметические формы кабины (рис. 6.1) с учетом ее компо-
новки выбраны из условий приемлемой конструктивно-силовой
схемы и схемы ее установки в НЧФ, необходимого общего (и
отсеков) объема и по возможности получения технологичных
поверхностей.
216
3
Рис. 6.1. Общий вид кабины:
1 — входной люк; 2 — остекление (фонарь); 3 — люки для катапультирования;
4 — узлы подвески кабины; 5 — гермоплаты; 6 — верхние иллюминаторы;
7 — модуль командных приборов
217
Кабина представляет собой усеченный конус с малым выпук-
лым и большим плоским гермоднищами, установленный в
фюзеляже ОК*малым днищем вперед по полету.
На конусной части кабины имеется наплыв под фонарь с
шестью блоками остекления (двойные силикатные закаленные
стекла), при этом плоскости остекления кабины соответствуют
плоскостям остекления фонаря НЧФ ОК, а обводы НЧФ и
кабины обеспечивают обзор внешнего пространства с рабочих
мест экипажа на всех этапах полета (рис. 6.2). Разделенная гори-
зонтальными перегородками-полами на три отсека (КО, АО и БО)
кабина имеет общий объем порядка 73 м3.
6.1.3. Компоновка кабины и рабочих мест
Компоновка кабины (рис. 6.3) включает:
выходной люк с левой стороны, открываемый внутрь БО;
два верхних- и один задний иллюминаторы, необходимые при
проведении операций на орбите, а также иллюминатор в
крышке входного люка для визуального наблюдения и кинофо-
тосъемок;
13 узлов установки кабины и фюзеляжа и 4 такелажных узла
для крепления грузоподъемных средств;
гермоплаты с гермопроходниками для подсоединения комму-
никаций на гермоднищах, а на заднем гермоднище — люк ШКК
для выхода членов экипажа в открытый космос.
Командный отсек является рабочим помещением экипажа и
служит для размещения:
рабочих мест командира корабля РМ-1 (слева) и летчика
РМ-2 (справа) с катапультируемыми креслами и рабочих мест
РМ-З...РМ-6, оборудованных средствами фиксации членов
экипажа для работы на орбите;
приборных досок и пультов;
органов управления;
оборудования СЖО и СОТР;
вспомогательного оборудования.
Бытовой отсек предназначен для отдыха экипажа, размеще-
ния оборудования СЖО и СОТР, бытового и вспомогательного
оборудования и т. п., а также для установки ШКК.
Агрегатный отсек используется для размещения оборудования
СЖО, СОТР и СЭП системы электроснабжения.
Приборные отсеки ПО-1 и ПО-2 служат для размещения
радиоэлектронного оборудования и элементов СОТР. Они зак-
рыты панелями с открывающимися крышками для доступа к
блокам.
218
Рис. 6.3. Компоновка кабины:
1 — агрегатный отсек; 2 — бытовой отсек; 3 — командный отсек; 4, 6 — ката-
пультные кресла (в посадочном и стартовом положениях); 5 — люк для катапуль-
тирования; 7 — шлюзовая камера кабины; 8 — нижний пол; 9 — верхние
иллюминаторы; 10, 11 — рабочие места РМ-4 и РМ-3; 12 — верхний пол;
13 — задний иллюминатор; 14, 15— рабочие места РМ-5 и РМ-6; 16 — ассениза-
ционно-санитарное устройство; 77, 19 — рабочие места РМ-2 (летчика) и РМ-1
(командира); 18 — переходные люки из БО в КО; 20 — эксплуатационные люки;
21, 22, 23 — приборное отсеки ПО-1, ПО-7 и ПО-2; 24 — входной люк;
25 — буфет
Экипаж через входной люк на левом борту кабины попадает в
БО, а из него по лестнице и через переходные люки в потолке
БО с двух сторон — в КО, а через открывающиеся крышки
люков в нижнем полу — в АО.
В связи с тем что старт ОК происходит “по-ракетному”, т. е.
строительная горизонталь фюзеляжа вертикальна, а посадка —
“по-самолетному”, т. е. СГФ горизонтальна, катапультные
кресла РМ-1 и РМ-2 имеют взлетное и посадочное положения
219
(из одного положения в другое они переводятся специальным
механизмом). После выхода на орбиту кресла переводятся в
посадочное положение, из которого возможно катапультирова-
ние через специальные люки для катапультирования, образу-
емые линейными устройствами разделения.
Рабочее место РМ-4 служит для проведения операций на
орбите; рабочее место РМ-5 — для управления бортовыми мани-
пуляторами при выводе или вводе ПГ в ОПГ; рабочее место
РМ-6 — для обслуживания ПГ, размещенного в ОПГ.
Бортовое оборудование кабины включает буфет с откидным
столиком и сумками для личных вещей членов экипажа, с раци-
онами питания, раздатчиком воды, электроподогревателем и
средствами приема пищи, мешками для пищевых отходов, сал-
фетками ит. п., который размещается в БО, противобликовые и
затеняющие шторки остекления, санитарно-гигиенические сред-
ства, источники ультрафиолетового излучения для дезинфекции
атмосферы КО и БО, спальные места со спальными мешками,
предметы комфорта и отдыха, а также ассенизационно-санитар-
ное устройство (АСУ) в районе выходного люка БО, тренажеры
(при длительных полетах) и пылесос.
При выборе интерьера КО и БО принимались во внимание их
объемы, продолжительность полета, состояние невесомости,
состав и назначение оборудования, общие требования инженер-
ной психологии и эргономики, искусственная среда обитания, а
также психофизиологические особенности длительного пребы-
вания в космосе, при этом его цветовое решение подчинялось
созданию наилучших условий для функционирования экипажа и
эффективности выполнения им своих обязанностей.
Элементы конструкции и оборудования кабины, образующие
интерьер, имеют в соответствии с цветовым решением либо
лакокрасочное покрытие, либо покрытие из листового авиаци-
онного декоративного демпфирующего материала, предотвраща-
ющего возможные травмы экипажа при перемещениях внутри
кабины.
Кабина имеет общее (в КО, БО и ШКК), местное (в районе
спальных мест в БО), дежурное (в КО, БО и в проходах между
ними), вспомогательное и аварийное (внутреннее) освещение.
Для общего и местного освещения применяются люминесцен-
тные стационарные светильники, для вспомогательного — пере-
носные светильники с питанием от бортовой электросети, для
аварийного освещения основной группы приборов — стационар-
ные и переносные светильники и аварийный фонарь с автоном-
ным источником питания.
Сложности, с которыми столкнулись создатели кабины в
части обеспечения предъявляемых к ней требований по герме-
220
тичности, заключались в том, что погонная длина герметичных
сварных швов составила 153 м, количество герметизируемых
проемов и отверстий в оболочке — 1018, а погонная длина
герметичных уплотнений на оболочке (с двойными барьерами
уплотнений) — 142 м; при этом допустимые утечки воздуха из
кабины не должны превышать 1,5 кг/сут, что соответствует
наличию отверстия диаметром около 0,35 мм.
6.2. СРЕДСТВА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ
6.2.1. Функциональное построение
Пилотируемая космонавтика и авиационно-космическая
биология и медицина с созданием каждого нового КА и орби-
тальной станции ставят все более сложные научные, техничес-
кие и технологические задачи при разработке СЖО, выбор
которых во многом определяется численностью экипажа и
продолжительностью полета КА.
Для ОК “Буран” численность экипажа составляет от двух до
десяти человек в зависимости от программы полета, но основ-
ным вариантом считается полет четырех человек в течение
12 сут, который по современным понятиям относится к кратков-
ременным полетам.
Средства жизнеобеспечения включают систему газового сос-
тава (СГС), обеспечивающую искусственную атмосферу кабины
экипажа; систему наддува и разгерметизации, регулирующую
общее давление атмосферы кабины, включая работу в аварий-
ных ситуациях; индивидуальные средства жизнеобеспечения
экипажа (скафандры) в аварийных ситуациях и при выполнении
операций с повышенной вероятностью возникновения аварий-
ных ситуаций; систему водообеспечения питьевой (СПВ) и тех-
нической (СТВ) водой; средства обеспечения питанием (СОП) и
ассенизационно-санитарное устройство для сбора и изоляции
жидких и твердых продуктов жизнедеятельности.
Жизнедеятельность и безопасность экипажа обеспечиваются
СЖО совместно с герметичной кабиной ОК, системой терморе-
гулирования, средствами медико-биологического обеспечения и
комплексом средств аварийного спасения. Управление СЖО
выполняется по командам СУ, по алгоритмам внутренней
логики и вручную.
221
6.2.2. Параметры атмосферы обитаемых отсеков
Средства СГС обитаемых отсеков ОК разрабатывались с
учетом отечественного и зарубежного опыта создания азот-
но-кислородной и чисто кислородной атмосфер на пилотиру-
емых КА.
Наиболее приемлемой для человека является азотно-кисло-
родная атмосфера, близкая по составу к атмосфере Земли. Сог-
ласно требованиям пожарной безопасности объемное
содержание кислорода в обитаемых отсеках не должно превы-
шать 40%.
Содержание паров воды в атмосфере определяется комплек-
сным воздействием на человека температуры, влажности и ско-
рости перемещения воздушных масс, регулирование которых,
включая влагосодержание, осуществляется СТР. Допустимой
считается относительная влажность от 30 до 70%.
Параметры атмосферы кабины регулируются СГС и СНиР.
Задачей СГС является поддержание парциального давления
основных компонентов атмосферы и концентрации микропри-
месей атмосферы в заданных пределах, а СНиР — поддержание
общего давления атмосферы в заданных пределах.
Система газового состава (рис. 6.4) предназначена для под-
держания в атмосфере парциального давления кислорода от 18,7
до 29,3 кПа (140—220 мм рт. ст.), но не более 40% по объему,
концентрации микропримесей в пределах, не превышающих
предельно допустимые, а углекислого газа не более 1,07 кПа
(8 мм рт. ст.).
Основным элементом СГС являются регенераторы, содержа-
щие регенерационное вещество на основе надперексида калия, в
которых происходит реакция поглощения углекислого газа и
выделения кислорода с выделением тепла в воздух, поступа-
ющий из кабины с помощью вентиляторов. Коэффициент асси-
миляции системы (отношение объема поглощенного
Рис. 6.4. Система газового состава:
1 — вентиляторы; 2 — регенераторы
222
углекислого газа к объему выделившегося кислорода) соответ-
ствует дыхательному коэффициенту человека (отношению объ-
ема выделяемого человеком углекислого газа к объему
поглощаемого им кислорода при нормальных энерготратах), что
достигается применением специальных добавок в регенераторы.
В зависимости от предполагаемой программы полета, коли-
чества членов экипажа и продолжительности работы в кабине
устанавливается от 6 до 18 регенераторов. По мере выработки
вещества регенераторов экипаж перестыковывает гибкие шланги
между вентиляторами и регенераторами.
Микропримеси удаляются установкой в регенераторах филь-
тров вредных примесей.
Газовый состав контролируется бортовыми газоанализато-
рами.
Система наддува и разгерметизации (рис. 6.5) выполняет сле-
дующие функции:
поддерживает абсолютное давление атмосферы кабины от
93,3 до 107,3 кПа (700—805 мм рг. ст.) с компенсацией штатной
Рис. 6.5. Система наддува и разгерметизации:
1 — измерители давления; 2 — предохранительный клапан; 3 — клапан разгерме-
тизации; 4 — дюзы; 5 — ручные вентили; 6 — электропневмоклапаны; 7 — бал-
лоны с запасом воздуха; 8 — шлюзовая камера кабины; 9 — кабина
223
утечки воздуха из кабины до 1,5 кг/сут и наддува ШКК для
обеспечения выходов экипажа в космос;
предохраняет кабину от перенадцува с ограничением общего
давления не более 117,3 кПа (880 мм рт. ст.) при аварийной
разгерметизации магистралей высокого давления СНиР, ИСЖО
и средств противопожарной защиты;
обеспечивает смену атмосферы кабины для ликвидации пос-
ледствий пожара или устранения последствий нештатной работы
СГС и резерв времени членам экипажа для надевания скафан-
дров при аварийной разгерметизации кабины;
выравнивает отрицательный перепад давлений, воздейству-
ющих на кабину при спуске ОК в плотные слои атмосферы.
В СНиР запасы воздуха хранятся в баллонных блоках, из
которых для компенсации штатной утечки вследствие конструк-
тивной негерметичности расходуется 1,5 кг/сут воздуха при
продолжительности полета до 30 сут (выполняется автомати-
чески). При снижении общего давления до 98,7 кПа
(740 мм рт. ст.) по показаниям измерителей давления формиру-
ется команда на открытие элекгропневмоклапанов и наддув
кабины, который по достижении давления 101,3 кПа
(760 мм рт. ст.) прекращается. В дальнейшем цикл повторяется в
зависимости от реальной утечки воздуха. Допускается ручное
регулирование давления с помощью ручных вентилей. Наддув
ШКК выполняется открытием ручного вентиля или выравнива-
нием давлений между нею и кабиной, при этом СНиР автомати-
чески компенсирует давление в кабине (запас воздуха для
трехкратного наддува ШКК 15 кг).
Огромную опасность для экипажа представляет разгерметиза-
ция кабины ОК вследствие пробоя ее микрометеоритом, кон-
структивного нарушения каркаса и герметичности магистралей
пневмо- и гидросистем. При разгерметизации кабины един-
ственным средством спасения являются надевание скафандров и
подключение ИСЖО. Время падения давления от номинального
до минимального, при котором человек сохраняет способность
активных действий по спасению собственной жизни, называется
резервным временем.
Резервное время, а следовательно, и скорость падения давле-
ния зависят от эффективной площади отверстия разгерметиза-
ции. СНиР обеспечивает увеличение резервного времени,
необходимого для надевания скафандра, путем подачи воздуха
из баллонов через эдектропневмоклапаны в кабину в автомати-
ческом режиме.
Возможный спуск ОК в плотных слоях атмосферы и посадка
с разгерметизированной кабиной потребовали выравнивания
отрицательного перепада давлений, воздействующего на кабину
при нарастании наружного давления атмосферы Земли. Эта
224
Макет орбитального корабля
в безэховой камере
Летающая модель
орбитального
корабля "Бор-4"
Динамические
испытания носовой
части фюзеляжа
'Ими
►ill
1Ш1
Самолет - аналог орбитального
корабля на взлете
<И Статические испытания
орбитального корабля
Модель орбитального корабля "Бор-5
Пультовая
радиосистемы
(МИК ОК)
Орбитальный
корабль "Буран"
на технологичес-
кой тележке
в монтажно-
испытательном
корпусе
Внутренний вид кабины экипажа ОК "Буран"
Общий вид отсека полезного груза ОК "Буран"
МРКК "Энергия" - "Буран" на транспортном
установочном агрегате (вид сбоку, вид сзади)
Установка МРКК "Энергия" - "Буран"
в стартовое сооружение
Общий вид стартового комплекса (виден лоток газоотвода)
МРКК "Энергия" - "Буран" в стартовом сооружении (справа
вверху виды коммуникации заправочно-дренажного
агрегата, на втором плане - агрегат экстренной эвакуации)
Старт!
Подъем!
МРКК "Энергия"—"Буран” на старте
Послеполетное обслуживание
Л Посадка орбитального корабля "Буран" на ВПП (видны
средства комплекса послеполетного обслуживания)
Торможение!
Орбитальный корабль "Буран" на самолете Ан-225 "Мрия” £>
задача решается автоматическим перепуском воздуха в разгерме-
тизированную кабину из атмосферы через клапан разгерметиза-
ции с ограничением перепада до 16,7 кПа (125 мм рт. ст.) при
спуске по траектории с максимальной вертикальной составля-
ющей скорости.
Давления в кабине и баллонах контролируются по показа-
ниям измерителей давления как экипажем, так и ЦУП.
6.2.3. Индивидуальные средства жизнеобеспечения
В связи с существенными отличиями условий эксплуатации
ОК от ранее созданных КК “Союз”, орбитальных станций
“Салют” и “Мир” значительно расширились требования к инди-
видуальным средствам жизнеобеспечения и выполняемым ими
функциям.
В состав ИСЖО (рис. 6.6) входят спасательные (“Стриж”) и
выходные (“Орлан”) скафандры, обеспечивающие жизнеде-
ятельность членов экипажа в случае разгерметизации кабины на
Рис. 6.6. Индивидуальные средства жизнеобеспечения:
1 — заправочный штуцер; 2 — емкость питьевой воды; 3 — переносная кисло-
родная установка; 4 — вентили; 5 — СМ; 6, 8 — блоки стыковки; 7— шлюзовая
камера кабины; 9 — теплообменный агрегат; 10 — спасательные скафандры;
И — насосный блок; 12 — холодильно-сушильный агрегат; 13, 16 — блоки очис-
тки; 14, 17 — блоки бортовой регенерационной системы (БРС); 15 — дистанци-
онное управление; 18 — кран подачи воды; 19 ~ кислородный кран; 20 — блок
питания БП-1; 21 — кислородные баллоны; 22 — кислородная система катапуль-
тного кресла
16 Заказ 192
225
всех участках полета ОК, при появлении в атмосфере герметизи-
рованной кабины вредных примесей и в случае катапультирова-
ния в креслах (в варианте с катапультными креслами). ИСЖО
обеспечивают необходимые физиолого-гигиенические условия
членам экипажа, находящимся в спасательных скафандрах в
герметизированной кабине на СП и на участках выведения, при
стыковке, расстыковке и спуске ОК и при работах в ОПГ, их
кислородное питание, необходимые условия жизнедеятельности
двум членам экипажа, находящимся в выходных скафандрах при
работе в ШКК, сушку спасательных и выходных скафандров на
борту при подготовке их к повторному использованию.
Спасательные скафандры обеспечивают защиту экипажа в
случае разгерметизации кабины при скорости падения давления
в ней до 13,3 кПа/с (100 мм рт. ст./с).
Время надевания спасательного скафандра “Стриж” без посто-
ронней помощи в случае разгерметизации кабины составляет не
более 5 мин, средние энергозатраты при работе в нем — 120... 150
ккал/ч (с пиковыми значениями — до 200...250 ккал/ч), потребле-
ние кислорода на дыхание и компенсацию утечек при работе
совместно с бортовым оборудованием ИСЖО — до 3 нл/мин для
одного члена экипажа, а средние энергозатраты при работе в
выходном скафандре “Орлан” — 200...250 ккал/ч.
Циркуляция газа, создаваемая в спасательном скафандре,
обеспечивает подачу основным (резервным) вентилятором при
работе по разомкнутому контуру не менее 300 л/мин и при
работе по замкнутому контуру — не менее 250 л/мин, а с
помощью инжектора при разомкнутом контуре — не менее
140 л/мин.
Электрическая мощность, потребляемая ИСЖО при работе
четырех человек экипажа в герметичной кабине, составляет
270 Вт, в разгерметизированной кабине — 300 Вт, при выходе в
ОПГ - 300 Вт.
При разгерметизации кабины в спасательных скафандрах
автоматически поддерживается давление не менее 0,041 МПа,
при этом возможен кратковременный переход вручную на
режим давления 0,026 МПа по физиологическим показателям.
При аварийной разгерметизации кабины время экстренного
возвращения ОК может достигать 12 ч, что требует оснащения
спасательных скафандров элементами ассенизационно-санитар-
ного устройства и устройством по подаче и приему питьевой
воды при избыточном давлении в скафандре.
Совместно со средствами медико-биологического обеспече-
ния ИСЖО обеспечивают необходимую работоспособность
членов экипажа в спасательных скафандрах при ручной посадке
ОК на ВПП ПК.
226
Индивидуальные средства жизнеобеспечения имеют два
режима работы: первый — по разомкнутому вентиляционному
контуру (при штатной программе полета) в условиях герметич-
ной кабины и нахождения экипажа в спасательных скафандрах,
при этом подскафандровое пространство вентилируется кабин-
ным воздухом с помощью вентиляторов бортовых регенериру-
ющих систем, и второй — по замкнутому регенерационному
контуру (в аварийных и опасных ситуациях).
Они состоят из двух контуров, каждый из которых включает
блок БРС (см. рис. 6.6), блоки очистки, холодильно-сушильный
агрегат, дистанционное управление и два спасательных ска-
фандра. Блок БРС имеет два вентилятора (основной и резер-
вный) и инжектор, причем в штатном режиме работает один
вентилятор, а второй автоматически включается в работу при
отказе первого. В герметичной кабине при работе по разомкну-
тому вентиляционному контуру блоки очистки и холодильно-су-
шильный агрегат не работают.
Каждые два спасательных скафандра замкнуты на один
контур, и в случае разгерметизации одного спасательного ска-
фандра и утечки из него кислорода с расходом более 20 нл/мин
предусмотрено его автоматическое отключение от контура, при
этом в отключенный скафандр подается кислород с расходом
20+2 нл/мин.
Конструкция спасательного скафандра предусматривает
применение гигиенических плавок, входящих в комплект проти-
воперегрузочного устройства “Каркас”, а также прием питьевой
воды от системы водообеспечения как при избыточном давле-
нии в скафандре, так и без него; спасательный скафандр осна-
щен плавательным средством.
Скафандры обеспечиваются кислородом от СЭП, а в случае
аварийного прекращения подачи кислорода от СЭП — от резер-
вного источника — баллонов с газообразным кислородом под
давлением до 20,5 МПа.
При работе по разомкнутому контуру нагнетаемый в спаса-
тельные скафандры кабинный воздух выбрасывается обратно в
кабину через открытый щиток гермошлема или через регулятор
давления скафандра (при закрытом щитке гермошлема).
Переход на работу по замкнутому регенерационному контуру
происходит автоматически при разгерметизации кабины по сиг-
налу от блока барореле или вручную при отказе электроавтома-
тики, а также при наличии в герметической кабине дыма или
вредных примесей сверх допустимых норм.
При работе по замкнутому контуру кислород от блока пита-
ния, предназначенного для понижения давления от СЭП или
резервного источника, поступает на пневмоавтоматику блока БРС,
is*
227
пневмозапорный клапан которого отключает вентиляционный
контур спасательного скафандра от атмосферы кабины, а авто-
мат продувки блока БРС продувает его кислородом в течение
4...5 мин для создания в вентиляционном контуре 100% кисло-
родной среды. По окончании продувки блок БРС постоянно
подпитывает контур кислородом с расходом 1 л/мин на каждый
скафандр. В скафандре регулятором давления автоматически
устанавливается абсолютное давление 0,045 МПа, а при его
падении в закрытом контуре вследствие негерметичности через
кислородный прибор (компенсатор утечек) блока БРС подается
необходимое количество кислорода в зависимости от степени
негерметичности контура.
При работе по замкнутому контуру циркулирующий газ
проходит через систему вентиляции скафандра, унося выделя-
емые человеком влагу, тепло, углекислый газ и вредные
примеси. Из скафандра газ поступает в блок очистки, где осво-
бождается от углекислого газа и вредных примесей, а затем в
холодильно-сушильный агрегат, где освобождается от влаги и
избытка тепла. Далее очищенный и охлажденный воздух засасы-
вается вентилятором и снова нагнетается в скафандр. В блоке
БРС на выходе из вентиляторов установлен газожидкостный
теплообменник, позволяющий по желанию экипажа понизить
температуру газа, поступающего в скафандр. Газожидкостный
теплообменник работает после включения насосного блока,
обеспечивающего циркуляцию охлажденной воды. По желанию
экипажа расход газа, вентилирующего скафандр, регулируется
механизмом управления.
Работа ИСЖО контролируется экипажем по каналам ТМИ и
с СОИ-ОУ. Информация поступает с датчиков и с сигнализа-
торов, установленных в блоках ИСЖО.
Дистанционное управление позволяет экипажу проверять
герметичность, продувать скафандр, переводить режим его
работы на замкнутый регенерационный контур, включать
инжектор в случае отказа одновременно двух вентиляторов и
подавать кислород в ШКК и СМ через кислородные вентили.
При выполнении в ШКК операций по выходу и возвращению
один из блоков БРС и один из блоков очистки переводятся на
работу по замкнутому контуру, что обеспечивает подачу кисло-
рода, очистку и охлаждение циркулирующего газа в контуре и
воды в костюме водяного охлаждения выходных скафандров
“Орлан”. Блок очистки рассчитан на работу со скафандром в
течение 12 ч и на три выхода в открытый космос.
В ИСЖО имеются переносные кислородные установки, обес-
печивающие автономную работу спасательных скафандров в
условиях разгерметизированной кабины в течение 20 мин. Они
228
представляют собой баллон с газообразным кислородом под дав-
лением 41,2 МПа, оснащенный редуктором, запорным устрой-
ством и шлангом, с помощью которого каждая ’ установка
подсоединяется к скафандру.
В ИСЖО в качестве средств защиты органов дыхания от
вредных примесей или дыма используются изолирующие
приборы ИПК-1, число которых соответствует числу членов
экипажа.
Прибор ИПК-1 основан на поглощении углекислого газа и
выделении необходимого количества кислорода. Он включает
регенерационный патрон с лицевой маской, соединенные между
собой гофрированным шлангом. Время его действия — не менее
20 мин при выполнении тяжелой работы и 140 мин — при отно-
сительном покое.
Предусматривается безопасная замена ИПК-1 на спасатель-
ный скафандр при тушении пожара путем частичной разгерме-
тизации кабины.
На орбитальном участке полета, когда не требуется использо-
вание скафандров, экипаж находится в полетных или при необ-
ходимости в теплозащитных костюмах.
Для приема питьевой воды в условиях разгерметизированной
кабины скафандр оснащен специальным гермовводом, к кото-
рому подсоединяется шланг от емкости с питьевой водой, вытес-
няемой давлением кислорода при включении кислородного
крана.
Принципиально новые ИСЖО позволят значительно повы-
сить безопасность экипажа ОК, более рационально использовать
автономные ИСЖО выходных скафандров “Орлан”, что, в свою
очередь, обеспечит продолжительные выходы в открытый кос-
мос.
6.2.4. Система водообеспечения
Системы водообеспечения, применяемые на КК, основаны
на использовании запасов воды, взятых с Земли, или на ее реге-
нерации из влагосодержащих отходов жизнедеятельности
экипажа. Использование в СЭП электрохимических генераторов
тока, побочным продуктом которых является вода, предопреде-
лило и принцип действия системы водообеспечения ОК.
Существующие СВО проектировались с учетом того, что все
КК, на которые они устанавливались, были одноразового дей-
ствия, поэтому многие технические вопросы, касающиеся
прежде всего обслуживания систем, подготовки к заправке, зап-
равки и хранения запасов воды, при проектировании СВО ОК
решались заново. Кроме того, использование на ОК водяных
229
испарительных агрегатов в СТР резко увеличило потребности в
воде, нарабатываемой в ЭХГ.
Новые функции СВО, так же как прием воды от СЭП,
распределение ее между потребителями, сброс излишков воды
при переполнении баков за борт и т. п., значительно усложнили
СВО, реализация логики работы которой происходит в СУ в
соответствии с программой полета (рис. 6.7).
Учитывая характер решаемых СВО задач, ее условно делят на
две подсистемы: первая — система питьевой воды, обеспечива-
ющая водой весь экипаж, и вторая — система технической воды,
обеспечивающая водой испытательные агрегаты СТР и ГС. Эти
подсистемы обособлены друг от друга, имеют различную техно-
логию обслуживания, но общий источник воды — ЭХГ.
Рис. 6.7. Система водообеспечения:
I — герметичная кабина; II — секция СТВ СТР; III — секция СТВ ГС;
IV приходно-расходная секция; 1 — блок очистки; 2 — блок кондиционирова-
ния; 3 — ручной насос; 4 — расходная емкость СПВ; 5 — резервная емкость
СПВ; 6 — холодильник; 7 — подогреватель питьевой воды; 8 — приемное
устройство; 9 — воздухозаборник наддува приходно-расходной секции;
10 — электропневмоклапаны низкого давления; И, 22 — блоки технической
воды БТВ-1 и БТВ-4; 12 — баллоны высокого давления; 13 — электропневмокла-
паны высокого давления; 14 — редукторы; 15 — предохранительные клапаны;
16 — электроклапаны подачи воды в ГС; 17, 19 — блоки технической воды
БТВ-3 и БТВ-2; 18 — электроклапаны подачи воды в СГР; 20 — сопла сброса;
21 — электроклапаны сопел сброса; 23 — электроклапаны приема воды от СЭП;
24 — СЭП
230
Система питьевой воды ОК по своему назначению во многом
аналогична системам, применявшимся ка КК, хотя и имеет
существенные отличия. В СПВ при наземной подготовке заправ-
ляется всего 10 гл воды, являющихся резервными, а остальное
количество нарабатывается на орбите автоматически, без вмеша-
тельства экипажа, по мере расходования. Из СЭП поступает
практически дистиллированная вода, однако наличие в ней нез-
начительного количества посторонних включений требует ее
очистки и кондиционирования (минерализации). Питьевая вода
через блок очистки от газообразного водорода и блок кондици-
онирования, где она насыщается ионами серебра, поступает в
расходную (основную) или в резервную, подключаемую гибкими
шлангами вместо расходной, емкость, откуда ручным насосом
подается или к подогревателю, или через холодильник к прием-
ному устройству.
В состав СПВ также входят индивидуальные мундштуки для
приема воды каждым членом экипажа, наконечники для ввода
воды в емкости с продуктами питания при приготовлении или
ресублимировании пищи, а также дополнительные в зависи-
мости от числа членов экипажа для удобства пользования при
нахождении в креслах емкости воды (по 5 л каждая), соединен-
ные с устройствами приема, закрепленными вблизи кресел.
Требования к качеству питьевой воды обусловили требования
как к материалам, применяемым в СПВ, так и к технологии
подготовки СПВ к работе. Это особенно важно для многоразо-
вого ОК, так как после первого применения СПВ может быть
заражена микрофлорой. Поэтому перед очередным полетом
СПВ обеззараживается совместно с магистралями СЭП, затем
промывается и только после этого заправляется консервирован-
ной ионами серебра с концентрацией около 0,2 мг/л водой.
Такая вода в сочетании с тщательным обеззараживанием агрега-
тов и магистралей СПВ может храниться в системе длительное
время без ухудшения качества.
Система технической воды (рис. 6.8) — принципиально новая
система, не применявшаяся ранее в отечественной космической
технике. Она обеспечивает хранение запасов, прием от СЭП,
сброс излишков за борт и распределение воды между потребите-
лями. Ее основной задачей является обеспечение водой испари-
телей СТР и ГС.
В СТВ запас воды хранится в баках, объединенных в блоки
технической воды, каждый из которых представляет собой
четыре бака по 25 л, закрепленные в ряд на общей раме, с необ-
ходимыми трубопроводами и запорно-регулировочной арма-
турой, незначительно отличающейся в зависимости от
назначения блока.
231
3,
4,
5 6
7
8
Рис. 6.8. Система технической воды:
1 — баки; 2 — клапан дренажа газовой полости; 3 — баллон со сжатым газом;
4 — клапан заправки сжатого газа; 5 — датчик высокого давления газа; 6 — элек-
тропневмоклапаны; 7 — редуктор; 8 — датчик низкого давления газа;
9 — предохранительный клапан; 10 — электроклапаны; 11 — датчик наличия
воды; 12 — штуцер заправки воды; 13 — штуцер дренажа воды
Система технической воды делится на три секции:
приходно-расходную (ПРС) на базе блока БТВ-1, которая
обеспечивает основной (орбитальный) режим работы СТВ,
принимая воду от СЭП (при открытых клапанах) и сбрасывая ее
излишки через обогреваемые сопла сброса СТВ, а также резер-
вирование других секций в нештатных ситуациях, основной
задачей является подача воды в испарители СТР при нормаль-
ной работе на орбитальном участке; вода из ПРС вытесняется
воздухом кабины или воздухом других секций;
секцию СТР (блоки БТВ-2, БТВ-4), обслуживающую испари-
тели СТР на орбите в случае неоткрытая створок РТО или
разгерметизации кабины, а также на заключительном участке
полета; заправляется при наземном обслуживании; вода вытес-
няется воздухом из баллона;
секцию ГС (блок БТВ-3), обслуживающую испарители ГС на
заключительном участке; заправляется при наземном обслужива-
нии; вода вытесняется воздухом из баллона.
В СТВ используется дистиллированная вода, насыщенная
ионами серебра, являющаяся одновременно ее рабочим телом и
консервантом.
В СТВ при наземной подготовке заправляется 370 л воды, из
которых 100 л заправляются в секцию ГС, 200 л — в секцию СТР
232
и 70 л — в секцию ПРС, а 30 л составляет объем, обеспечива-
ющий прием воды от СЭП на Земле и участке выведения.
Система технической воды работает в соответствии с зало-
женной логикой, при которой СУ через блок управления и кон-
троля воздействует’на агрегаты СТВ при вмешательстве экипажа
только в исключительных случаях. Основные, наиболее важные
агрегаты СТВ дублированы, и установлены датчики СБИ для
контроля ее состояния.
6.2.5. Средства обеспечения питанием
Средства обеспечения питанием предназначены для четырех-
разового питания, сбалансированного по энергозатратам и пол-
ноценного по составу пищевых продуктов. При относительно
кратковременных полетах (до’ 30 сут) они целиком базируются
на взятых с Земли запасах продуктов. Продукты хранятся при
комнатной температуре упакованными в мягкие алюминиевые
тубы и металлические банки, а сублимированные продукты,
напитки и хлеб — в пластиковые пакеты.
Все продукты скомпонованы в рационы питания — совокуп-
ность продуктов, потребляемых одним членом экипажа за сутки.
Для экипажа ОК кроме основных введены адаптационные (на
первые трое суток полета в период акклиматизации к специфи-
ческим условиям) и дополнительные (для компенсации допол-
нительных затрат энергии при выходе в космическое
пространство) рационы питания. Средняя суточная калорий-
ность рационов питания составляет 3112 ккал для основного,
3128 ккал для адаптационного и 10 300 ккал для дополнитель-
ного.
Соотношение основных пищевых веществ в рационе: 14%
белков, 33% жиров и 53% углеводов, что соответствует требова-
ниям рационального питания, его сбалансированности по
основным пищевым веществам и оптимальному содержанию
калия и фосфора.
Продукты питания уложены в контейнеры, которые, в свою
очередь, установлены в буфете и зафиксированы замками.
Для подогрева продуктов используется подогреватель пищи, а
сублимированные продукты восстанавливаются горячей водой
из подогревателя питьевой воды, снабженного дозатором для
соблюдения кулинарных пропорций.
Для удобства приема пищи в состав СОП входят ложки, вилки,
консервный нож, приспособление для вскрытия туб и т.п.
Отходы питания (банки, тубы, полимерная упаковка, сал-
фетки и т. п.) собираются в герметические пакеты для сбора и
хранения отходов, хранятся на ОК и на Земле утилизуются.
233
Состав СОП (рационы питания, средства приема пищи и т.п.)
может меняться в зависимости от программы полета ОК, его
продолжительности и количества членов экипажа.
6.2.6. Ассенизационно-санитарное устройство
Ассенизационно-санитарное устройство обеспечивает сбор,
изоляцию от атмосферы и хранение в течение всего полета до
возвращения на Землю продуктов жизнедеятельности (урины и
фекалий) экипажа и размещается в БО и АО (сменные
элементы, количество которых зависит от варианта полета).
Ассенизационно-санитарное устройство (рис. 6.9) состоит из
приемника ^с контейнером твердых отходов, мочеприемника,
основного и дополнительного сборников, сигнализатора “прос-
кока”, основного и дублирующего вентиляторов, воздушного
фильтра и пульта управления. Все элементы устройства связаны
электрическими жгутами и шлангами с байонетными разъемами.
При отказах устройства используется комплект вкладышей,
приемник с отжимом и укладка сменных колец для пользования
ими.
Рис. 6.9. Ассенизационно-санитарное устройство:
1 — приемник с отжимом; 2 — мочеприемник; 3 — приемник; 4 — контейнер
твердых отходов; 5 — пульт управления; 6 — воздушный фильтр; 7 — вентиля-
торы; 8 — дополнительный сборник; 9 — сигнализатор “проскока”; 10 — основ-
ной сборник; 11 — укладка сменных колен; 12 — комплект вкладышей
234
Устройство является одноразовым и рассчитано на работу в
течение одного полета. Урина собирается и хранится в сборни-
ках, каждый из которых рассчитан на 15 человеко-суток, а фека-
лии — в контейнере твердых отходов.
Принцип работы устройства основан на транспортировании
продуктов жизнедеятельности экипажа потоком воздуха, созда-
ваемого вентилятором. От атмосферы кабины фекалии изолиру-
ются с помощью сменных вкладышей, приемника, контейнера
твердых отходов, вентилятора и воздушного фильтра, а урина —
с помощью приемника, мочеприемника, сборников, вентиля-
тора и воздушного фильтра.
Урина, попадая в воронку приемника, потоком воздуха тран-
спортируется по шлангу в сборник и удерживается там во влаго-
поглощающем материале. Воздух просасывается через сборники
и через выходной патрубок воздушного фильтра, где поглоща-
ются вредные газы и запахи, и поступает в атмосферу кабины.
После заполнения основной сборник отстыковывается от
устройства, герметизируется и на его место устанавливается
дополнительный сборник, а на место последнего — запасной.
6.3. СРЕДСТВА МЕДИКО-БИОЛОГИЧЕСКОГО
ОБЕСПЕЧЕНИЯ
6.3.1. Назначение
Медицинское обеспечение полетов определяется рядом спе-
цифических особенностей обитания и условий жизнедеятель-
ности экипажа при полете ОК. Основными из них являются
работы на орбите ИСЗ с использованием скафандра как внутри
ОК, так и при выходе в открытый космос при относительно неп-
родолжительных (до 30 сут) полетах.
В связи с тем что продолжительность полета по основному
варианту (до 12 сут) соответствует периоду адаптации человека к
невесомости, когда его работоспособность существенно снижа-
ется, одной из основных задач медицинского обеспечения поле-
тов стало сохранение высокой работоспособности экипажа
именно в этот период. Эта задача осложняется тем, что на завер-
шающем этапе полета при посадке деятельность членов экипажа
становится наиболее ответственной и активной, а переход от
невесомости к перегрузкам, особенно действующим в направле-
нии “голова—таз”, связан со снижением работоспособности
именно на этом участке полета. С учетом сказанного основой
проектирования средств медико-биологического обеспечения
(СМБО) экипажа являлись следующие разработки:
235
методов и средств обеспечения его работоспособности на
орбитальном участке и на этапах спуска и посадки, а также
медицинского контроля за ним;
систем мероприятий, обеспечивающих безопасность выхода в
открытый космос и высокую работоспособность;
методов и средств санитарно-гигиенического обеспечения;
средств оказания медицинской помощи при заболеваниях и
травмах;
системы мероприятий, обеспечивающих радиационную безо-
пасность.
6.3.2. Состав
Средства медико-биологического обеспечения условно
делятся на средства медицинского и радиационного контроля,
профилактики неблагоприятных факторов полета, санитарно-ги-
гиенического обеспечения и оказания медицинской помощи.
Средства медицинского контроля обеспечивают непрерывный
контроль функционального состояния организма членов
экипажа на активных участках полета и при выходе в открытый
космос, периодический контроль и прогнозирование состояния
их здоровья с проведением функциональных проб на этапе
орбитального полета, а также оценку эффективности профилак-
тических и лечебных мероприятий.
Непрерывный контроль функционального состояния орга-
низма членов экипажа проводится с помощью средств оператив-
ного медицинского контроля (комплексов “Бета-06”,
“Альфа-09” и “Мимоза-4М”) по минимальному набору клини-
ко-физиологических показателей (электрокардиограммы, пнев-
мограммы, ушной пульсограммы, реограммы, частоты
сердечных сокращений, температуры тела) на этапах выведения,
стыковки, спуска и посадки и при работе вне ОК, а периодичес-
кий контроль — с помощью средств периодических медицин-
ских обследований (комплекса “Гамма-3” и магнитного
регистратора) членов экипажа при увеличении длительности
полета (до 30 сут), позволяющих более глубоко оценить эффек-
тивность профилактических и лечебных мероприятий и в опре-
деленной степени прогнозировать функциональное состояние и
здоровье членов экипажа, что особенно важно перед выполне-
нием ответственных работ.
236
Средства радиационного контроля служат для оперативного
контроля радиационной обстановки во время полета и индиви-
дуальных доз членов экипажа с учетом высоты полета и накло-
нений круговых орбит. К ним относятся бортовой дозиметр,
индивидуальный прямопоказывающий дозиметр ИПД-2 и инди-
видуальная дозиметрическая сборка ИД-ЗМ.
Средства профилактики неблагоприятных факторов полета
используются для поддержания работоспособности членов
экипажа и профилактики воздействия на них неблагоприятных
факторов полета, в основном невесомости и перегрузок в
направлении “голова—таз”, действующих на участках спуска и
посадки.
Невесомость, особенно в кратковременных (до 12 сут) поле-
тах, существенно воздействует на физиологические функции
членов экипажа и психический статус, вызывая в первые дни
вестибуловегетативные расстройства и снижая в первые 5...7 сут
их работоспособность.
Перегрузки в направлении “голова—таз” вызывают перерас-
пределение массы циркулирующей крови у членов экипажа, что
может привести, особенно после воздействия невесомости, к
расстройству зрения в форме “серой” и “черной” пелены с пос-
ледующей его потерей.
Во избежание этих явлений предусматриваются такие сред-
ства профилактики, как фармрецептура болезни движения, вело-
эргометр ВБ-4, стенд “Бегущая дорожка”, пережимное средство
“Браслет”, генератор импульсов “Тонус-3”, водно-солевые
добавки и противоперегрузочное устройство “Каркас”, из
которых наиболее существенными являются фармрецептура
болезни движения, пережимное средство “Браслет” и противо-
перегрузочное устройство “Каркас”.
Средства санитарно-гигиенического обеспечения способ-
ствуют личной гигиене членов экипажа и поддерживают опти-
мальные санитарные условия в ОК. Они включают средства
личной гигиены, санитарные салфетки для поверхностей, пред-
меты туалета, косметический прибор, пылесос и гигиеническое
белье.
237
Таблица 6.1
Возможная область применения средств медико-биологического обеспечения
Средство Область применения
Бортовая аптечка и медицинская укладка Средства личной гигиены Санитарные салфетки для поверхностей Гигиеническое белье Велоэргометр ВБ-4, стенд “Бегущая дорожка” Пережимное средство “Браслет” Противоперегрузочное устройство Фармрецептура болезни движения Комплексы “Альфа-09”, “Бега-06”, “Мимоза-4М”, “Гамма-6” Электростимулятор “Тонус-3” Индивидуальные пря- мопоказывающий дози- метр ИПД-2 и дозиметри- ческая сборка ИД-ЗМ Само- и взаимопомощь в автономных условиях жизнедеятельности небольших групп При повышенной и пониженной температуре с ограниченным водным режимом, в замкнутых объемах с ограниченным комфортом В замкнутых объемах с ограниченным комфор- том При ограниченном комфорте (экспедиции, походы и т.п.) Реабилитационные мероприятия в здравоохране- нии и спорте. Проведение физических тренировок в условиях длительного пребывания в ограничен- ных объемах Клиническая практика при оказании неотложной помощи больным с гемодинамическими (отек лег- ких и мозга, гипертонический криз) нарушениями Клиническая практика при реабилитационных мероприятиях (расширение двигательного режима у больных, находившихся в условиях длительного постельного режима, идиопатической ортостати- ческой неустойчивости и тд.) Воздушный, морской, автомобильный транс- порт, космическая и клиническая медицина Клиническая практика, массовые выездные медицинские обследования, медицинский контроль в условиях автономного существования Клиническая практика, спортивная медицина, спорт Гражданская оборона, АЭС, атомная промыш- ленность
Средства оказания медицинской помощи предназначены для
проведения лечебно-профилактических мероприятий в случае
возникновения заболеваний и травм, коррекции функциональ-
ных расстройств и поддержания работоспособности членов
экипажа с помощью медикаментозных препаратов. Они
включают бортовую аптечку и медицинскую укладку, состав
которой подбирается на основе прогнозирования заболеваний и
функциональных расстройств у членов экипажа во время полета
ОК с учетом опыта космических полетов и анализа заболева-
емости среди малых групп лиц, работающих в экстремальных
условиях.
Данные средства медико-биологического обеспечения могут
широко использоваться в народном хозяйстве (табл. 6.1).
238
6.4. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА СЖО
В процессе экспериментальной отработки СЖО оценке под-
лежали системы, обеспечивающие и поддерживающие состав
внутренней атмосферы, ее абсолютное давление, температуру и
влажность как в обитаемых отсеках ОК, так и в спасательных
скафандрах при различных режимах полета, а также системы,
обеспечивающие экипаж испытателей питьевой водой, сред-
ствами личной гигиены, и системы медицинского контроля. В
процессе проведения эксперимента оценивались размещение
оборудования в кабине корабля и удобство работы с ним как в
скафандрах при разгерметизации, так и при нормальных усло-
виях в обычной полетной одежде.
Программа экспериментальной отработки СЖО была разде-
лена на три этапа:
первый — проверка характеристик отдельных систем и соот-
ветствие их техническим заданиям (эксперименты проводились
как с экипажем, так и без него);
второй — имитирование условий штатного полета с нахожде-
нием испытателей на борту и выполнением ими всех видов
работ в соответствии со штатной программой полета (операции,
связанные с управлением движением ОК, и некоторые другие
имитировались по специальным методикам, обеспечивающим
более или менее адекватные затраты мускульной энергии и пси-
хическое напряжение; эксперимент продолжался до выработки
ресурса комплекса СЖО);
третий — проведение эксперимента, подобного эксперименту
второго этапа, но осложненного введением ряда нештатных
ситуаций, в том числе разгерметизации кабины и отказа различ-
ных агрегатов и систем.
По результатам этих экспериментов и оценок испытателей с
учетом испытаний отдельных агрегатов и систем, проводив-
шихся ранее в соответствии с комплексной программой отра-
ботки, выдавалось заключение о допуске СЖО к пилотируемому
полету.
Для реализации задач отработки СЖО был создан стенд
(рис. 6.10), разработанный на базе вакуумной установки, состо-
ящий из вертикально расположенной барокамеры диаметром 10
м и высотой 11 м с откачными системами, позволяющими соз-
давать в барокамере давление 10’2 мм рт. ст.
239
Кабина ОК на специальных подставках устанавливалась в
барокамере таким образом, чтобы обеспечить прямой проход из
шлюзовой камеры барокамеры к выходному люку кабины
(рис. 6.11). Кабина изготовлялась по штатной конструкторской
документации с учетом условий эксплуатации реальной кабины
и стенда. В связи с отсутствием невесомости была изменена,
ориентация некоторых агрегатов и изменено расположение
спальных мест, в штатной кабине расположенных на потолке
бытового'отсека. Незадействованные в экспериментальной отра-
ботке СЖО системы (например, приборы системы управления,
радиокомплекса и др.) были заменены тепловыми имитаторами.
Свободный внутренний объем воздуха, интерьер кабины и места
выделения тепла в кабине, изготовленной для эксперименталь-
ного стенда, соответствовали штатной кабине.
Рис. 6.10. Специальный комплексный стемд для отработки СЖО
240
Агрегаты СЖО и внутренних контуров СТР, размещаемые
вне кабины, устанавливались в барокамере в местах, ориентиро-
вочно аналогичных местам их расположения относительно
кабины на ОК. Для управления бортовыми системами информа-
ция о их работе в штатном виде выводилась на СОИ-ОУ.
Для обеспечения функционирования СЖО и СТР в различ-
ных режимах в состав комплексного стенда входят специальные
наземные системы:
система управления вакуумной установкой, состоящая из
центрального поста управления и коммутационной аппаратуры;
система терморегулирования, включающая в себя 10 одинако-
вых контуров, обеспечивающих циркуляцию в них теплоноси-
теля с регулированием температуры от —25 до +40 °C и расходом
от 600 до 1200 л/ч, используемых для отвода тепла из кабины,
нагрева или охлаждения рабочих тел, подаваемых различным
Рис. 6.11. Установка кабины в барокамере.
17 Заказ 192
241
потребителям, для термостатирования магистралей отбора проб
воздуха из кабины и скафандров. Теплоноситель в контурах
охлаждается теплообменником холодильного центра, а нагрева-
ется электрическими нагревателями, установленными в каждом
контуре СТР. Температура теплоносителя регулируется смеши-
ванием потоков теплоносителя, проходящих через теплообмен-
ник и нагреватель, при этом все контуры регулируются
независимо друг от друга. С помощью ручных вентилей воз-
можна ограниченная замена одного контура другим;
система управления тепловыми имитаторами бортовой аппа-
ратуры, позволяющая подавать электропитание на каждый ими-
татор в ручном режиме с пульта управления и автоматически по
командам от ЭВМ с непрерывным контролем потребляемой
имитаторами мощности;
пневмосистема стенда, обеспечивающая отбор проб воздуха
из различных точек кабины, приведение давления этих проб к
атмосферному для последующего лабораторного анализа, а
также создание утечек или натекания в кабину воздуха с задан-
ным расходом. В состав системы входит функциональный блок,
оборудованный необходимым набором микронагревателей, регу-
ляторов расхода газа и пневмоарматуры для выполнения указан-
ных операций;
скафандровая пневмосистема, практически аналогичная
пневмосистеме стенда и отличающаяся от нее только расход-
ными характеристиками. Количество подключаемых к функци-
ональному блоку скафандров определяется количеством
установленных на стенде блоков коммутации скафандров (при
отработке первого пилотируемого полета использовали один
такой блок, коммутирующий два скафандра);
стендовая система водообеспечения для подачи в кабину
расходной воды, в штатном ОК поступающей от ЭХГ; система
заправляется водой, полученной при испытаниях реального
ЭХГ, с последующим насыщением водородом и подогревом до
штатной температуры. В соответствии с программой полета вода
подается на борт, где поступает в СТВ, обеспечивающую подачу
ее на испарители для охлаждения теплоносителя во внутренних
контурах бортовой СТР, а также в СПВ, где очищается и после
кондиционирования используется испытателями;
система контроля медицинских параметров для визуального
контроля сигналов, поступающих от бортовых средств медицин-
ского контроля, а также их регистрации на магнитных регистра-
торах и осциллографах (для удобства частоты пульса и дыхания
испытателей выводятся в цифровом виде на специальное табло);
система связи и телевидения, причем система связи объеди-
нена с бортовой, что позволяет вести переговоры с использова-
нием штатных бортовых средств, а система телевидения
242
(телевизионного контроля) позволяет получать изображение всех
рабочих мест, а также передавать изображение из пультового
зала на бортовые видеоконтрольные устройства;
система электропитания, обеспечивающая все стендовые сис-
темы электропитанием требуемых напряжений и качества. Элек-
тропитание бортовых систем происходит от специального
источника, дублированного аккумуляторной батареей, обеспечи-
вающей питание систем кабины в течение не менее 2 ч;
система аварийного спасения экипажа испытателей, которая
обеспечивает автоматическую подачу в скафандры кислородной
смеси (40% кислорода) при падении в них давления ниже допус-
тимого уровня, включение по команде руководителя испытаний
или оператора системы аварийного спасения автоматического
наддува последовательно скафандров, отсеков и барокамеры с
максимальной скоростью до высоты 8 км, подачу в скафандры
атмосферного воздуха при превышении давления окружающей
среды над давлением в скафандре, а также прекращение наддува
барокамеры при превышении давления в ней над давлением в
кабине на 120 мм рт. ст. После достижения высоты 8 км по
решению руководителя испытаний осуществляется либо спуск
до “земли” с максимальной скоростью, либо плавный спуск
кабины и скафандров. Наддув барокамеры до “наземного” дав-
ления осуществляется всегда с одной и той же скоростью.
Предусматривается возможность аварийного наддува и открытия
клапанов наддува вручную в случае отказа автоматики;
система управляемого спуска барокамеры для имитации
штатной траектории спуска с орбиты;
информационно-управляющий комплекс для управления
бортовыми и стендовыми системами и отработки испытательной
информации (рис. 6.12), который включает пульты управления
бортовыми и стендовыми системами, врача и его помощника, а
также руководителя испытаний; приборы сопряжения бортовых
систем стенда с пультами и стандартными средствами вычисли-
тельной техники (пять комплексов на базе ЭВМ СМ-2М, из
которых три решают задачи управления бортовыми и стендо-
выми системами, а два обеспечивают прием информации от сис-
тем, ее первичную обработку, выдачу текущей информации на
дисплеи пультов управления и передачу ее на ЭВМ ЕС-1061,
которая осуществляет формирование базы данных, вторичную
обработку испытательной информации и выдачу ее потребите-
лям в виде протоколов, графиков или буквенно-цифровой
информации на дисплеи, расположенные в группе анализа).
Информационно-управляющий комплекс позволяет управ-
лять всеми бортовыми и стендовыми системами и полуавтомати-
ческим запуском алгоритмов директивной логики управления
(для штатных систем используется штатная директивная логика,
17*
243
Рис. 6.12. Информационно-управляющий комплекс
тождественная заложенной в СУ ОК, а для стендовых систем
используются свои алгоритмы директивной логики, автоматизи-
рующие практически все процессы).
Для повышения надежности управления бортовыми и стендо-
выми системами в информационно-управляющем комплексе
предусмотрена возможность выдачи команд на системы с
помощью командно-наборного поля, расположенного на пуль-
тах управления, вручную, минуя ЭВМ, и получения информа-
ции о состоянии дискретных параметров систем на том же
командно-наборном поле и с помощью транспарантов (инфор-
мация на транспарантах поступает и при управлении от ЭВМ).
Посадка экипажа испытателей в кабину происходит через
шлюз барокамеры и входной люк. После их размещения на мес-
тах персонал испытательной бригады закрывает входной люк
244
кабины, выходной люк барокамеры и двери шлюза. Экипаж в
это время начинает работу в кабине в соответствии со штатной
бортовой документацией, проводя предстартовую подготовку
систем ОК. Все действия экипажа контролируются испытатель-
ной бригадой как по информации на пультах, так и визуально на
видеоконтрольных устройствах системы телевизионного кон-
троля.
Оборудование стенда и, в частности, объект испытаний поз-
воляют проводить тренировки штатных экипажей и сопровожде-
ние реального полета.
6.5. СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ
ЭКИПАЖА
Основой системы обеспечения безопасности экипажа на
участках выведения и спуска при возникновении аварийной
ситуации является комплекс средств аварийного покидания
(КСАП). КСАЛ предназначен для спасения экипажа методом
катапультирования в случае возникновения аварийной ситуации
на СК, на участке выведения и на участке спуска и посадки. Он
включает катапультные установки и систему образования ава-
рийных выходов. До момента отхода башни обслуживания
КСАП заблокирован и экстренная эвакуация при возникнове-
нии аварийной ситуации проводится с использованием средств
СК.
На участке выведения КСАП применяется до скоростей
полета, соответствующих М = 2,5 ...3, что соответствует границе
применения катапультного кресла открытого типа по кинетичес-
кому нагреву, а на участке спуска и посадки — после достиже-
ния скоростей, соответствующих М = 2.5...3, и до останова ОК
на ВПП ПК.
В случае стоянки на ВПП экипаж при необходимости может
покинуть ОК через эксплуатационный или аварийные люки с
помощью канатов с тормозными устройствами.
Комплекс средств аварийного спасения приводится в дей-
ствие вручную при вытягивании ручки катапультирования на
катапультных креслах на всем участке полета, где возможно его
применение, принудительно по команде руководителя пуска,
поступающей по командной радиолинии на СК и на участке
выведения, и автоматически по команде от средств аварийного
спасения на СК.
Автоматическая команда на приведение в действие КСАП
формируется на основании признаков аварийности в СУ ОК,
КАУ PH и в САС, что обеспечивает своевременное катапульти-
245
рование в условиях быстро развивающихся аварийных процессов
на СК и на участке выведения.
Управление КСАЛ осуществляется автоматикой САС,
которая также обеспечивает некоторые другие функции спасе-
ния, включая экстренное отделение ОК от PH.
В зависимости от этапа и режима полета автоматика САС
выдает различные режимы и последовательность срабатывания
агрегатов КСАП: последовательно ускоренное с одновременным
образованием аварийных выходов, парное и последовательное
катапультирование.
Катапультные установки расположены в МК и являются
рабочими местами членов экипажа на активных участках полета.
Их особенностью является то, что катапультные кресла установ-
лены в подвижных направляющих, имеющих стартовое и поса-
дочное фиксированные положения. В стартовом положении
обеспечивается поза для пребывания и проведения предстарто-
вых операций при вертикальном положении ОК с учетом воз-
можных задержек на старте до 6 ч, а также для перенесения
перегрузок на участке выведения, а в посадочном положении —
ручное управление в орбитальном полете и на этапах спуска и
посадки.
Из стартового положения в посадочное Катапультные кресла
переводятся на конечном отрезке участка выведения специаль-
ным механизмом перевода от ручки на пульте.
Катапультирование обеспечивается как из стартового, так и
из посадочного положения.
Старт и участок выведения являются наиболее напряжен-
ными и опасными и в то же время наиболее сложными учас-
тками полета с точки зрения безопасности и спасения.
В случае взрыва PH необходимо обеспечить удаление ката-
пультных кресел на безопасное по воздействию взрывной волны
расстояние (до 400 м), их уход от струи работающих двигателей с
учетом возможных угловых перемещений вокруг центра масс, а
также управление их траекторией при катапультировании в
районе стартовых сооружений. Для решения задач спасения на
СК и участке выведения катапультное кресло было оснащено
дополнительной энергетической установкой — разгонным бло-
ком (пороховым двигателем с управляемым соплом), дополни-
тельной автоматикой и устройством управления.
На этапах спуска и посадки кресло применяется в традицион-
ной “самолетной” конфигурации, при этом разгонный блок с
дополнительными стабилизирующими устройствами по сигналу
автоматики САС отсоединяется и остается на борту.
Катапультное кресло также оснащено блоком жизнеобеспече-
ния для спуска с больших высот и носимым аварийным запасом
246
(НАЗ) для выживания в безлюдной местности. Обычно оно
применяется совместно со спасательным скафандром “Стриж”.
Для катапультирования системой образования аварийных выхо-
дов по сигналу автоматики САС вскрываются аварийные выходы
в МК и НЧФ, при этом траектории движения сбрасываемых
панелей безопасны для экипажа.
Система образования аварийных выходов состоит из линей-
ных устройств разделения (ЛУР), стреляющего механизма
отброса панелей аварийных выходов, замков сцепки, упоров и
узлов поворота.
Линейные устройства разделения вскрывают панели МК и
НЧФ с помощью заряда взрывчатого вещества, обеспечива-
ющего приемлемые уровни ударных и акустических нагрузок и
отсутствие осколков.
Стреляющий механизм сброса служит для создания необходи-
мого для сброса панели импульса.
Оригинальная конструкция замков сцепки, упоров и узлов
поворота обеспечивает направленное совместное движение
вырезанных панелей МК и НЧФ до отделения от борта.
Создание КСАП ОК потребовало большого объема науч-
но-исследовательских и опытно-конструкторских работ, физи-
ологических и технологических испытаний.
Для их проведения был создан стенд по совместной отработке
КСАП и автоматики САС на ракетной дорожке. Являясь одним
из самых сложных, стенд имитирует конструкцию ОК в районе
аварийных выходов и аэродинамическое подобие НЧФ. С
помощью ракетных ускорителей стенд может разгоняться по
ракетной дорожке до скорости 400...900 км/ч, что при срабаты-
вании КСАП позволяет оценить его работоспособность.
6.6. СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО
РЕЖИМА
Система обеспечения теплового режима используется для
поддержания на всех этапах эксплуатации температурно-влаж-
ностного режима воздуха в кабине и термостатирования прибор-
но-агрегатного оборудования ОК. СОТР представляет собой
комплекс взаимосвязанных подсистем и элементов оборудова-
ния, обеспечивающих регулирование теплового обмена и пере-
дачу тепла с помощью теплообменных устройств и специальных
агрегатов, и состоит из средств пассивного терморегулирования
(СПТР) — тепловой изоляции кабины, агрегатов и трубопрово-
дов, термоизоляторов и специальных терморегулирующих пок-
рытий стекол и нетеплоизолируемых поверхностей кабины и
системы терморегулирования — четырех замкнутых гидравличес-
247
ких контуров, бортового контура жидкостной системы обеспече-
ния теплового режима (ЖСОТР), аммиачного контура, системы
сбора конденсата, средств вентиляции и автоматики.
СОТР обеспечивает:
температуру воздуха 18...28 °C и относительную влажность
30 ...70% в кабине ОК;
температуру посадочных поверхностей тепловыделяющего
оборудования от 0 до 40 °C;
прокачку теплоносителя через автономные средства СОТР
(АСОТР), приборных отсеков с заданным расходом и темпера-
турой на входе от 5 до 25°С;
циркуляцию воздуха в кабине со скоростью 0,1 ...0,5 м/с и его
очистку от пыли;
термостатирование баков СТВ и температуру технической
воды в диапазоне от 5 до 40 °C;
температуру кислорода для ИСЖО в диапазоне от 10 до
30 °C;
температуру теплоносителя на входе в теплообменник полез-
ного груза в диапазоне от 7,5 до 30 °C;
прокачку теплоносителя через бортовую СЭП с температурой
на выходе не выше 75 °C.
Максимальная тепловая нагрузка на СТР составляет 41 кВт,
потребляемая электрическая мощность — 1,4 кВт
(кратковременно — 1,55 кВт), а напряжение питания элекгроагре-
гатов — 27 В.
Основными принципиальными отличиями СТР от применяв-
шихся ранее являются отводимая тепловая нагрузка (25...41 кВт)
на порядок выше, чем на существующих КА, использование
впервые в отечественной практике водяных и аммиачных испа-
рителей и обеспечение теплового режима тепловыделяющей
аппаратуры в основном за счет термоплат.
По принципу действия СТР (рис. 6.13) является двухконтур-
ной замкнутой конвективной системой с комбинированным
отводом тепловой нагрузки (при орбитальном полете тепловая
нагрузка отводится радиационным теплообменником и водя-
ными испарителями).
Впервые в отечественной практике панели РТО были уста-
новлены на внутренних поверхностях створок ОПГ, которые на
орбитальном участке открываются, а перед спуском закрыва-
ются. При спуске тепловая нагрузка отводится (до высоты 35 км)
водяными, а после 35 км — аммиачными испарителями. В СТР
Входят два внутренних и два наружных контура. Внутренние
контуры обеспечивают температурно-влажностный режим воз-
духа в кабине и термостатирование приборно-агрегатного обору-
дования, установленного в кабине и на ее корпусе, а наружные
248
Рис. 6.13. Система терморегулирования:
1 — тепловыделяющее приборно-агрегатное оборудование; 2 — сборник конден-
сата; 3 — ручной насос; 4 — насосно-компрессорный механизм; 5 — газожидкос-
тный теплообменник; 6 — вентилятор с пылефильтром;
7 — холодильно-сушильный агрегат; 8 — локальные вентиляторы; 9 — холодиль-
но-сушильный агрегат скафандра; 10 — водяной испаритель; 11 — блоки насо-
сов; 12 — жидкостно-жидкостные теплообменники связи;
13 — жидкостно-жидкостный теплообменник наземных режимов; 14 — радиаци-
онный теплообменник; 15 — кран-регулятор; 16 — клапан подачи аммиака;
17 — аммиачный испаритель; 18 — емкость для хранения аммиака
контуры — термостатирование приборно-агрегатного оборудова-
ния, установленного в фюзеляже планера, и отвод тепловой наг-
рузки. Тепло из внутреннего контура через теплообменники
связи передается в наружный контур, а затем сбрасывается в
окружающее пространство. Теплоносителем во внутренних кон-
турах служит антйфриз-20 (ЛЗ-ТК-5), в наружных — кремнийор-
ганическая жидкость ПМС-1,5.
Как внутренние, так и наружные контуры по составу, устрой-
ству и принципу работы идентичны между собой, а их дублиро-
вание определяется требованиями надежности. Каждый контур
представляет собой замкнутую магистраль, в которой с помощью
насосов происходит циркуляция теплоносителя с определенным
расходом. Тепловыделяющие приборы охлаждаются термопла-
тами (специальными теплоотводящими устройствами), в
которых при прокачке теплоносителя обеспечивается конвектив-
ная теплоотдача избыточного тепла, определяющая тепловое
249
состояние прибора. Тепловая нагрузка передается в контур
также через жидкостно-жидкостные теплообменники.
Внутренний контур воспринимает тепловую нагрузку от газо-
вой среды кабины через газожидкостные теплообменники во
время работы вентиляторов, обеспечивает прокачку теплоноси-
теля через АСОТР, термостатирование посадочных поверхностей
приборно-агрегатного оборудования, температурно-влажнос-
тный режим воздуха в кабине, охлаждение и осушку воздуха,
поступающего в скафандры, регулирует передачу избыточного
тепла теплоносителю наружного контура через жидкостно-жид-
костные теплообменники и отвод избыточного тепла с помощью
водяного испарителя. Принципиально новым в разработке СТР
явилось то, что обеспечение температурно-влажностного режима
воздуха разделено на два независимых процесса: охлаждение и
осушку, причем охлаждение воздуха обеспечивается газожидкос-
тными'агрегатами (ГЖА) при температуре охлаждающего тепло-
носителя не ниже точки росы (для исключения выпадания
влаги), а осушка — холодильно-сушильными агрегатами (ХСА),
доля которых при охлаждении воздуха составляет около 10%.
Выделение осушки в отдельный процесс позволило исключить
из ГЖА фитильный механизм и наполнитель, что значительно
упростило его конструкцию и межполетное обслуживание. Два
блока насосов, установленных последовательно, обеспечивают
циркуляцию теплоносителя, при этом каждый блок состоит из
двух параллельно установленных насосов (один из них нахо-
дится в “холодном” резерве на случай отказа основного) и
крана-регулятора для регулировки перепуска теплоносителя
через теплообменник связи.
Наружный контур обеспечивает термостатирование посадоч-
ных поверхностей приборно-агрегатного оборудования в негер-
метичном отсеке, прокачку теплоносителя через АСОТР,
термостатирование ОДУ, СМ, ПГ, базовой системы СЭП, ГС,
магистралей, клапанов, сопел сброса и баков СТВ, а также отвод
избыточного тепла с помощью радиационного теплообменника
водяных и аммиачных испарителей. Три блока насосов, установ-
ленных последовательно, обеспечивают циркуляцию теплоноси-
теля, при этом каждый блок состоит из двух параллельно
установленных насосов (один из них находится в “холодном”
резерве). В контуре имеются два водяных (параллельных) и
аммиачный испарители, восемь панелей РТО (параллельно-пос-
ледовательных), два теплообменника наземных режимов (парал-
лельных) и кран-регулятор для регулирования подачи
теплоносителя в РТО и в обводную магистраль.
250
Магистрали бортового контура ЖСОТР предназначены для
подачи теплоносителя при наземном жидкостном термостатиро-
вании ОК к теплообменникам наземных режимов.
Система сбора конденсата служит для откачки конденсата из
ХСА и включает насосно-компрессорный механизм для механи-
-ческого отжима влагосборников ХСА и откачки конденсата в
сборники, ручной насос для отжима влагосборников ХСА и
откачки конденсата с помощью ручного привода в случае выхода
из строя насосно-компрессорного механизма, сливные краны
для перекрытия сборников конденсата, а также магистралей
ХСА при нарушении герметичности его полости наддува и сиг-
нализатор давления для определенного заполнения сборников
конденсата.
Аммиачный контур служит для хранения и подачи аммиака в
аммиачный испаритель и состоит из двух баллонов с аммиаком,
двух пироклапанов, четырех датчиков давления и магистрали
подачи. Аммиак подается после подрыва пиропатронами мем-
браны в пироклапанах.
Средства вентиляции обеспечивают циркуляцию воздуха в
кабине и состоят из шести локальных вентиляторов для обдува
лобовых и задних стекол кабины, четырех вентиляторов ГЖА с
пылефильтрами для продувки воздуха через теплообменные
решетки ГЖА и очистки его от пыли, двух вентиляторов ХСА
для продувки воздуха через его теплообменные решетки и возду-
ховодов для равномерного распределения воздуха в кабине.
Электроавтоматика обеспечивает регулирование температуры
воздуха в кабине с номиналами +18 °C, +21 °C, +24 °C, которые
выбираются экипажем подачей команды “Задание +18”, “Зада-
ние +21” или “Задание +24”. При температуре воздуха на
0,5... 1,5 °C выше заданного номинала по сигналу от управля-
ющего датчика кран-регулятор открывает теплообменник связи.
Электроавтоматика обеспечивает также регулирование темпера-
туры теплоносителя наружного контура на выходе из радиацион-
ных теплообменников с номиналами —10 °C, —2 °C, +1 °C,
+4 °C и +7 °C.
Испарительные агрегаты работают следующим образом. Блок
управления испарительным агрегатом получает сигнал от управ-
ляющего датчика, расположенного на выходе из агрегата по
тракту теплоносителя, и сравнивает его с заданным; если значе-
ние температуры теплоносителя выше точки настройки, пода-
ется сигнал на открытие электромагнитного клапана и в
испарительную полость теплообменника поступает хладагент,
при испарении которого происходит захолаживание теплоноси-
теля до выдачи управляющим датчиком сигнала о понижении
температуры на 1... 1,5 °C ниже точки настройки. После этого
251
блок управления закрывает электромагнитный клапан и подача
хладагента прекращается. Затем цикл повторяется. Для увеличе-
ния надежности используются три управляющих датчика.
Открытие клапана проводится по мажоритарной схеме “два из
трех”. Для аммиачных испарителей номиналы точки настройки
составляют —10 °C и —2 °C, а для водных +10,5 °C.
6.7. СРЕДСТВА ПРОТИВОПОЖАРНОЙ ЗАЩИТЫ
Возникновение пожара в обитаемом отсеке пилотируемого
КК — это чрезвычайное происшествие, ведущее к потере доро-
гостоящего корабля и представляющее опасность для жизни его
экипажа, так как в условиях космического полета, когда отсут-
ствует помощь извне и невозможна эвакуация из горящего
корабля, экипаж должен самостоятельно бороться с огнем. Все
это предъявляет повышенные требования к обеспечению пожар-
ной безопасности кабины и самого ОК.
При разработке мер пожарной безопасности учитывалось, что
в условиях невесомости при отсутствии естественной конвекции
скорость горения материалов и распространения пламени хотя и
меньше, чем в обычных условиях, но наличие вентиляции
атмосферы кабины и вынужденной конвекции увеличивает ско-
рость распространения пламени, причем горение сопровожда-
ется разрушением структуры материалов, а их горячие
(и горящие) частицы, “плавая” по отсекам, усиливают
пожарную опасность.
Рис. 6.14. Средства противопожарной защиты (автономная система тушения
пожара):
7 _ ручные вентили; 2 — баллоны
252
Основой обеспечения пожаркой безопасности кабины ОК
является предотвращение возникновения пожара за счет приме-
нения не поддерживающих горение материалов и создания спе-
циальной защиты электрических цепей на борту, а также средств
противопожарной защиты, предназначенных для обнаружения и
тушения пожара (рис. 6.14). Очаг загорания обнаруживается по
показаниям шести сигнализаторов дыма, установленных в
кабине, которые при уменьшении оптической прозрачности
атмосферы на 4% включают сигнал “Пожар” с указанием зоны
загорания на пультах кабины и в ЦУП. Пожар тушат члены
экипажа подачей огнетушащего вещества — элегаза (гексафто-
рида серы) — в очаг пожара из автономной системы тушения
пожара или с помощью ручных огнетушителей (используются
для тушения открытых очагов загорания). Огнетушащее вещес-
тво в труднодоступные места подается из баллонов автономной
системы тушения пожара по трубопроводам открытием ручных
вентилей.
Элегаз в обычных условиях — это тяжелый нетоксичный
негорючий газ без цвета и запаха, используемый в качестве
диэлектрика, пожаротушащая концентрация которого составляет
12% по объему при номинальных значениях концентрации кис-
лорода в атмосфере.
После тушения пожара для ликвидации задымленности и уда-
ления продуктов сгорания из атмосферы кабины проводится
смена атмосферы с помощью СЖО.
В беспилотных полетах противопожарная защита обеспечива-
ется созданием в кабине ОК атмосферы с пониженным содержа-
нием кислорода, в которой возникновение пожара невозможно.
Так, при первом беспилотном полете ОК “Буран” атмосфера в
кабине состояла из 10% кислорода и 90% азота.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
7.1. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ
Система управления (СУ) ОК предназначена для управления
движением, ориентацией и навигацией ОК, а также для реализа-
ции командно-программного управления всеми его бортовыми
системами. Она обеспечивает:
измерение, преобразование и передачу в БЦВК значений
углов, угловых скоростей, линейных и угловых ускорений по
трем осям связанной системы координат при полете;
хранение БИ СК и расчет текущих параметров положения ОК;
расчет, формирование, преобразование и выдачу управля-
ющих сигналов на исполнительные органы, обеспечивающие
заданную ориентацию ОК в пространстве относительно центра
масс и управление его движением для выполнения заданных
разворотов и перемещений;
командно-программное управление функционированием
бортовых систем при автономной или совместной с НКУ работе
ОК как в штатной, так и в нештатных ситуациях;
проведение всех видов наземных испытаний ОК;
контроль и диагностику технического состояния бортовых
систем;
учет и прогнозирование количества топлива и запасов рабо-
чего тела на всех участках полета;
двусторонний обмен между ОК и НКУ командно-програм-
мной информацией (КПИ) на всех участках полета;
расчет, формирование, преобразование и выдачу управля-
ющих сигналов на аэродинамические органы, обеспечивающие
заданную ориентацию ОК при спуске и посадке (в том числе и
автоматическую посадку).
Система управления включает в себя командные приборы,
вычислительную систему, аппаратуру управления исполнитель-
254
ними органами и системами ориентации и навигации, преобра-
зования и распределения электроэнергии, управления
средствами посадки, сопряжения бортовых систем и управления
ими, уплотнения сигнальной и аналоговой информации для
связи с наземным проверочно-пусковым комплексом.
Система управления ОК является уникальной системой, не
имеющей аналогов в отечественном ракетостроении. Ее струк-
тура и приборный состав имеют ряд технических и эксплуатаци-
онных особенностей, которые обеспечивают:
работоспособность ОК на участках выведения, орбитального
полета, спуска и посадки;
возможность вмешательства экипажа в процесс управления с
переходом на ручное управление (это потребовало создания
высоконадежной СКД) в ходе выполнения большинства учас-
тков полета;
повышенную надежность и безотказность благодаря способ-
ности сохранять работоспособность при двух любых отказах в
каждом функционально независимом узле или элементе;
возможность изменения (наращивания) комплектации ОК.
СУ в качестве функциональных узлов включает в себя двух-
машинный вычислительный комплекс с радиальной системой
связи с периферийными абонентами и базовой БЦВМ (борто-
вым вычислителем “Бисер-4”) и комплекс командных приборов,
основой которого является четырехрамочная гиростабилизиро-
ванная платформа.
Систему управления можно предстайить как совокупность
независимых функциональных трактов, решающих опреде-
ленную локальную функциональную задачу в соответствии с ее
логикой. Аппаратура системы, сгруппированная по признаку
выполнения функциональной задачи совместно с аппаратурой
других подсистем, объединена в функциональные тракты,
которые в соответствии с решаемыми ими задачами делятся на
три группы: общего пользования, системы управления движе-
нием (СУД) и системы управления бортовыми системами
(СУБС).
Функциональные тракты общего пользования участвуют в
решении общих задач СУ, обеспечивают функционирование ее
аппаратуры и бортовых систем и включают в себя информаци-
онный тракт вычислительной системы, тракты системы прог-
раммно-временных устройств и внешней памяти
вычислительной системы, систем единого времени, контроля и
диагностики и сбора технологической информации, управления
бортовыми системами (выдача команд и прием сигналов) и
распределения и коммутации СЭП.
255
Функциональные тракты СУД используются в автономном
управлении навигацией и стабилизацией ОК и включают в себя
тракты ГСП, датчиков угловых скоростей, жестких акселеро-
метров, построения местной вертикали, звездно-солнечного
прибора, посадочных систем и управления исполнительными
органами и аэродинамическими плоскостями.
функциональные тракты СУБС участвуют в управлении
бортовыми системами ОК и по составу аналогичны его борто-
вым системам.
7.2. БОРТОВОЙ ЦИФРОВОЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ
КОМПЛЕКС
Бортовой цифровой вычислительный комплекс получает
информацию от датчиков и бортовых систем, обрабатывает ее в
режиме разделения времени между задачами и выдает управля-
ющие воздействия на исполнительные органы и бортовые сис-
темы. Для обеспечения работы в реальном масштабе времени
каждые 32,8 мс прерывается работа процессора, что создает
предпосылки для периодического возвращения к решению
одних и тех же задач.
Облик и структуру БЦВК во многом определяет требование
сохранения работоспособности и обеспечения безопасности
экипажа при любых двух отказах. В состав БЦВК входят две
идентичные по структуре и оборудованию вычислительные сис-
темы: центральная (ЦВС) и периферийная (ПВС), каждая из
которых включает в себя четыре бортовые цифровые вычисли-
тельные машины, работающие синхронно по одинаковым прог-
раммам, фактически резервирующие друг друга и
представляющие четыре параллельных канала, на выходе каж-
дого из которых имеется встроенная резервированная схема
сравнения, контролирующая команды, выдаваемые абонентам
из всех четырех БЦВМ. При отказе одной из БЦВМ схема срав-
нения блокирует ее выход и вычислительная система продолжает
работать в составе трех каналов, при отказе второй БЦВМ ситу-
ация повторяется: выход отказавшей БЦВМ блокируется и сис-
тема продолжает работать в составе двух каналов.
Как известно, программная синхронизация четырех БЦВМ в
реальном масштабе времени при любом сочетании допустимых
отказов является чрезвычайно сложной и недостаточно надеж-
ной. В связи с этим в ЦВС и ПВС используется не программная,
а аппаратная синхронизация, для чего в составе БЦВК имеется
единый кварцевый генератор, подающий во все восемь БЦВМ
единую сетку тактовых импульсов частотой 4 МГц и с периодом
прерывания 32,8 мс. Поскольку задающий генератор также дол-
256
Таблица 7.1
Основные характеристики БЦВМ
Параметр Значение или характеристика
Производительность центрального процессора (по Гибсону), оп./с Число команд центрального процессора Емкость запоминающих устройств в 32-раз- рядных словах: оперативного постоянного Число процессоров ввода-вывода Число линий связи подключения абонентов Логический код обмена информацией с або- нентами Физический код обмена информацией с або- нентами Тактовая частота обмена информацией с або- нентами, МГц Скорость межгранного обмена информацией с другими БЦВМ 9-разрядным кодом, слов/с Энергопотребление, Вт Напряжение питания, В Температурный диапазон, *С Масса, кг 37 • 104 74 131 072 16 384 4 21 последовательный, 36-разрядные кодограммы Боинг—Литтон 0,25 61 440 36-разрядных 270 27+7 -4 —10...+50 33,6
жен удовлетворять требованию “надежная работа при двух отка-
зах”, он имеет пять каналов резервирования, на выходе каждого
из которых установлена схема голосования “три из пяти”. Кроме
того, в состав БЦВК входит накопитель на магнитной ленте
(МЛ) емкостью 819 200 32-разрядных слов для хранения прог-
раммного обеспечения и загрузки его в оперативную память
БЦВК в процессе полета. Наряду с бортовыми программами на
МЛ накопителя также может храниться служебная информация
для бортовых дисплеев, используемых при пилотируемых поле-
тах ОК.
Основные характеристики БЦВМ приведены в табл. 7.1.
7.3. КОМПЛЕКС КОМАНДНЫХ ПРИБОРОВ
Комплекс командных приборов служит для создания на борту
ОК площадки, стабилизированной в инерциальном простран-
стве, на которой устанавливаются акселерометры, измеряющие
негравитационные ускорения, и интегрирующие гироскопы,
управляющие четырехосным кардановым подвесом, обеспечива-
18 Заказ 192
257
ющим полную развязку углового пространственного положения
стабилизированной площадки от движения ОК.
Угловые отклонения рам карданового подвеса фиксируются
датчиками-сельсинами, которые выдают информацию об ориен-
тации корпуса ОК относительно инерциального пространства.
Выходная информация командных приборов — инерционные
ускорения и ориентация корпуса ОК относительно инерциаль-
ного пространства — используется при навигации и наведении
для вычисления положения и скорости ОК.
Комплекс командных приборов включает в себя функци-
ональные тракты ГСП, датчиков угловых скоростей и жестко
устанавливаемых на корпусе ОК так называемых “жестких”
акселерометров.
Функциональный тракт ГСП, состоящий из трех независи-
мых резервирующих друг друга каналов, включает в себя три
ГСП, расположенные на модуле командных приборов с точной
выставкой относительно друг друга, автоматические и ручные
средства ориентации, а также приборы, преобразующие инфор-
мацию ГСП и обеспечивающие регулирование температуры
гироблоков и чувствительных элементов акселерометров.
По своему назначению и особенностям взаимодействия аппа-
ратуры функциональный тракт командных приборов можно
разделить на три подтракта:
первый — измерения углов, в котором источником информа-
ции являются датчики команд, расположенные на всех четырех
осях ГСП; информация снимается в виде переменных напряже-
ний с синусных и косинусных Обмоток относительно общей
точки и поступает на вход фазовых преобразователей угла, с
выхода которых сигнал, прошедший преобразование и имеющий
вид изменяющегося временного интервала между импульсами
“Старт” и “Стоп”, поступает на вход преобразователей абонен-
тов БЦВК, где преобразуется в код путем подсчета числа
импульсов, заполняющих временной интервал;
второй — измерения продольных ускорений, в состав кото-
рого входят чувствительные элементы — акселерометры X, Y, Z,
расположенные на стабилизированной площадке ГСП вдоль
осей X, У, Z, и преобразователи — электронные блоки, причем
информацией, снимаемой с акселерометров, является изменя-
ющееся напряжение постоянного тока, которое через усили-
тель-преобразователь поступает на вход электронного блока
акселерометров, а с его выхода сигнал в виде изменяющегося
временного интервала между опорным импульсом и выходным
импульсом подается на вход преобразователей абонента БЦВК и
далее в бортовые вычислители для подсчета значения кажуще-
гося ускорения;
258
третий — силовой стабилизации, включающий гироблоки X,
Y, Z, а также усилители силовой стабилизации; сигналы с датчи-
ков углов прецессии поступают на вход усилителей силовой ста-
билизации, с выхода которых подается сигнал управления
датчиками моментов осей X, Y, Z, удерживающими рамы ГСП в
стабилизированном положении.
Функциональный тракт датчиков угловых скоростей обеспе-
чивает измерение угловой скорости ОК по трем осям для
корректирования определяемой на борту ориентации в инерци-
альном пространстве. В его состав входят скоростные гиро-
скопы, смонтированные на шпангоутах ОК в “узлах”
гармонических колебаний с учетом того, что оси их чувствитель-
ности образуют ортогональную триаду, и преобразователи “нап-
ряжение-код”, выходная информация которых поступает в
БЦВК для решения задачи ориентации.
Функциональный тракт “жестких” акселерометров обеспечи-
вает измерение негравитационных ускорений, используемых
СУД для выдачи управляющих команд на исполнительные
органы в целях поддержания траектории с заданным профилем
перегрузок и определения центра масс ОК. “Жесткие” акселеро-
метры в идеальном случае должны размещаться в центре масс
ОК, так как измеряют негравитационные ускорения относи-
тельно центра масс, но в действительности они устанавливаются
в двух сечениях так, что их оси чувствительности образуют орто-
гональную триаду, а обработка поступающей от них информа-
ции ведется с учетом пересчета ее к Центру массы.
7.4. РЕЗЕРВИРОВАНИЕ И НАДЕЖНОСТЬ
Структура СУ представляет собой схему со смешанным резер-
вированием, в которой в основном применяются участки с
общим резервированием на уровне группы или отдельных
приборов и блоков, а также участки с раздельным резервирова-
нием в приборах на уровне блоков.
В схеме СУ используются различные вида избыточности:
структурная (аппаратурная), функциональная (логическая),
временная и информационная.
Структурная избыточность характерна для всех без исключе-
ния функциональных трактов СУ. Так, программно-временные
устройства и система единого времени выполнены в 5-каналь-
ном исполнении; БЦВК, радиодальномерная система, тракты
управления аэродинамическими плоскостями — в 4-канальном;
остальные участки — в 3-канальном, а функциональные тракты,
работающие только на орбите, или тракты, информация с
18"
259
которых может быть заменена информацией от смежных трак-
тов, — в 2-канальном исполнении.
Избыточные участки схемы соединяются с помощью различ-
ных принципов голосования: “два из трех”, “два из четырех”,
“три из пяти”.
Функциональная избыточность и программно-логические
методы повышения надежности относятся к комплексу коман-
дных приборов, подсистемам посадки и другим информацион-
ным системам.
Временная избыточность позволяет наряду с решением фун-
кциональных задач управления постоянно решать в цикле БЦВК
задачи управления резервированием СУ.
Информационная избыточность — возможность использова-
ния при отказе какой-либо подсистемы информации от функци-
ональных трактов, основанных на иных физических принципах,
чем отказавшая подсистема, — широко применяется в функци-
ональных трактах подсистем посадки, ориентации и навигации.
Логика работы БЦВК при проявлении неисправностей его
собственной аппаратуры обеспечивается аппаратно-програм-
мным управлением, рассчитанным на последовательное во
времени появление отказов в каналах резервирования. Совокуп-
ность аппаратно-программных средств обеспечивает полную
работоспособность БЦВК при возникновении любых двух отка-
зов в его оборудовании и вероятность работоспособности не
ниже 0,75 при появлении третьего отказа. Работоспособность
постоянно контролируется несколькими программно-аппарат-
ными способами, основным из которых является аппаратное
выявления несовпадения выходной информации каждого канала
с аналогичной информацией других каналов. Все остальные спо-
собы, такие как “Контроль незавершения программы в цикле
БЦВК”, “Контроль нарушения нечетности”, программно фик-
сируются как “признак сбоя”. Информация о неисправностях и
“признак сбоя” запоминаются БЦВК и выводятся на регис-
трацию. В сбившемся канале выходная информация блокируется
до конца цикла БЦВК, и по результатам сравнения снимается
сигнал “готовности” канала. Исправные каналы “навязывают”
сбившимся каналам свою информацию. Если число повторя-
ющихся сбоев превышает допустимое значение, такой канал
квалифицируется как неисправный.
В целях защиты аппаратуры СУ от сбоев используются витые
пары проводов, прокладка трасс в слоях печатных плат во вза-
имно перпендикулярных направлениях с установкой на них
фильтрующих емкостей, высокостабилизированные источники
питания, а также выделение в бортовой кабельной сети сильно-
точных команд и сигналов в отдельные кабельные жгуты, прок-
260
ладываемые автономными трассами. Для защиты от сбоев
каналов БЦВК применяется режим восстановления вычисли-
тельного процесса в сбившемся канале путем перезаписи по
цифровому подканалу межгранного обмена необходимой инфор-
мации из исправного канала.
В настоящее время в нашей стране и за рубежом отсутствуют
общие инженерные критерии и достоверные методики количес-
твенной оценки надежности программного обеспечения борто-
вых вычислителей. В данном случае для программного
обеспечения СУ принята оценка по степени отработанности,
характеризуемая объемом проводимых испытаний, применя-
емыми методами отработки, средствами стендовой отработки и
моделирования и т. п. В процессе отработки проводится кон-
троль количественного и качественного соответствия выходных
параметров аппаратуры и циклограмм выдачи команд техничес-
кому заданию на разработку и выбранным алгоритмам в различ-
ных режимах функционирования при варьировании в широком
диапазоне исходных данных. Важным элементом такого подхода
является периодический анализ ошибок программного обеспече-
ния.
Одним из важных этапов отработки программного обеспече-
ния (ПО) СУ, направленным на ликвидацию ошибок исходных
данных, является верификация программ, в том числе использо-
вание камерального анализа, заключающегося в ручном кон-
троле исходных данных, алгоритмов управления, результатов
моделирования, проверке программ на соответствие требова-
ниям исходных данных и другим документам.
Анализ структурного построения СУ показал, что она сохра-
няет свою работоспособность при любой возможной неисправ-
ности элемента на каждом функционально независимом участке
схемы, а при проявлении второго отказа на этом же участке
обеспечивает спасение ОК и экипажа.
7.5. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
Аппаратура СУ выполнена в виде контейнеров и отдельных
приборов, при размещении которых учитывались их взаимная
компоновка, необходимая точность установки и минимизация
линий связи между ними; причем ГСП располагались в СЧФ на
модуле командных приборов. Всего в приборный состав СУ входят
27 отдельных приборов шести типов и 43 контейнера 30 типов,
размещаемых в кабине, СЧФ и ХЧФ ОК.
Такое размещение контейнеров и приборов обусловлено их
привязкой к осям ОК и друг к другу с большой точностью, а
установка аппаратуры вблизи соответствующих командных
261
приборов и исполнительных органов позволяет минимизировать
протяженность кабельных трасс и повысить помехозащищен-
ность измерительных трактов.
Характерными особенностями аппаратуры СУ являются:
высокая степень унификации конструктивно-технологичес-
ких решений (практически все приборы построены на базе уни-
фицированных многослойных печатных плат, совокупность
которых оформляется в виде отдельных приборов, помещаемых
в унифицированную конструкцию приборного контейнера, а
традиционный проводной монтаж заменен на кроссировочные
многослойные печатные платы и ленточные провода для меж-
блочных соединений);
сохранение работоспособности в разряженном газовом прос-
транстве (разряженная газовая среда затрудняет отвод теплоты
конвективным способом, поэтому применяется кондуктивный
(контактный) способ отвода тепла от теплонахруженных элемен-
тов на теплоотводную конструкцию блоков и приборов, которые
соединяются с теплоотводящей поверхностью рамы приборного
контейнера, откуда теплота передается холодной термоплате, а
от нее отводится охлаждающей жидкостью;
использование в качестве основного конструктивного узла
электронного блока, состоящего из двух многослойных печатных
плат, приклеенных на обе стороны теплоотвода из алюмини-
евого сплава, толщина которого зависит от мощности тепловы-
деления.
7.6. СИСТЕМА СБОРА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ
ИНФОРМАЦИИ
При разработке СУ одной из важнейших проблем является
определение принципов построения системы сбора технологи-
ческой информации для передачи в наземный проверочно-пус-
ковой комплекс в целях организации контроля
работоспособности аппаратуры СУ на всех рабочих местах мон-
тажа, сборки, проверки и подготовки к пуску ОК.
Традиционный подход — вывод на обшивку ОК контрольных
точек по принципу “сигнал—провод” — при существующих объ-
емах аппаратуры СУ и бортовых систем приводил к необходи-
мости разработки специального стыковочного устройства и, что
самое главное, к весьма существенному увеличению массы
бортовой кабельной сети, к значительной длине технологичес-
ких цепей, из-за чего возникают нежелательные наводки в
проверяемых цепях, требующих в связи с этим соответствующих
схемных решений по их защите, а также к необходимости
защиты технологического среза “борт—Земля” от возможного
262
ложного перемыкания цепей в процессе штатной работы (вслед-
ствие попадания продуктов сгорания при запуске ОДУ, плазмы
на участке спуска и т. д.).
Все это потребовало разработки специальной системы уплот-
нения технологической информации (СУТИ), которая использу-
ется для проведения испытаний ОК, уплотнения и пересылки в
наземный проверочно-пусковой комплекс результатов контроля.
СУТИ позволяет проводить защитные операции, проверочные
включения и комплексные испытания, подключать к измери-
тельным шинам контрольную точку, оценивать доспусковым
методом постоянное напряжение от 0 до 40 В и активное сопро-
тивление от 0 до 100 Ом между двумя контрольными точками и
выдавать постоянное напряжение ±30 В.
Указанные технологические характеристики обеспечивают
проверку целостности и разобщенности цепей ОК, оценку нап-
ряжения шин питания, контроль правильности стыковки разъ-
емов кабельных сетей собранного ОК, а также состояние его
бортовых систем и приведение их в исходное состояние. Управ-
ление абонентами внутри СУТИ осуществляется параллельным
кодом.
Система уплотнения технологической информации состоит
из основного комплекта, смонтированного на ОК стационарно,
и дополнительного, устанавливаемого на ОК временно на
период межполетных испытаний и снимаемого перед вывозом
ОК на СК.
Аппаратура СУТИ состоит из коммутаторов для подключения
контрольных точек и измерителя и обеспечивает подключение к
коммутаторам 7800 точек для измерения и 2250 точек для выдачи
(снятия) воздействий, при этом любая контрольная точка может
присоединяться к любому из коммутаторов, так как основной и
дополнительный комплекты объединены.
Аппаратура СУТИ по командам с наземного проверочно-пус-
кового комплекса проводит согласно алгоритму испытания фун-
кционирования систем ОК (измерение, выдачу воздействий,
прием информации), уплотняет и пересылает в наземный ком-
плекс их результаты.
Принцип измерения заключается в допусковой оценке кон-
тролируемой величины сравнением ее с эталонной, при этом
результат измерения кодируется (“1” или “0”) и передается в
блок обмена информацией (“1” соответствует превышению
эталона измеренной величиной).
Проверка целостности цепей и измерение параметров ведутся
с помощью алгоритма, основанного на методе оценки сопротив-
ления между некоторой выбранной (начальной) контрольной
точкой цепи, которая подключается к шине измерения на все
263
время проверки данной цепи, и поочередно каждой из всех
остальных точек, принадлежащих этой же цепи, подключаемой
только на время оценки сопротивления участка цепи между
начальной и текущей точками.
Для определения работоспособности аппаратуры СУТИ вве-
дена программно-аппаратная система контроля, обеспечива-
ющая практически полную самопроверку аппаратуры СУТИ,
которая проводится перед любым проверочным режимом аппа-
ратуры ОК (защитные операции, проверочные включения, ком-
плексные испытания) и результаты которой фиксируются
средствами документирования наземного проверочно-пускового
комплекса.
7.7. ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
Программное обеспечение включает в себя программное
обеспечение самого ОК, реализованное в БЦВК, а также прог-
раммное обеспечение наземного автоматизированного испыта-
тельного комплекса, обеспечивающего проверку ОК на всех
рабочих местах испытаний, в том числе и предстартовую подго-
товку.
Программное обеспечение БЦВК не имеет аналогов среди
отечественных систем управления летательных аппаратов как по
масштабам и объему разработки, так и по многообразию и слож-
ности решаемых задач.
Объем программного обеспечения для современных PH и
КА — десятки тысяч, а для ОК — сотни тысяч слов при однов-
ременном резком увеличении логической сложности решаемых
задач, что потребовало нового подхода к самой технологии его
создания, а также объединения усилий нескольких крупных кол-
лективов, насчитывающих сотни программистов. Сложность
разработки ПО для ОК состояла в том, что наряду с традицион-
ными для КА задачами управления движением впервые все
задачи управления и контроля бортовых систем были реализо-
ваны с помощью управляющих программ БЦВК. Значительное
число (более 50) бортовых систем и разнородность их задач пот-
ребовали различных подходов при реализации управляющих
программ.
Создание ПО усложнялось большим числом внешних связей
как с цифровыми абонентами (БЦВМ сложных систем и
приборы, воспринимающие коды БЦВК), так и с получателями
релейных команд, с которыми БЦВК общается через дешифра-
торы.
Обеспечение управления движением ОК оказалось весьма
трудным делом, что объясняется достаточно сложной динами-
264
ческой схемой ОК как объекта управления и принципиально
новыми для отечественного и мирового авиа- и ракетостроения
задачами: аэродинамическим спуском в плотных слоях атмос-
феры с гиперзвуковой скоростью, приведением в район ВПП
ПК и “безмоторной” автоматической посадкой на ВПП. Выпол-
нение этих задач потребовало тесного взаимодействия прохрамм
управления движением с программами бортовых систем, причем
режимы управления движением, как правило, являются опреде-
ляющими. Для орбитального управления движением ОК вслед-
ствие большого * числа нештатных ситуаций характерно
многообразие режимов работы с произвольной последователь-
ностью их выполнения. ПО обеспечивает парирование отказов
ДОМ при выведении, межорбитальных переходах и при сходе с
орбиты, ведет учет расхода горючего и окислителя и, при необ-
ходимости, регулирование центровки ОК и его номинальной
посадочной массы путем слива излишков топлива через тракт
двигателей. В случае отказов ракетных блоков I и II ступеней PH
СУ ОК обеспечивает в автоматических режимах его аварийное
возвращение на ВПП СК путем выполнения МВ или выхода на
ОТ. Высокие требования к точности управления движением
обеспечиваются применением усложненных алгоритмов с учетом
факторов, которыми ранее пренебрегали.
Важной особенностью управления бортовыми системами
является программное управление их резервированием. Сложная
логика управления избыточностью требует проведения коммута-
ции соответствующих схем и элементов строго по циклограммам
управления, поэтому БЦВК не только анализирует числовые
значения контрольных величин, но и задает и контролирует
временные соотношения в ходе выполнения полетных задач.
Алгоритмы управления бортовыми системами проектируются
разработчиками систем автоматического управления и переда-
ются программистам для кодирования в системе команд БЦВК.
Программы БЦВК отрабатываются автономно на универсальных
ЭВМ, где их коды проверяются на соответствие исходным алго-
ритмам управления. После этапа автономной отработки прог-
раммы БЦВК проходят комплексные испытания с реальным
БЦВК и аппаратурой бортовых систем. Это сложный и наиболее
трудоемкий этап разработки ПО, в ходе которого вскрываются
не только программные, но и алгоритмические ошибки, вызван-
ные неверным комплексным проектированием или недопонима-
нием сложных аспектов функционирования реальной
аппаратуры. При разработке ПО БЦВК достигнуть корректности
алгоритмов столь большого комплекса управления было сложно,
поэтому для интеграции отдельных программ в единый ком-
плекс ПО потребовалась строгая дисциплина их написания,
265
выдержанная с помощью специализированного языка высокого
уровня, что позволило описать не только бортовые алгоритмы
управления, но и поведение реальной аппаратуры для моделиро-
вания процесса управления на универсальных ЭВМ.
Базой математического обеспечения БЦВК является операци-
онная система. Вследствие большого круга задач, решаемых СУ,
и большого числа различных программ и связей между ними при
разработке операционной системы исходили из таких функций,
реализуемых универсальными ЭВМ, как достоверная диагнос-
тика ошибок ПО, эффективное использование вычислительных
ресурсов, восстановление вычислительного процесса при сбоях
и применение вспомогательных программ для отладки.
Для хранения полетного ПО объемом в сотни тысяч слов
используется бортовой магнитофон. Для взаимодействия его с
БЦВК разработана специальная методика перезаписи программ
в оперативную память БЦВК с МЛ. В ходе полета периодически
проводится подгрузка программ для обеспечения различных
полетных режимов. Взаимодействие БЦВК с бортовым магнито-
фоном включает жесткий контроль сохранности записанной
информации, а также дублирование записей (каждая зона маг-
нитофонной ленты записывается дважды).
Большие информационные потоки, циркулирующие между
БЦВК и смежной аппаратурой, заставляют каналы ввода-вывода
БЦВМ работать с предельной загрузкой. Специальные алго-
ритмы операционной системы запускают программы процессора
только в случае получения правильной информации от абонен-
тов и обеспечивают также параллельную работу отдельных прог-
рамм, реализацию операций по заявкам на выдачу команд с
учетом их приоритетности, разрешение конфликтных ситуаций
без потерь выдаваемых команд и пропуска алгоритмов, диагнос-
тику правильности работы программ.
Для предстартовой подготовки (ПСП) ОК впервые в отечес-
твенной практике был применен резервированный вычислитель-
ный комплекс на базе общепромышленных ЭВМ, которые
позволяют на высоком уровне решать вопросы индикации и
документирования ПСП, а их универсальные программные
средства — существенно облегчить написание и отладку ее прог-
рамм, сэкономить время и людские ресурсы. Впервые в отечес-
твенной практике на базе трех ЭВМ для осуществления
пусковых операций был создан трехканальный синхронный
вычислительный комплекс, в котором совместная работа кана-
лов резервирования обеспечивалась специально разработанным
аппаратно-программным механизмом, использующим метки
начала цикла БЦВК.
266
Анализ исходных данных для написания программ показал
наличие в них большой “информационной загрузки”, а опыт
предшествующих разработок ПО — неизбежность огромных
потерь времени вследствие коррекций в алгоритмах, кабельных
связях, адресах абонентов и параметрах признаков. Для автома-
тизации этого процесса и исключения ручного труда и во избе-
жание внесения дополнительных ошибок была создана
информационная система, включающая базу данных с адресами
контролируемых параметров и кодовыми конструкциями,
принимаемыми или посылаемыми от проверяемой аппаратуры, а
также специальный язык описания исходных данных, позволя-
ющий автоматизировать процесс формирования программ на
языке универсальной ЭВМ. При таком способе составления
программ испытаний при изменениях в электрических схемах
или программах БЦВК новые данные вносятся в базу данных
информационной системы, которая автоматически определяет
новые адреса и кодовые конструкции. Таким образом, коррек-
ция связана лишь с автоматической перетрансляцией программы
без изменения текста программы. Такая технология создания
ПО позволила в сжатые сроки создать единый бортовой и назем-
ный комплексы ПО общим объемом около 100 Мбайт.
7.8. КОМПЛЕКСНАЯ ОТРАБОТКА БОРТОВОГО
ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
Комплексная отработка бортового ПО — наиболее сложный
этап в создании математического обеспечения ОК — позволяет
решать множество задач, некоторые из которых (например,
автоматическая посадка на ВПП) впервые встретились в миро-
вой практике, при этом возникновение ошибок на любом этапе
разработки ПО грозило потерей дорогостоящего ОК и разруше-
нием СК.
Задача отработки СУ в режиме автоматической посадки была
выделена в первый этап так называемых горизонтальных летных
испытаний, который начался в 1982 г.
Система управления испытывалась на летающих лаборато-
риях, созданных на базе самолета Ту-154, и летающем аналоге
ОК с системой управления, максимально приближенной к штат-
ной. Разработка велась высококвалифицированными програм-
мистами на языке “Ассемблер” по исходным данным
разработчиков аппаратуры около 6 лет, при этом наиболее слож-
ным был этап отладки программ. Несмотря на сравнительно
малое число бортовых систем (гидравлические, рулевые, пара-
шютная и тормозная), которыми были укомплектованы лета-
ющие лаборатории, алгоритмы их управления и
267
соответствующие программы имели наибольшее число ошибок,
которые проявлялись на всех этапах испытаний, включая лет-
ные. Это объясняется в основном неправильным отражением
сущности алгоритмов в исходных данных, недопониманием
физики и всевозможных ограничений аппаратуры. Трудоемкая
операция исправления ошибок затянула первый этап отработки
ПО, поэтому натурные испытания автоматической посадки были
завершены с положительным результатом лишь в 1987 г.
Для штатного ОК число бортовых систем и общий объем ПО
увеличились в 4 раза, что потребовало разработки качественно
новой методики ее комплексной отработки и создания програм-
мных и аппаратных средств поддержки.
На стендах с реальной аппаратурой традиционно основным
видом испытаний являются так называемые комплексные испы-
тания, цель которых по возможности более полно и прибли-
женно . к штатным условиям проверить правильность работы
реальных систем. Программы, не имеющие штатной информа-
ции, либо отключаются, либо в них вводится имитирующая
информация, что не позволяет проверить их полностью.
Некоторая аппаратура в режиме комплексных испытаний
вообще не может быть включена (например, ОДУ), а ПО для ее
управления, как следствие, в штатной ситуации даже не прове-
ряется.
Для проверки бортовых программ в условиях реального
полета при штатных и нештатных ситуациях был разработан
специальный комплексный моделирующий стенд в составе
реальной БЦВМ (одного канала БЦВК) и бортового магнито-
фона со штатными программами.
Для более полного приближения к реальной ситуации был
разработан специальный адаптер, обеспечивающий связь БЦВК
с моделями бортовых систем, имитирующих их поведение в
ЭВМ ЕС, либо с реальной аппаратурой.
Ввиду большого разнообразия решаемых ПО задач к оценке
результатов проверок была привлечена большая группа специ-
алистов по отдельным системам из различных организаций со
своими уже исторически сложившимися традициями и
приемами оценки работоспособности систем. Это обусловило
широкие возможности КМС по оценке, проверке и объему
вывода информации для последующего анализа, в ходе которого
определяются:
достаточность ресурсов по быстродействию в критических
ситуациях;
правильность обработки входной информации и формирова-
ния команд управления во всех режимах работы;
268
правильность формирования телеметрической информации в
штатных и нештатных ситуациях;
штатное полетное задание и правильность его исполнения;
правильность передачи командно-программной информации
от ЦУП.
Комплексный моделирующий стенд позволяет получить
широкую, практически неограниченную информацию о поведе-
нии программ как по командам оператора, проводящего испыта-
ния, так и в программируемом режиме.
Реализация этих требований вызвала необходимость разра-
ботки простого и удобного специального языка испытаний,
привлекаемого для анализа результатов испытаний и понятного
большинству специалистов различного профиля, не знакомых с
программированием и не имеющих опыта работы на ЭВМ.
Основными частями ПО универсальной моделирующей ЭВМ
являются:
монитор реального времени, обеспечивающий средства вза-
имодействия с диалоговой системой, обмен информацией с
БЦВК и его управление;
управляющий диспетчер имитационного программного обес-
печения, осуществляющий запуск соответствующих программ, а
также подготовку и распределение информации между моде-
лями;
математические модели ОК, PH и ее систем, тракта передачи
командно-программной информации бортовых систем, а также
отдельных приборов;
сервисное обеспечение, включающее в себя транслятор и
интерпретатор планов испытаний, программное обеспечение
сбора и обработки результатов испытаний;
планы испытаний на специальном языке испытаний.
Технология комплексной отработки ПО показала высокую
эффективность и в сравнительно короткие сроки позволила
отработать ПО практически без невыявленных программных и
алгоритмических, ошибок. Разработка специализированных язы-
ков, позволяющих проектировать алгоритмы в простейшем виде
(графические блок-схемы или таблицы), требует дополнитель-
ных средств для создания соответствующих трансляторов,
которые достаточно быстро окупаются при использовании их
для таких сложных комплексов, как ОК “Буран”.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
ДВИЖЕНИЕМ
8.1. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ
Сложность системы управления движением (СУД) ОК и ее
структура определяются характером требуемого движения, усло-
виями его осуществления и зависят от неопределенности и неп-
редсказуемости траектории.
В самом общем случае СУД (рис. 8.1) на основании показа-
ний датчиков (комплекса командных приборов) должна выраба-
тывать команды на управляющие органы.
Рис. 8.1. Структурная схема системы управления движением
270
Следует отметить, что название “командный прибор” появи-
лось на заре космической техники, когда электрический анало-
говый сигнал с датчиков, претерпевая лишь небольшие
изменения в фильтрах, корректирующих цепях и усилителях,
непосредственно подавался на управляющие органы. Хотя наз-
вание и осталось, но в современных СУД алгоритмические
преобразования столь сложны, что могут быть исполнены только
мощными БЦВК.
Реализуемые в БЦВК алгоритмы управления движением
традиционно решают три основные задачи: навигацию (опреде-
ление текущего местоположения ОК), наведение (управление
движением его центра масс) и управление угловой ориентацией.
Решения этих задач на различных участках движения ОК имеют
свои особенности и могут быть абсолютно различными. Это
вызвано совершенно разными условиями полета, которыми объ-
ясняется и разный состав чувствительных элементов, источни-
ков информации и управляющих органов. Так, использование
аэродинамических управляющих органов на орбитальных учас-
тках бессмысленно, а при спуске в плотных слоях атмосферы —
наиболее рационально. Необходимость функционирования в
совершенно различных условиях потребовала не только универ-
сальности самого ОК, но и многообразия алгоритмов его СУД,
объем которых оказался столь большим, что существенно превы-
сил оперативную память БЦВК (часть алгоритмов хранится на
магнитных носителях, откуда переписывается в оперативную
память по мере решения отдельных задач).
Резко увеличивает объем алгоритмов требование сохранения
работоспособности при возникновении аварийных (нештатных)
ситуаций или заранее оговоренных (расчетных) авариях, выход
из которых является принципиально возможным.
Особенностью системы является использование для целей
навигации данных от приаэродромных радиосредств при спуске
и посадке на высотах, меньших 40 км, что связано с повышен-
ными требованиями точности решения навигационной задачи
при приведении ОК на ВПП. Система управления функциони-
рует в основном автономно, хотя в ней и предусмотрена возмож-
ность передачи по радиоканалам определенной информации и
разовых команд.
271
8.2. ПРЕДСТАРТОВАЯ ПОДГОТОВКА ОК И
ВЫВЕДЕНИЕ ЕГО НА ПРОМЕЖУТОЧНУЮ
ОРБИТУ
В процессе предстартовой подготовки для обеспечения
точностных характеристик проводится калибровочный режим
командных приборов, включающий масштабирование измерите-
лей, измерение уходов гироблоков и контроль углов выставки
чувствительных осей акселерометров на ГСП.
С началом отсчета полетного времени проводятся привязка
этого времени к шкале времени КАУ PH, а также подготовка
начального состояния для решения навигационной задачи —
определения начальных значений вектора скорости V и
радиуса-вектора R в БИСК ГСП. Начальный момент соответ-
ствует переходу ГСП в режим силовой стабилизации, после
которого она перестает вращаться вместе с Землей и сохраняет
неизменность своей ориентации в инерциальном пространстве,
определяемом БИСК.
С этого момента начинается решение навигационной задачи,
заключающееся в численном интегрировании в БИСК, име-
ющей началом отсчета центр Земли, следующих уравнений:
dV —-------------
W+g(R);
dt
_ (8.1)
= V
dt
где R и V — текущие радиус-вектор и вектор скорости ОК;
g(R) — вектор гравитационного ускорения; РУ — вектор
кажущегося ускорения.
Значение W определяется воздействием внешних сил
(реактивной тяги, аэродинамических сил и т. д.) и измеряется
установленными на ГСП акселерометрами.
На участке выведения счисление траектории осуществляется
по информации о кажущихся скоростях, поступающей от КАУ
PH, что связано с достаточно высокой (до 1,5°) погрешностью
начальной выставки ГСП ОК, из-за которой на участке выведе-
ния проводится так называемое аналитическое прицеливание
ГСП путем сравнения накопленных векторов кажущихся ско-
ростей по показаниям акселерометров PH и ОК.
272
При интегрировании уравнений движения для задания фун-
кции g(R) в зависимости от требуемой точности в алгоритмах
учитывается то или иное число зональных гармоник.
Начальная ориентация ГСП обычно проводится по направ-
лению местной гравитационной вертикали с помощью име-
ющихся на ней акселерометров, т. е. автономно. Для ориентации
ГСП вокруг вертикальной оси (по азимуту) используются доста-
точно сложные оптико-механические системы, связывающие ее
с наземными ориентирами. Такие системы применяются для
азимутальной выставки ГСП PH, а реализация алгоритмов ана-
литического прицеливания позволила обойтись без создания
такой системы для ГСП ОК.
Поправки на выставку ГСП по азимуту рассчитываются в
течение всего выведения примерно один раз в секунду и уточ-
няются по мере нарастания вектора кажущейся скорости.
Расчетной нештатной ситуацией является разрыв информаци-
онной связи между БЦВК PH и ОК до окончания участка выве-
дения, когда точность азимутальной выставки ГСП ОК будет
несколько хуже ожидаемой.
Угловая ориентация МРКК “Энергия”—’’Буран” на участке
выведения осуществляется КАУ PH.
8.3. ДОВЫВЕДЕНИЕ И ОРБИТАЛЬНЫЙ МАНЕВР
Управление угловым движением ОК начинается с момента
выключения маршевых двигателей PH. В течение первых 15 с
происходит гашение угловых скоростей связки ОК с централь-
ным блоком PH, после чего выдается команда на их разделение,
в результате которой разрываются механические связи, срабаты-
вают пружинные толкатели и начинается активный увод ОК от
PH с помощью управляющих двигателей (УД). Управление дол-
жно обеспечивать по возможности поступательное (без угловых
маневров) движение ОК по отношению к PH во избежание вза-
имного столкновения. Активный увод заканчивается при дости-
жении приращения кажущейся скорости в направлении увода
2 м/с, а затем продолжается пассивный увод, когда стабилизиру-
ются только угловые скорости.
После этого СУД, анализируя величину набранной скорости
(которая может быть меньше расчетной из-за отказов части дви-
гателей PH), решает вопрос о выводе ОК на штатную орбиту.
При недостаточности запаса характеристической скорости
реализуется ОТ с последующей посадкой.
19 Заказ 192
273
В штатном варианте для вывода на расчетную орбиту алго-
ритмы системы реализуют два импульса довыведения на одном
из ДОМ.
Орбитальные маневры выполняются системой по схеме, ана-
логичной импульсам довыведения, и для других целей (межор-
битальные переходы, сближение для стыковки с другими КА,
сход с орбиты для спуска и посадки и т. д.), при этом алгоритмы
рассчитывают ориентацию программно-связанной системы
координат в БИСК, разворачивают циклограмму активных учас-
тков, рассчитывая моменты включения и выключения ДОМ
(или соответствующих УД при авариях ДОМ), обеспечивают
автоматический выход из нештатных ситуаций, связанных с
отказами ДОМ или части УД, и на импульсе схода с орбиты
требуемую центровку (расположение центра масс) ОК к моменту
достижения высоты 100 км выработкой излишков топлива при
работе двигателей, а также сбросом излишков окислителя через
блок его газификации.
Время начала активного участка (включение ДОМ) определя-
ется по достижении заданного значения аргумента широты, а
время его окончания — анализом невязки полной энергии
орбиты ОК с учетом импульса последействия: в момент измене-
ния знака невязки интеграла энергии выдается команда на вык-
лючение работающего двигателя.
Алгоритмы расчета программной ориентации ОК служат для
вычисления выходной матрицы направляющих косинусов прог-
раммно-связанной системы координат относительно БИСК в
зависимости от состояния управляющих признаков. Ориентация
ОК может быть инерциальной, при которой ОК сохраняет свою
ориентацию относительно абсолютной системы координат, или
орбитальной, при которой ОК сохраняет свою ориентацию
относительно орбиты. В свою очередь, орбитальная или инерци-
альная ориентация может быть дискретной, когда реализуются
все 24 (кратные 90°) возможные дискретные положения ОК
относительно опорной системы координат, или матричной,
когда осуществляется поворот, создаваемый матрицей направля-
ющих косинусов осей программной системы координат относи-
тельно опорной.
Алгоритмы орбитального маневрирования решают терми-
нальную задачу плоского одноимпульсного маневрирования,
обеспечивающего прохождение орбиты через целевую точку,
заданную аргументом широты, радиусом и тангенсом угла нак-
лона траектории. Аналитические формулы, учитывающие дли-
тельность активного участка и переменность направления тяги,
позволяют представить активный участок как скачок по ско-
рости и координате в средней по времени точке активного учас-
274
тка в предположении, что до этого времени и после него
траектория остается пассивной. При таком подходе решение
терминальной задачи сводится к определению модуля вектора
оставшейся до конца активного участка кажущейся скорости и
ориентации ОК относительно орбитальной системы координат,
которые являются выходной информацией алгоритма орбиталь-
ного маневрирования.
Некоторые особенности имеют алгоритмы наведения при
реализации импульса схода — орбитального маневра перед спус-
ком, когда модуль оставшейся кажущейся скорости вычисляется
с учетом выработки всего располагаемого для этого импульса
запаса топлива и при необходимости сброса излишков окисли-
теля. Количество располагаемого рабочего тела вычисляется по
значениям оставшихся масс окислителя и горючего, определя-
емым СКД ОДУ, и по заданным в полетном задании массам
окислителя и горючего, которые должны остаться к моменту
входа в атмосферу для обеспечения требуемой центровки ОК.
В основе прогноза участка пассивного движения лежат анали-
тические зависимости, описывающие кеплерово движение в
центральном поле тяготения, аргументом которых является угло-
вая дальность. При прогнозе точки включения ДОМ определя-
ется время, оставшееся до нее, для расчета которого
используется приближенное значение интеграла от производной
времени по угловой дальности с точностью до кубического члена
разложения. Влияние второй зональной гармоники поля тяготе-
ния учитывается численным интегрированием возмущений
относительно кеплеровой орбиты модифицированным методом
Эйлера второго порядка (методом среднего g). Действие нецен-
тральное™ поля тяготения, а также возмущающий эффект изме-
нения координат ОК из-за воздействия тяги на активном
участке учитываются в виде невязок в целевой точке. Поэтому
вычисление вектора потребного приращения кажущейся ско-
рости происходит при . прицеливании в смещенную целевую
точку, полученную с учетом невязок.
Основной задачей управления угловым движением на орби-
тальных участках полета является обеспечение с заданной
точностью требуемой угловой ориентации ОК как на пассивных,
так и на активных участках его траектории.
Если при обычном, дежурном режиме полета по орбите ОК
стабилизируется в основном в орбитальной системе координат в
положении “левое крыло вниз” (одно из 24, упомянутых выше),
то для реализации орбитального маневра необходимы некоторые
угловые манипуляции.
Система наведения выдает в систему угловой ориентации
программную систему координат, которая ориентирует
19. 275
продольную ось ОК в направлении требуемого импульса прира-
щения кажущейся скорости с учетом используемого управля-
ющего органа (в штатном варианте это один из ДОМ, причем
требуемая угловая ориентация ОК определяется при условии
совпадения направления импульса с прямой, проходящей через
ось подвеса включаемого ДОМ и текущий центр масс ОК).
Переориентация ОК в любое заданное положение осущес-
твляется одним поворотом вокруг пространственной оси (оси
Эйлера) на угол ±180° с угловой скоростью до 5°/с. Непосред-
ственно перед включением ДОМ система управления включает
два УД, действующие в продольном направлении, для создания
перегрузки и обеспечения гарантированного забора топлива при
запуске ДОМ.
После включения ДОМ стабилизация ОК по тангажу и
рысканию осуществляется отклонением камеры сгорания ДОМ,
а по крену — соответствующими УД и сопровождается также
стабилизацией движения центра масс ОК относительно прог-
раммной системы координат (в поперечных направлениях). Для
этого в алгоритмы, определяющие углы отклонения камеры сго-
рания ДОМ, вводится информация, характеризующая кажуще-
еся ускорение ОК в этих направлениях.
В случае аварии ДОМ и перехода на резервный вычисление
требуемой ориентации повторяется, после чего вновь происхо-
дит программный разворот с учетом уже отработанного до
аварии ДОМ импульса. Если оставшийся импульс невелик (до
20 м/с) или произошла авария второго ДОМ, то оставшийся
импульс дорабатывается УД, ориентированными по продольной
оси ОК, для чего на УД также осуществляется соответствующий
программный разворот.
Поддержание заданной программной ориентации на пассив-
ных участках и в дежурном режиме полета ОК штатно осущес-
твляется двигателями ориентации (ДО), которые по сравнению с
УД обладают меньшей (но достаточной для стабилизации на
этих участках) тягой и соответственно меньшим расходом рабо-
чего тела.
Существенной трудностью при создании алгоритмов управле-
ния угловой ориентацией явилось то, что компоновка УД и ДО
на ОК не обеспечивала развязки каналов управления, так как
большинство двигателей, не создавая управляющих моментов по
главным осям инерции ОК, воздействуют сразу по нескольким
каналам. Учитывая, что есть двигатели (их группа) идентичного
действия, в соответствии с выбранными алгоритмами управле-
ния сигналами по требуемым моментам в каналах крена, рыска-
ния и тангажа определяют необходимую комбинацию групп, в
которых двигатели должны быть включены. В каждой группе,
276
входящей в комбинацию, в зависимости от режима работы пос-
ледовательным опросом выбираются один или два исправных
двигателя и формируется управляющая команда на их включе-
ние. По признаку приоритета опроса коллекторов (комплектов)
выбор исправных двигателей в группах начинается всегда с дви-
гателей первого или второго комплекта. Признак приоритета
опроса коллекторов изменяется от полета к полету, что способ-
ствует более равномерной выработке ресурсов двигателей.
При интегрировании на борту ОК уравнений (8.1) в выраже-
нии для функции g(R) учитываются четыре зональные и одна
секториальная гармоники гравитационного потенциала Земли.
Составляющими вектора кажущегося ускорения W являются
ускорения от реактивной и аэродинамической сил, воздейству-
ющих на ОК, измеряемых акселерометрами, использование
которых, однако, целесообразно только на активных, относи-
тельно коротких, участках. На пассивных участках неизвестные
погрешности акселерометров с учетом протяженности участков
приводят к существенным навигационным ошибкам, поэтому
показания акселерометров на пассивных участках орбиты при
интегрировании уравнений (8.1) обнуляются. Учет слабого вли-
яния аэродинамических сил происходит аналитически через
априорно задаваемый баллистический параметр ОК и изменя-
емый скоростной напор. Для определения последнего кроме
известной из навигации текущей скорости необходимо знать и
плотность атмосферы, которая для больших высот орбитального
движения существенно зависит от солнечного воздействия, т. е.
от взаимного расположения проекций Солнца и ОК на земную
сферу. В функции этих параметров задается так называемая
динамическая модель атмосферы, для реализации которой необ-
ходимо решение в БЦВК навигационной задачи о движении
Солнца относительно Земли. Кроме того, существующие алго-
ритмы решают навигационную задачу для кооперируемого КА
(при решении задачи сближения) и СР, через которые осущес-
твляется радиосвязь с ОК. Алгоритмы СУД позволяют выпол-
нять параллельную навигацию до 30 КА.
8.4. КОРРЕКЦИЯ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ СИСТЕМЫ
КООРДИНАТ
Высокие требования по точности инерциальной навигации и
ориентации должны выдерживаться в течение всего полета.
Ошибки ориентации определяются уходами ГСП, при этом
речь идет не о реальной ориентации ОК, а о точности ее знания,
277
так как возможности управления угловым движением по
точности не изменяются со временем, уходы же ГСП постоянны
и при отсутствии специальных мер коррекции могут достигать
недопустимых значений. Эти ошибки отрицательно влияют на
некоторые операции на орбите, а при определенных значениях
не позволяют посадить ОК на ВПП.
Навигационные ошибки накапливаются и в процессе полета.
Они вызываются инструментальными погрешностями и ошиб-
ками акселерометров, связанными с уходами ГСП, методичес-
кими похрешностями при описании функции g(R),
погрешностями численного интегрирования уравнений (8.1), и
приводят к необходимости периодической коррекции ориента-
ции ГСП и навигационных параметров. При навигации воз-
можны два различных подхода:
первый -^прямая передача с Земли на борт ОК его вектора
состояния [7? (ZK), V (ZK), ZK] на какой-либо момент времени,
получаемого на базе внешнетраекторных измерений; этот подход
имеет достаточную для большинства орбитальных операций
точность и оперативность, не нуждается в специальных борто-
вых приборах, но, завися от наземных средств обеспечения
полета, требует проведения внешнетраекторных измерений и
предполагает наличие ошибок в передаче информации;
второй — автономные методы навигации, представляющие по
существу отдельные периодические уточнения текущей навига-
ции, которые позволяют всему процессу навигации на протяже-
нии длительного полета быть автономным (используемый
термин “автономная навигация” не совсем точно отражает
принятое в космической технике понятие навигации как посто-
янного процесса определения вектора состояния).
В отличие от навигации коррекция ориентации ГСП назем-
ными средствами невозможна.
Для решения задач автономной навигации и коррекции ГСП
на ОК используются такие специальные источники информа-
ции, как звездно-солнечный прибор (оптико-электронная сис-
тема, позволяющая осуществлять поиск и захват известного
светила), который, будучи конструктивно связан с ГСП, выдает
в БЦВК информацию о векторе направления на это светило в
БИ СК; радиовысотомер-вертикаль — прибор, позволяющий
измерять высоту и ориентацию связанной с ОК системы коорди-
нат относительно направления местной вертикали, и прибор
регистрации восхода и захода Солнца (ПРЗС), обеспечивающий
регистрацию момента входа ОК в тень Земли и выхода из нее.
Звездно-солнечный прибор используется для проведения
астрокоррекции ГСП по информации о направлениях на извес-
тные звезды по занесенному в память БЦВК каталогу опреде-
278
ленного числа звезд, приемлемых для опознания и фиксации
оптическими средствами ЗСП. Такой каталог содержит инфор-
мацию о звездах в абсолютной инерциальной системе коорди-
нат, связь которой с БИСК в момент старта (перехода на
силовую стабилизацию ГСП) известна. Если в дальнейшем с
уходом ГСП БИСК изменяет свою ориентацию, то по информа-
ции от ЗСП в БЦВК определяется разница между расчетным
вектором этой звезды из каталога и полученным в результате
измерения. Для однозначной коррекции ГСП, вообще говоря,
достаточно измерений по двум звездам (два неколлинеарных
вектора), однако с учетом ошибок измерений и вычислений
коррекция осуществляется по возможно большему числу звезд.
Коррекция ГСП по информации от РВВ дублирует астрокор-
рекцию для повышения общей надежности системы управления.
На момент измерения определяется направление местной верти-
кали и, как следствие, радиус-вектор ОК в БИСК, соответству-
ющий “ушедшей” (имеющей ошибку ориентации) ГСП,
который сравнивается с известным на основании решения нави-
гационной задачи или полученным по радиоканалам ради-
усом-вектором расчетной (идеальной) БИСК. Проведя два
измерения и сравнив эти радиусы-векторы, можно определить
матрицу ухода БИСК от своей начальной (расчетной) ориента-
ции. Как и в случае астрокоррекции, с учетом измерительных и
вычислительных ошибок измерения желательно проводить более
двух раз.
Оптимальной паузой между измерениями является четверть
витка полета по орбите, так как в этом случае рассматриваемые
радиусы-векторы будут перпендикулярны, а ошибки мини-
мальны. РВВ, однако, выдает достоверную информацию только
над водной поверхностью, что требует оптимального выбора
моментов проведения сеансов измерений. Созданные для этого
бортовые алгоритмы используют заложенную в память БЦВК
информацию о наличии или отсутствии водной поверхности
практически для всей Земли. Возможно (и это предусмотрено
алгоритмами управления) принудительное, по радиоканалам,
задание времени проведения сеансов измерения, но это лишает
систему управления автономности.
Информация от РВВ может использоваться и для целей авто-
номной навигации: полагая БИСК точной (в частности, после
коррекции ГСП) и периодически получая точную информацию
от РВВ о величине и направлении местной вертикали, можно
корректировать текущий вектор состояния.
Алгоритмы системы управления предусматривают первичную
(математическую и логическую обработку серии измерений с
отбраковкой аномальных и оптимальным определением сред-
279
него значения) и вторичную (по результатам нескольких сеансов
измерений путем сравнения расчетного и измеренного обобщен-
ного векторов состояния ОК), основанную на принципах дина-
мической фильтрации обработку результатов измерений.
Помимо РВВ для автономной навигации используется и
ПРЗС. Выполняя текущую навигацию движения Солнца относи-
тельно Земли, можно сравнить ожидаемые моменты входа и
выхода ОК из тени Земли с действительными, полученными
ПРЗС. Эта информация, обработанная аналогично информации
от РВВ, используется алгоритмами коррекции для уточнения
текущего вектора состояния ОК.
Для решения на борту задач коррекции ГСП и навигации
создан единый алгоритмический и программный комплекс, поз-
воляющий осуществлять длительный автономный орбитальный
полет в широком диапазоне высот орбиты, ее наклонения и
эксцентриситета.
8.5. СБЛИЖЕНИЕ И СТЫКОВКА
Среди задач, решаемых ОК, важнейшими являются доставка
экипажей, расходуемых материалов и оборудования на долговре-
менные орбитальные станции, возврат отработавших свой срок
КА на Землю, спасение экипажей, терпящих бедствие, и т. п.
С точки зрения управления в этих случаях общим становится
необходимость сближения ОК с тем или иным КА с последу-
ющим зависанием или причаливанием к нему, т. е. совместный
полет в непосредственной близости, например для захвата КА
манипулятором и укладки его в ОПГ.
Традиционная схема решения задачи сближения строится по
принципу разделения функций сближающихся КА, при котором
один из них (пассивный), являясь “целью”, совершает орбиталь-
ный полет при инерциальной или орбитальной стабилизации
углового положения, а другой (активный), являясь “перехватчи-
ком”, выполняет все необходимые маневры на орбите для сбли-
жения с “целью”.
Для расчета управляющих импульсов БЦВМ “перехватчика”
(в данном случае ОК) должна обладать информацией о движе-
нии “цели” (КА), которая может поступать на борт ОК с НКУ
по каналам радиосвязи через СР или измеряться непосред-
ственно на борту системой взаимных измерений (СВИ). После
выведения ОК на орбиту ИСЗ и формирования с помощью нес-
кольких корректирующих импульсов монтажной орбиты, т. е.
орбиты, параметры которой близки к параметрам орбиты
“цели”, ОК попадает в зону возможной работы системы СВИ.
Антенны СВИ ОК располагаются на створках ОПГ и на СМ.
280
По достижении определенной дальности, на которой стано-
вится возможен захват антеннами ОК ответных сигналов пассив-
ного КА, включается в работу СВИ и начинает поиск “цели” как
в полной сфере обзора группой широконаправленных антенн,
если траектория пассивного КА неизвестна, так и в ее части (в
малом секторе) узконаправленной антенной, если его траек-
тория известна. После проведенного поиска система управления
разворачивает ОК так, что антенны СВИ направляются на
“цель”, при этом СУД получает такие параметры относительного
движения, как дальность между сближающимися КА, скорость
ее изменения и пеленгационные углы “цели”. Бортовые алго-
ритмы, использующие параметры относительного движения,
реализуют программу дальнего наведения, которая включает до
шести коррекций траектории, при этом импульсы реализуются
как ДОМ, так и РСУ, причем если корректирующий импульс
реализуется ДОМ, необходима переориентация ОК в целях сов-
мещения направления действия управляющей силы двигателей с
требуемым направлением импульса, а после их выключения —
повторная ориентация в положение, обеспечивающее устой-
чивую радиосвязь и получение параметров относительного дви-
жения. После попадания в малую окрестность около пассивного
КА СУД начинает этап ближнего сближения, который, в
отличие от этапа дальнего наведения, где используются законы
орбитального движения, характеризуется тем, что управление
сближением осуществляется только на основании измеренных
СВИ параметров относительного движения и что после уточне-
ния скоростных параметров возможен переход к облету. Облет
как динамическая операция необходим для встречной взаимной
ориентации ОК с пассивным КА, стыковочный модуль которого
не всегда направлен в сторону активного КА. Поэтому при сох-
ранении ориентации ОК по линии визирования, т. е. линии,
соединяющей антенны сближающихся КА, требуется выполне-
ние такого маневра, при котором в конце облета возможно
попадание ОК в конус причаливания — конус,
условно прочерченной около оси стыковочного модуля пассив-
ного КА, или, как ее называют, прямой причаливания. После
окончания облета ОК будет двигаться по этой прямой. На доста-
точно близком расстоянии от КА включается оптический канал
СВИ, который с большой точностью измеряет параметры отно-
сительного движения. Заканчивается этап ближнего сближения,
как было сказано, или зависанием, или причаливанием с даль-
нейшим полетом в стыкованном состоянии. При наличии на
борту экипажа в его обязанность входит не пассивное наблюде-
ние за процессом сближения в автоматическом режиме, а кон-
троль функционирования СУД и процесса сближения, а в случае
281
нештатной ситуации — переход на ручное управление. Для этого
в распоряжении экипажа имеются навигационная измеритель-
ная визуальная система (НИ ВС), связанная с БЦВК, и
визир-дальномер космонавта (ВДК), с помощью которых
экипаж может измерять параметры орбитального движения ОК,
а наблюдая КА, — и параметры относительного движения при
сближении; система отображения информации и органы управ-
ления (СОИ-ОУ), включающие различные транспаранты, инди-
каторы, клавишно-сигнальные панели и дисплеи, а также ручки
управления движением (левая — поступательным, правая —
вращательным). Все приборы конструктивно скомпонованы на
рабочем месте командира экипажа (РМ-4), с которого он кон-
тролирует автоматический процесс сближения и вручную управ-
ляет ОК на орбитальном участке полета, в том числе и при
сближении. Именно на дисплеи РМ-4 поступает информация о
параметрах относительного движения от СВИ и НИВС, алфа-
витно-цифровая и графическая информация, а также изображе-
ние с телевизионных камер стыковки (ТКС) на стыковочном
узле и зависания (ТКЗ) в кабине рядом с ВДК.
На пассивном КА в соответствующих точках устанавливаются
специальные прицельные приспособления — реперное устрой-
ство стыковки и зависания (РУСЗ) и мишень телевизионной
камеры стыковки (МТС), которые на экране дисплеев экипажа
будут располагаться в центре прицельных перекрестий, если
стыковочные модули стыкующихся КА двигаются соосно сво-
ими стыковочными модулями, или будут смещаться относи-
тельно центра, если соосность отсутствует. Эта же информация
передается на НКУ. Для ручного управления ОК при сближении
в случае выхода из строя СВИ командир экипажа использует
оптическое изображение пассивного КА, результаты измерений
параметров относительного движения, получаемые от НИВС и
ВДК, и средства СОИ-ОУ на РМ-4. На малых относительных
дальностях командир экипажа, наблюдая РУСЗ пассивного КА
через ВДК, совмещает прицельные перекрестия ВДК и РУСЗ,
обеспечивая тем самым соосность стыковочных модулей ОК и
пассивного КА перед их соударением.
8.6. ВОССТАНОВЛЕНИЕ ОРИЕНТАЦИИ
Серьезной аварией на орбитальном участке полета считается
полная потеря ориентации, причиной которой может быть, в
частности, нарушение вычислительного процесса в БЦВК. Сис-
тема управления предусматривает автономное (по команде с
Земли) восстановление вычислительного процесса в БЦВК.
282
Потеря ориентации связана с потерей ГСП инерциальной
ориентации в БИСК, поэтому для ее восстановления требуется
приведение ГСП и переход на силовую стабилизацию. Естес-
твенно, что приведение ГСП происходит по корпусу ОК и с
момента перехода на силовую стабилизацию ГСП сохраняет
некоторую случайную, но постоянную ориентацию в инерциаль-
ном пространстве. Задачей алгоритмов восстановления ориента-
ции и является определение разницы (матрицы перехода) между
БИСК, т. е. ориентацией ГСП в момент перехода на силовую
стабилизацию перед стартом, и новой инерциальной системой
координат, определяемой случайной ориентацией ОК в момент
перехода на силовую стабилизацию в процессе восстановления.
В ручном режиме восстановление ориентации осуществляется
с помощью оптических средств, имеющих большие углы
прокачки относительно корпуса ОК (связанной с ним системой
координат).
Автоматическое восстановление ориентации с использова-
нием ЗСП или РВВ невозможно, так как эти приборы работос-
пособны лишь в узком секторе углового рассогласования с
целью. Поэтому для их использования необходима какая-то
предварительная, с точностью, достаточной для последующей
работы с РВВ, ориентация ОК. В самом деле, что будет показы-
вать РВВ, если он направлен в сторону, противоположную
Земле?
Для предварительной ориентации в автоматическом режиме
применяется инфракрасный построитель местной вертикали
(ПМВ), реагирующий на тепловое излучение Земли. ПМВ имеет
оптическую головку, ось которой совершает коническое скани-
рование при двух значениях (45 и 38°) угла между оптической
осью и осью сканирования. Перестройка с одной траектории
сканирования на другую происходит либо автоматически при
попадании Солнца в поле зрение прибора, либо принудительно
по командам БЦВК, при этом фиксируются моменты пересече-
ния оптической оси головки линии горизонта Земли. ПМВ уста-
навливается на корпусе ОК так, что если дуга сканирования
симметрично захватывает край диска Земли и заходит в него на
определенную величину, то связанная поперечная ось ОК будет
направлена по местной вертикали. Выходными параметрами
ПМВ для алгоритмов восстановления ориентации являются дан-
ные о расположении дуги сканирования относительно диска
Земли (по моментам пересечения границы диска) и углы откло-
нения оси-Z ОК от местной вертикали.
После приведения ГСП по корпусу ОК и перехода на
силовую стабилизацию управление угловым движением осущес-
твляется по информации с датчиков углов ГСП. Для поиска
283
Земли ОК закручивается вокруг оси, перпендикулярной оси ска-
нирования ПМВ. В течение первого, тестового, оборота на 360°
анализируются моменты появления признака “наличие Земли” и
по максимальной паузе между ними определяется угол, на
который нужно довернуть ОК на втором обороте, чтобы подойти
к границе захвата Земли, после чего ОК выставляется своей свя-
занной осью по местной вертикали.
Если отклонения от местной вертикали не превышают 4°,
ориентация ОК поддерживается по этим отклонениям, поступа-
ющим с ПМВ. Следовательно, можно двигаться по орбите,
ориентируя одну из связанных осей по местной вертикали, а по
датчикам углов ГСП определять направление местной вертикали
в новой, неизвестной нам инерциальной системе ориентации
ГСП.
Для восстановления ориентации по радиоканалам. с Земли
передается информация о текущем векторе состояния ОК в
БИСК, по которой можно определить и направление местной
вертикали. Матрица перехода между БИСК и .новой инерциаль-
ной системой ГСП может быть получена на основании двух
таких сравнений, при этом желательно, чтобы ориентация мес-
тной вертикали изменялась между этими сравнениями на угол,
близкий к 90°, для чего необходимо пролететь по орбите
примерно четверть витка, поддерживая ориентацию ОК с
помощью ПМВ.
После определения матрицы перехода выполняется доворот
ГСП в положение БИСК до потери ориентации.
Процесс восстановления ориентации обеспечивает ее
точность на уровне (определяемом точностью ПМВ), не допус-
кающем дальнейшую штатную работу (в частности, спуск с
орбиты), но позволяющем провести штатный цикл коррекции
ГСП по РВВ, которым и заканчивается полное восстановление
ориентации.
8.7. СПУСК В АТМОСФЕРЕ
Тормозной импульс для схода с орбиты реализуется в основ-
ном по алгоритмам орбитального маневра и имеет задачей
приведение ОК на высоту 100 км, являющуюся условной грани-
цей атмосферы, с заданными дальностью до ВПП, скоростью и
углом наклона траектории к местному горизонту.
Управление движением на участке спуска в атмосфере обес-
печивает приведение ОК в заданную область на высоте 20 км с
заданной скоростью, причем скорость должна быть выдержана
по величине и направлению относительно ВПП. Участок спуска
называется еще и гиперзвуковым участком спуска в атмосфере,
284
так как скорость на нем изменяется от 28 800 до 1800 км/ч
(М = 25... 1,5) при протяжении участка более 8000 км. Управле-
ние движением осуществляется в условиях резкого изменения
внешних условий (от космических до самолетных) и при
наличии довольно жестких ограничений на параметры движе-
ния, основными из которых являются максимальные значения
перегрузок, испытываемых ОК, скоростного напора и темпера-
турного нагрева конструкции. Последнее ограничение задается в
виде кривой ограничения — предельной зависимости между
текущей скоростью и высотой, которая препятствует при задан-
ной скорости спуску ОК ниже определенной высоты, т. е. обте-
канию ОК на заданной скорости слишком плотной атмосферой.
Система наведения обеспечивает расчет и выбор таких траек-
торий спуска, которые располагаются выше кривой ограниче-
ния.
Управление движением центра масс ОК в атмосфере проис-
ходит без использования реактивной тяги, поэтому кроме грави-
тационной силы на него воздействует только полный вектор
аэродинамических сил Fa , который с учетом продольной сим-
метрии ОК и малых углов скольжения можно считать располо-
женным в продольной вертикальной полости симметрии и
имеющим две составляющие: лобовое сопротивление, направ-
ленное против вектора скорости, и подъемную силу, направ-
ленную перпендикулярно ему.
Аэродинамические силы зависят от геометрических характе-
ристик ОК, параметров движения и угловой ориентации относи-
тельно траектории. Угол атаки а определяет соотношение
лобового сопротивления и подъемной силы, а угол крена у
ориентирует подъемную силу по отношению к вертикальной
плоскости (при у = 0 подъемная сила направлена по нормали к
траектории, при у = ±90° — в горизонтальной плоскости). Таким
образом, изменяя углы атаки и скоростного крена, мы можем
изменять вектор Fa и, следовательно, воздействовать на движе-
ние центра масс ОК.
Традиционным при управлении движением в атмосфере
является получение максимального аэродинамического
качества К, т. е. преобладание подъемной силы над лобовым
сопротивлением, что увеличивает маневренные возможности
ОК, ибо одним из требований к системе наведения является
реализация при спуске в атмосфере максимально возможного
бокового маневра. Максимальное аэродинамическое качество
обеспечивается при угле атаки а = 19°, но его значение ограни-
чивается тем, что на высотах от 90 до 40 км при а < 30° из-за
285
температурного воздействия происходит разрушение фонаря
кабины пилотов, при а > 41° — обгар кромки ДОМ, а на высо-
тах, меньших 40 км, — требованиями по устойчивости и управ-
ляемости. С учетом этого, а также динамики углового движения
угол атаки при спуске в атмосфере задается в виде жесткой прог-
раммы в функции текущего значения числа М.
Таким образом, управление движением центра масс ОК прак-
тически осуществляется изменением угла скоростного крена,
модулем которого задается движение в продольном направлении
(вертикальная составляющая подъемной силы), а знак выбира-
ется таким, чтобы горизонтальная составляющая подъемной
силы приводила к уменьшению текущего бокового промаха.
Текущими управляемыми параметрами наведения являются
оставшаяся дальность до заданной области L и угловой промах
по направлению Ау. Из-за существенной протяженности траек-
тории спуска при вычислении в БЦВК текущих значений L и Ау
учитывается форма Земли: дальность отсчитывается по дуге
большого круга (по поверхности Земли), а промах по направ-
лению — в плоскости местного для ОК горизонта.
Управление движением в продольном направлении происхо-
дит на базе формирования и отслеживания “попадающей”
траектории, для которой прогнозируемая дальность полета по
ней соответствует действительной оставшейся дальности и
которая обеспечивает приведение ОК в заданную конечную
область на высоте 20 км.
“Попадающая” траектория формируется в виде программной
зависимости продольной перегрузки от скорости пх (V), т. е.
программы торможения, что позволяет учитывать все ограниче-
ния, накладываемые на параметры движения, отображаемые на
плоскость пх , V, определять прогнозируемую дальность полета
по аналитическим соотношениям без интегрирования на борту
уравнений движения ОК и существенно уменьшать загрузку
БЦВК по времени.
Поиск “попадающей” траектории заключается в том, что
выбираются два варианта функции пх (V), отличающиеся только
значением одного параметра аппроксимирующего полинома,
причем для каждого его значения по аналитическим соотноше-
ниям определяется прогнозируемая дальность. Сравнением с
действительной оставшейся дальностью на основе линейной
интерполяции определяется такое значение параметра, а значит
и функции пх (V), при котором прогнозируемая дальность равна
оставшейся. Поиск “попадающей” траектории осуществляется
на каждом такте наведения с периодом 1 с, что позволяет гибко
реагировать на различные возмущения (атмосферные, ветровые,
аэродинамические и т. д.), действующие на ОК во время спуска,
286
а ее постоянное уточнение по мере приближения к концу учас-
тка спуска связано с приближенным характером самих формул
прогноза дальности.
Определив “попадающую” траекторию, система наведения
находит не • только текущее требуемое значение продольной
перегрузки, но и ее производную по скорости, по которой на
борту рассчитываются соответствующие “попадающей” траек-
тории параметры: скорость изменения высоты и эффек-
тивная (вертикальная по отношению к Земле) составляющая
аэродинамического качества Кэтр, которая обеспечивает реали-
зацию в текущий момент параметров движения, соответству-
ющих “попадающей” траектории, в том числе и Н.
Теоретически, если значение эффективного аэродинамичес-
кого качества Кэ будет равно его требуемому значению Кэ тр,
возможно движение вдоль “попадающей” траектории. Однако
реальное движение при воздействии возмущений отличается от
желаемого, т. е. наблюдается рассогласование между действи-
тельными пх, Н и требуемыми пх-гр, значениями.
Поэтому при определении эффективного аэродинамического
качества Кэ, по которому задается командный угол крена,
используются не только его требуемое значение, но и добавки
(умноженные на соответствующие коэффициенты), равные
рассогласованиям по продольной перегрузке и скорости, с
учетом которых
К, = Кэлр + пХт^ + Сй<^- <8 2)
Последнее слагаемое в выражении (8.2) является демпфиру-
ющим членом. .
Модуль командного значения угла крена выбирается таким,
чтобы проекция полного аэродинамического качества К на
вертикальную (относительно Земли) плоскость равна Кэ, а знак
угла скоростного крена у, определяющий направление боковой
составляющей аэродинамической силы, таким, чтобы она
приводила к уменьшению текущего углового промаха Ду. Таким
образом, командный угол скоростного крена, являющийся вход-
ной величиной для системы углового управления, будет равен
э • .
YK = - arccos — sign Д\|/ .
К.
(8.3)
287
Особенностью решения навигационной задачи на участке
спуска является ликвидация неустойчивости вертикального
канала за счет его коррекции по программному значению
высоты, заданному таблично в функции модуля относительной
скорости для номинальной траектории спуска.
Для выполнения точностных требований на заключительном
участке спуска и посадки после вхождения ОК в зону действия
приаэродромных радиосредств проводится коррекция его век-
торов скорости и координат по их радиоизмерениям. Для
коррекции автономной навигации на участке спуска и посадки
используются измерения дальности от ОК до радионавигацион-
ных дальномеров, а также измерения радиовысотомера, по
которым определяются невязки между векторами координат ОК
от автономной и радиосистем.
Коррекция осуществляется раздельно по горизонтальному и
вертикальному каналам, что связано с различными погрешнос-
тями определения их параметров. Горизонтальная коррекция
начинается сразу после появления измерений по дальним
маякам, вертикальная — позже, по достижении углом видимости
ОК из центра ВПП некоторых пороговых значений отдельно для
координатной и скоростной составляющих вектора состояния.
Наиболее отчетливо уникальность ОК, сочетающего одновре-
менно свойства как КА, так и самолета, проявляется в решении
задач управления угловым движением при спуске в атмосфере в
диапазоне высот от 100 до 20 км.
Основной задачей системы обеспечения устойчивости и
управляемости (СУУ) на этом участке является обеспечение
угловой ориентации ОК, задаваемой СУД при одновременном
выдерживании допустимых углов атаки и скольжения ОК, опре-
деляемых в основном температурными ограничениями. Ясно,
что это требует безусловного обеспечения устойчивости ОК на
всех режимах полета.
На участке спуска используются 7 аэродинамических управ-
ляющих поверхностей (две пары концевых и корневых элевонов
на каждом крыле, руль направления, воздушный тормоз и
балансировочный щиток), а также 20 УД, расположенных в гон-
долах по обе стороны киля в ХЧФ и условно разбитых на группы
тангажа, рыскания и крена. Каждая из аэродинамических управ-
ляющих поверхностей отклоняется отдельной гидравлической
рулевой системой, питание которой обеспечивается ВСУ.
Система обеспечения устойчивости и управляемости имеет
ряд особенностей, определяемых характером задач управления
снижающимся в атмосфере ОК и особенностями динамики
самого ОК и его управляющих органов. Такими особенностями
являются:
288
устойчивость и управляемость ОК на всех траекториях спуска
(в том числе и при реализации МВ) от почти космического ваку-
ума на высоте 100 км до “самолетных” условий на высоте 20 км,
где плотность атмосферы достаточно высока и динамика ОК в
основном определяется его аэродинамическими характеристи-
ками;
наличие участков одновременной работы УД и плавно откло-
няемых с помощью рулевых систем аэродинамических управля-
ющих органов, что требует четкой координации их работы;
необходимость ограничения скорости изменения команд,
подаваемых на различные рулевые системы с учетом приоритета
одной аэродинамической поверхности перед другой из-за недос-
таточной производительности ВСУ, питающей гидросистемы;
обеспечение наряду с устойчивостью и управляемостью
продольной и поперечной балансировки ОК, т. е. наличие кон-
туров управления балансировкой, минимизирующих также
расход рабочего тела РСУ (а так как динамические характерис-
тики ОК существенно зависят от углов отклонения его управля-
ющих органов, система управления продольной балансировкой
фактически является системой управления конфигурацией ОК,
которая обеспечивает не только продольную балансировку, но и
такое сочетание углов отклонения элевонов, балансировочного
щитка и воздушного тормоза, при котором собственные характе-
ристики устойчивости и управляемости ОК близки к оптималь-
ным);
выполнение основной задачи при любых двух отказах в сис-
теме, в том числе отказа двух ВСУ из трех, при котором распола-
гаемая скорость отклонения элевонов и руля направления
уменьшается вдвое, и двух отказов в РСУ, при которых из име-
ющихся десяти двигателей по каждому из бортов может остаться
только три работоспособных.
Нельзя забывать и о многопараметричности аэродинамичес-
ких характеристик — зависимости их от числа М, углов атаки,
скольжения и отклонения всех управляющих поверхностей,
высоты полета и т. д. Значительная часть траектории спуска
реализуется с большими (свыше 30°) углами атаки, при которых
киль с воздушным тормозом и рулем направления практически
затенен и аэродинамически неэффективен. Это определяет
наличие по крайней мере двух структур управления: “верхней”,
опирающейся в основном на УД, и “нижней”, более похожей на
обычные самолетные.
Существенной трудностью при синтезе алгоритмов управле-
ния явилось наличие вдоль траектории спуска участков, на
которых ОК неустойчив (с учетом возможных разбросов аэроди-
намических характеристик) по углам атаки и скольжения, а
20 Заказ 192
289
также имеет обратную реакцию по крену на большей части
траектории спуска на отклонение элевонов, которая при
М = 3...4 изменяется на “прямую”.
Использование УД на ОК приводит к интерференции струй,
вытекающих из сопел УД, с набегающим потоком, что вызывает
появление дополнительных моментов, существенно меняющих
реакцию ОК. Так, при включении двигателей рыскания, струи
которых направлены по оси Z, на определенных скоростных
напорах проекция управляющего ускорения (с учетом разбросов)
изменяется не только по величине, но и по знаку, что создает
дополнительные трудности при синтезе СУУ и видоизменяет ее
структуру.
Значительно усложняет задачу синтеза СУУ (при М <3) зави-
симость характеристик устойчивости и управляемости ОК от
скоростного напора.
Синтез СУУ при спуске в атмосфере — это задача, не имев-
шая аналога в отечественной практике. До сих пор системы
управления движением, например, самолетов, летающих в зна-
чительно более узком диапазоне изменения условий внешней
среды, отрабатывались последовательно в ходе десятков испыта-
тельных полетов при уточнении аэродинамических характерис-
тик и постепенном усложнении самих полетов. В данном же
случае при неизмеримо большем спектре возможных траек-
торий, внешних воздействий и разбросах характеристик самого
ОК успешным должен был быть первый полет, что требовало
такого выбора структуры и настройки СУУ, при которых они
были бы оптимизированы по всему полю возмущений, так как
ее неустойчивость однозначно вела к потере ОК.
Хотя описание самой СУУ выходит за рамки данной книги,
отметим некоторые ее особенности:
наличие в ее составе трех основных каналов (тангажа, рыска-
ния и крена), а также “верхней” (где координированный
разворот по углу скоростного крена обеспечивается реактив-
ными УД и элеронами) и “нижней” (где для этого используются
руль направления и элероны, а реактивные УД “страхуют”
систему от возможных разбросов аэродинамических характерис-
тик) структур;
использование на самом верхнем участке траектории спуска
(высота полета от 100 до 85 км), где элевоны малоэффективны, в
качестве основных управляющих органов по всем трем каналам
УД, отключаемых по мере роста скоростного напора вначале в
канале крена, затем в канале тангажа, а по достижении высоты
10 км и в канале рыскания;
раскрытие воздушного тормоза при а < 32° и работа им в
режиме руля направления при а < 20°.
290
Структура и настройка СУУ являются функциями измеря-
емых и вычисляемых на борту угла атаки, скоростного напора и
числа М. Вначале при М > 3,5 используется так называемый
“навигационный” угол атаки, получаемый по данным решения
навигационной задачи, а затем при росте влияния ветровых
возмущений — “аэродинамический” угол атаки, вычисляемый
по показаниям жестко установленного на корпусе (по верти-
кальной оси) акселерометра и априорной информации об
аэродинамических характеристиках ОК, при этом результиру-
ющая бортовая оценка текущего угла атаки образуется взвешен-
ной суммой обоих углов.
В составе СУУ имеются “блок приоритета”, ограничивающий
скорость изменения команд, подаваемых на приводы рулевых
систем в зависимости от состояния ВСУ (нет отказа, один отказ,
два отказа), и “блок выбора двигателей”, обеспечивающий пере-
распределение управляющих команд в зависимости от возмож-
ных признаков отказа того или иного двигателя.
Для обеспечения устойчивости СУУ с учетом упругости
корпуса ОК в цепях всех управляющих органов имеются цифро-
вые фильтры высокого порядка.
8.8. ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
Программный комплекс СУД имеет двухуровневую структуру,
на нижнем уровне которой происходят организация и решение
функционально замкнутых задач в рамках так называемых базо-
вых систем навигации, ориентации и т. д., а на верхнем —
информационно-логическое взаимодействие с внешней вычис-
лительной средой и согласованная друг с другом, с планом
полета и с режимами системы управления работа базовых сис-
тем.
Программное обеспечение содержит программные модули
трех типов: первый — селекторы, организующие вычислитель-
ный процесс и определяющие, в какой момент какая задача дол-
жна решаться и какие вычисления необходимы для ее
реализации, второй — монитор, реализующий указания селек-
торов с учетом возможных прерываний в решении тех или иных
задач из-за потактной работы БЦВК, и третий — управляемые
модули, непосредственно выполняющие вычисления для реше-
ния той или иной задачи базовой системы.
Работа базовой системы в процессе полета представляет
собой последовательное выполнение стандартных операций
(СО) — вычислительного процесса, организованного селекто-
20*
291
рами базовой системы по заранее определенной фиксированной
циклограмме для решения отдельной целевой задачи системы.
Каждая СО характеризуется условиями начала, обеспечива-
ющими возможность запуска СО (режим работы системы управ-
ления, время и т. д.), перечнем других СО, необходимых для
работы данной СО, определенным состоянием ОК, штатным
завершением, описывающим, в каких случаях СО заканчивается
штатно (например, по времени, по определенной команде и др.),
или срочным завершением, описывающим, в каких случаях
необходимо срочно закончить выполняющуюся СО (например,
при превышении допустимого времени, при отказе аппаратуры и
ДР-)-
Для хранения информации обмена между различными базо-
выми системами, информации СО и информации, обеспечива-
ющей взаимодействие верхнего уровня с базовыми системами,
служит общий раздел связи, а для хранения собственной инфор-
мации базовой системы — базовый раздел, доступ к которому
имеют только модули данной базовой системы.
В процессе работы базовой системы может возникнуть необ-
ходимость в прерывании решения некоторой задачи для запуска
более срочной, а после ее решения надо продолжить решение
первой, для чего требуется сохранение информации, необходи-
мой для продолжения решения. Для этих целей используется
блокировка рабочих областей памяти путем предоставления
задачам с разными приоритетами непересекающихся областей
памяти. С каждым приоритетом связаны определенные приори-
тетные разделы памяти, общие для всех базовых систем, поэтому
по окончанию работы с приоритетным разделом одной базовой
системы к нему может быть обеспечен доступ другой.
Вычислительный процесс в ходе выполнения одной или нес-
кольких СО базовой системы организуется селектором базовой
системы путем сообщения монитору специальных приказов, с
помощью которых в каждом такте он может вызывать управля-
емые модули в определенной последовательности, а также пере-
сылать, сохранять и выбирать информацию, необходимую для их
работы.
Информационное взаимодействие селекторов базовых систем
с верхним уровнем осуществляется через общий раздел связи.
Взаимодействие базовых систем организуется селектором
верхнего уровня по обобщенным стандартным операциям, т. е.
участкам полета, на протяжении которых параллельно выполня-
ется постоянный набор из нескольких СО различных базовых
систем.
Запуск и окончание обобщений СО происходят либо по
информации извне, либо по ее внутренней логике, причем в
292
момент ее завершения должны быть завершены все СО, входя-
щие в ее состав, в противном случае селектор верхнего уровня
обеспечивает их принудительное завершение.
Синхронизация работы СО различных базовых систем в
рамках одной обобщенной СО осуществляется с использованием
сквозного счетчика времени, начальное значение которого,
равное нулю, формируется в момент перехода ГСП на силовую
стабилизацию.
Информационное взаимодействие обобщенных СО осущес-
твляется через общий раздел связи, при этом итоговая для завер-
шившейся обобщенной СО информация является начальной
информацией для последующей обобщенной СО.
Переход с одной обобщенной СО на другую выполняется
селектором верхнего уровня в соответствии с циклограммой и
планом полета.
I
ПОСАДКА ОРБИТАЛЬНОГО
КОРАБЛЯ
9.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Автоматическая посадка ОК, завершившаяся пробегом по
ВПП ПК, являлась задачей высшей категории сложности и пот-
ребовала решения многих проблем в условиях жестких, порой
противоречивых требований. Это относится как собственно к
управлению летательным аппаратом с низким аэродинамичес-
ким качеством при обязательном выполнении посадки с первого
захода в самых сложных метерусловиях, так и к навигационному
обеспечению.
Традиционные средства и методы управления обычными
самолетами в малых диапазонах высот и скоростей хорошо
известны. Посадка обычно происходит по следующей схеме:
полет по маршруту на постоянной высоте со значительными
допустимыми ошибками;
спуск под наблюдением наземного командно-диспетчерского
пункта;
выход в ключевую точку (точка захвата глиссады) с выполне-
нием стандартного маневра;
снижение по пологой (угол наклона 2...30) глиссаде, физи-
чески обеспечиваемое радиотехническими инструментальными
системами посадки;
ручное управление при касании и пробеге.
При этом энерговооруженность должна быть достаточной для
управления скоростью и высотой и обеспечивать возможность
ухода на. второй круг практически из любой точки траектории
посадки.
При управлении ОК после входа в атмосферу практически
полностью отсутствуют стандартные ситуации: весь полет на
участке спуска и посадки протяженностью 9000 км представляет
собой неустановившееся движение с изменением высоты от
294
100 км до 0, скорости от М = 28 до 0 и отклонениями от прямо-
линейной траектории для выбора боковой дальности до ВПП
ПК и обеспечения требуемого энергетического состояния, при
этом значительную часть траектории ОК проходит в условиях
обтекания потоками плазмы, исключающих возможность связи с
наземными радиотехническими системами.
В этих условиях для создания алгоритмов системы автомати-
ческого управления полетом и посадкой требовалось определе-
ние достоверных характеристик ОК как объекта управления,
создание системы высокоточных информационных средств
определения текущего состояния ОК, разработка методов
формирования расчетной траектории и стабилизации на ней ОК
при соблюдении заданных ограничений на параметры движения,
а также обеспечение устойчивости и управляемости на всей
траектории спуска и посадки. Необходимость последнего объяс-
няется тем, что даже высококвалифицированный летчик не в
состоянии пилотировать ОК воздействием на аэродинамические
органы (с помощью ручек и рычагов через исполнительные
механизмы) ввиду чрезвычайной сложности такого управления.
Сложность и ответственность задачи обработки информации
потребовали применения взвешенных, во многом новых подхо-
дов к взаимной увязке, комплексированию и проверке достовер-
ности информации всех систем, отличающихся большим
разнообразием по принципам действия, рабочим диапазонам,
точности и кратности резервирования, что затрудняло выбор и
унификацию решений.
Разработка законов управления и стабилизации, связанная с
анализом динамических характеристик такого многорежимного
объекта управления, как ОК, стала возможной при реализации
нетрадиционных мер по обеспечению его балансируемости,
координации движения в развороте, точности траекторного
управления, достаточности характеристик устойчивости и управ-
ляемости. Необходимо отметить, что на одном и том же режиме
полета ОК может иметь как статическую устойчивость, так и
неустойчивость в зависимости от результата “игры” фактора
неопределенности аэродинамических характеристик. Отсюда и
“перевязки” каналов управления, и тщательные исследования
поведения системы на границах допусков, и, наконец, локальное
введение самонастройки.
Для подтверждения соответствия точностных характеристик
спроектированной СУ заданной вероятности успешной посадки
было выполнено статистическое моделирование 8200 посадок.
Однако необходимость “успеха с первого раза” потребовала
проведения полунатурного моделирования и натурных экспери-
ментов.
295
Была разработана стратегическая линия отработки: математи-
ческое и полунатурное моделирование, летающие лаборатории и
летающий аналог ОК “Буран”. Отработка проводилась на пол-
норазмерном стенде оборудования (ПРСО), пилотажно-динами-
ческом стенде-тренажере (ПДСТ), в полетах летающих
лабораторий Ту-154ЛЛ.
Натурные испытания, максимально воспроизводящие реаль-
ные условия полета ОК на заключительном этапе захода на
посадку и посадки, проводились на аналоге ОК “Буран”. Пол-
ностью повторяя все геометрические, массовые и инерционные
характеристики ОК “Буран”, аналог обладает способностью
самостоятельного взлета, набора высоты, выхода в “ключевую
точку” траектории спуска и посадки.
Создание комплекса стендов, летающих лабораторий и ана-
лога позволило провести отработку аппаратуры, ПО СУ, борто-
вых систем и рулевых приводов, наземных средств обеспечения
посадки, а также подтвердить аэродинамические и летно-техни-
ческие характеристики ОК при выполнении автоматического
режима управления посадкой на ВПП ПК, что явилось основа-
нием для заключения о возможности автоматической посадки
ОК с заданной вероятностью.
9.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ОК НА УЧАСТКЕ СПУСКА И ПОСАДКИ
Орбитальный корабль после схода с орбиты ИСЗ и входа в
атмосферу совершает многорежимный планирующий полет.
Поэтому первоочередной задачей при создании СУ стали иссле-
дование и отработка аэродинамических характеристик для всех
режимов полета, анализ возможностей компоновки с позиции
обеспечения устойчивости и управляемости планера.
Решение проблем аэродинамики потребовало использования
всей существующей отечественной научно-технической и экспе-
риментальной базы и поиска совершенно новых теоретических
методов расчета, создания экспериментальных установок и
разработки средств автоматизированной обработки результатов.
Было создано 15 новых методов расчета аэродинамических
характеристик для различных диапазонов режимов полета,
85 различных по сложности и масштабам аэродинамических
моделей, в том числе уникальных (тензометрированные, дрени-
рованные, охлаждаемые), 122 комплекта новых тензовесов,
12 автоматизированных стендов и выполнено около 40 000 пус-
ков в 25 аэродинамических трубах СССР.
В результате были отработаны аэродинамические характерис-
тики ОК, отвечающие летно-техническим требованиям во всем
296
диапазоне гиперзвуковых, сверхзвуковых и дозвуковых скорос-
тей полета от момента входа в плотные слои атмосферы со ско-
ростью М = 28 до приземления.
Важной особенностью исходных данных по аэродинамике,
используемых при инженерно-техническом проектировании,
явилось определение для всех аэродинамических характеристик
диапазонов достоверного значения номиналов. Это сделано
впервые в отечественной практике на основе многократных
испытаний в аэродинамических трубах и обусловлено тем, что
первый испытательный полет ОК является фактически эксплу-
атационным, полностью автоматическим, с проходом сразу всего
диапазона высот и скоростей. Невозможность постепенного,
последовательного изменения режимов полета, как это делается
в обычной авиадии, предопределила новый подход к аэродина-
мическим исследованиям и потребовала знания до полета не
только номиналов характеристик, но и диапазонов их отклоне-
ний.
Для обеспечения эффективного торможения, уменьшения
тепловых потоков и выполнения требований по боковой даль-
ности полет ОК на гиперзвуковых скоростях происходит с боль-
шими (а = 39° при М = 28...18 и а = 22° при М = 5) углами
атаки. Аэродинамические характеристики ОК в этом диапазоне
скоростей определяются наличием кабрирующего момента,
зависящего от влияния реальных свойств и вязкого взаимодей-
ствия воздуха, и отсутствием эффективности руля направления,
а также высокими температурами нижней поверхности элевонов
при их отклонении вниз, что ограничивает возможность их
использования в качестве управляющего органа.
Аэродинамические характеристики в диапазоне трансзвуко-
вых скоростей отличаются исключительной нелинейностью
моментной характеристики планера по тангажу в зависимости от
угла атаки, что резко усложнило решение задач управления и
стабилизации ОК относительно центра масс. К таким задачам
относятся локальная неустойчивость по углу атаки на малых
гиперзвуковых (М = 4...3), трансзвуковых (М = 0,95...0,9) и доз-
вуковых скоростях при центровке более задней, чем средняя
Хт = 0,65, и существенная зависимость моментной эффектив-
ности элевонов от их положения по тангажу. На гиперзвуковых
скоростях при изменении балансировочного положения элево-
нов от положительного (кромкой вниз) до отрицательного
(кромкой вверх) градиенты моментов тангажа на градус отклоне-
ния элевонов изменяются в несколько раз, а на трансзвуковых
скоростях могут изменить знак. Из-за дестабилизирующего вли-
яния НЧФ и “затенения” киля на больших углах атаки (а > 15°)
297
при М > 3 планер флюгерно неустойчив по углу скольжения,
при этом степень путевой неустойчивости и эффективность руля
направления существенно зависят от угла раскрытия воздушного
тормоза (рис. 9.1).
Анализ показал, что, несмотря на многопараметрическую вза-
имосвязь аэродинамических характеристик и их существенную
нелинейность, возможно такое непрерывное управление конфи-
гурацией ОК (положением подвижных аэродинамических повер-
хностей) в процессе полета, при котором изменение
характеристик аэродинамической устойчивости планера и
эффективности органов управления может быть признано
приемлемым при создании алгоритмов СУ. При взаимосвязан-
ном управлении аэродинамическими моментами элевонов,
балансировочного щитка и воздушного тормоза повышаются
устойчивость по углам атаки и скольжения, эффективность
в
крена т% по углу скольжения в зависимости от числа М для различных положе-
ний воздушного тормоза:
1 — ствт = 0; 2 — ствт = ствт программ <* — Угол атаки; <твт - угол раскрытия воз-
душного тормоза
298
°с $В $вт
~ 5 100
Рис. 9.2. Изменения угла атаки и положения аэродинамических органов управления по траектории полета в зависимости от
числа М:
1 — угол отклонения элевонов по тангажу ов; 2 — угол раскрытия воздушного тормоза авт; 3 — угол отклонения балансиро-
вочного щитка общ» — Угол атаки а
элевонов и руля направления и снижаются шарнирные
моменты, преодолеваемые рулевыми системами.
В алгоритмы СУ заложены программные зависимости поло-
жения элевонов по тангажу и углов раскрытия воздушного
тормоза (рис. 9.2), задаваемые по числу М.
Программа раскрытия воздушного тормоза обеспечила мак-
симально возможные боковую устойчивость по углу скольжения
и эффективность руля направления и (вследствие существенного
влияния на продольную балансировку) моменты тангажа, необ-
ходимые для реализации программы по элевонам. Использова-
ние воздушного тормоза для целей управления скоростью
реализуется только на дозвуковых (М < 0,8) скоростях.
Выбранная программа по элевонам обеспечила продольную
устойчивость по углу атаки, максимальную моментную эффек-
тивность по тангажу и крену и перекрестную эффективность по
рысканию, а также уменьшение шарнирных моментов.
При заданных программных положениях элевонов и воздуш-
ного тормоза продольная балансировка по моментам тангажа
происходит за счет отклонения балансировочного щитка.
Элевоны, при отклонении которых на скоростях, соответству-
ющих М > 3, доминируют моменты рыскания, используются
только для стабилизации. При меньших скоростях (М < 3) обес-
печивается прямая реакция самолета по крену, при этом для
увеличения устойчивости и демпфирования рыскания подклю-
чается руль направления. Следует отметить, что на всех этапах
полета с гипер- и сверхзвуковыми скоростями, где руль направ-
ления неэффективен, используются двигатели РСУ, располо-
женные в ХЧФ.
Первый полет ОК подтвердил правильность расчетов и экспе-
риментов: СУ, используя заложенные величины аэродинамичес-
ких коэффициентов и их взаимосвязи, обеспечила движение ОК
на участке спуска и посадки с минимальными отклонениями от
расчетной траектории.
9.3. СХЕМА ПОЛЕТА НА УЧАСТКЕ ПОСАДКИ
После завершения орбитального полета происходит торможе-
ние ОК с помощью ДОМ и переход на траекторию схода с
орбиты с учетом входа в атмосферу под углом атаки а = 39°,
обеспечивающим допустимый тепловой режим. По достижении
условной границы атмосферы на высоте 100 км начинается учас-
ток спуска ОК.
С помощью УД ОК разворачивается по крену таким образом,
чтобы уменьшить боковую дальность до ВПП ПК. В начале
300
спуска, когда отсутствует управление продольной дальностью
полета, ОК движется с постоянным скоростным углом крена,
при этом углы атаки, скольжения и крена стабилизируются с
помощью 20 УД, размещенных в ХЧФ (в двух кормовых блоках),
а после входа в атмосферу — аэродинамическими органами
управления (элевонами, работающими в режиме руля высоты и в
режиме элевонов, и балансировочным щитком).
В начале спуска аэродинамические органы управления обес-
печивают только балансировку ОК, а при достижении скорос-
тным напором значения q = 10 кгс/м2 подключаются и к
управлению угловым движением, причем по мере возрастания
эффективности аэродинамических органов управления и ско-
ростного напора они постепенно берут на себя функции управ-
ляющих двигателей. Для минимизации расхода топлива УД
отключаются при q = 50 кгс/м2 в канале крена и при
q = 100 кгс/м2 в продольном канале.
При достижении продольной перегрузкой заданного значения
начинается участок спуска с управлением дальностью, при этом
на основе прогноза движения ОК отыскивается “попадающая” в
район ВПП ПК траектория, на которой прогнозируемая даль-
ность спуска равна оставшейся дальности при выполнении огра-
ничений по нагреву, скоростному напору и перегрузкам.
Специальный алгоритм управления вырабатывает командное
значение скоростного угла крена, обеспечивающее движение ОК
по траектории, близкой к “попадающей”. Для того чтобы не
допустить больших ошибок по курсу, при заданном рассогласо-
вании по курсу выдаются команды на смену знака командного
значения угла крена, т. е. команды на развороты по крену.
При достижении скорости, соответствующей М = 12, угол
атаки постепенно уменьшается с 39 до 10° к концу участка
спуска, что позволяет увеличить аэродинамическое качество ОК.
Начиная с М = 10 для обеспечения необходимой балансировки
и увеличения устойчивости движения раскрываются створки
воздушного тормоза, угол раскрытия которых до скорости, соот-
ветствующей М > 0,8, изменяется по заданной программе. При
М = 5 становится достаточно эффективным руль направления, с
помощью которого осуществляется балансировка в боковом
канале с переходом при скорости, соответствующей М < 3, в
режим управления. УД рыскания работают на спуске до высоты
20 км — начала участка предпосадочного маневрирования, к
моменту которого выполняются ограничения на координаты,
величину и направление вектора скорости ОК: ОК должен нахо-
301
диться в кольце на расстоянии £к = (32±13) км, измеряемом по
касательной к цилиндру рассеивания энергии (ЦРЭ), иметь ско-
рость (520±60) м/с, направление вектора которой должно совпа-
дать с касательной к ЦРЭ (восточному или западному) с
допустимой ошибкой |Дук | = 15° (рис. 9.3). Восточный или
западный ЦРЭ выбирается в зависимости от направления ветра
на ВПП так, чтобы обеспечить полет ОК на заключительном
участке траектории в условиях встречного ветра.
Задачей предпосадочного маневрирования является выведе-
ние ОК к началу траектории захода на посадку в ключевую
точку (КТ), расположенную на высоте 4 км в вертикальной
плоскости, проходящей через ось ВПП, с ориентацией в ней
(в плоскости) вектора скорости. Параметры движения ОК в КТ
жестко ограничены по координатам, скорости, углу наклона
траектории и отклонению от посадочного курса. Их реализация
достигается схемой движения, обеспечивающей соответствие
между располагаемой энергией ОК и энергией, потребной для
приведения его в КТ. Энергия регулируется изменением длины
траектории и программного скоростного напора (управление
аэродинамическим качеством), а в дозвуковой области — еще и
изменением угла раскрытия воздушного тормоза. Управление
движением ОК осуществляется формированием в начале участка
предпосадочного маневрирования в соответствии с текущим сос-
тоянием OK (X, Z, Н, Ук , у) пространственной опорной траек-
тории (и последующим ее отслеживанием), которая может
перестраиваться в ходе полета, если энергетическое состояние
ОК не удовлетворяет заданным требованиям.
“След” опорной траектории в горизонтальной плоскости
представляет собой систему геометрических линий (см. рис. 9.3):
спираль отворота — спираль доворота — касательная к цилиндру
выверки курса (ЦВК) — дуга окружности ЦВК — финишная
прямая, при этом спирали отворота и доворота соответствуют
полету ОК с постоянным углом крена у = 45°, координаты КТ,
центров ЦВК и радиусы ЦВК постоянны, а спираль отворота
реализуется в случае избытка энергии.
В вертикальной плоскости на скоростях, соответствующих
М > 0,8, опорная траектория формируется построением прог-
раммной зависимости высоты, соответствующей номинальному
скоростному напору, от оставшейся дальности по “следу” траек-
тории. На режимах при М < 0,8 реализуется управление высотой
полета относительно заданного состояния в точке окончания
предпосадочного маневра (терминальное управление).
При дефиците располагаемой энергии для увеличения протя-
женности полета ОК в качестве опорной используется зависи-
302
Рис. 9.3. Схема предпосадочного маневрирования:
1 — западный ЦРЭ; 2 — штатная область приведения на высоту Н = 20 км при
нацеливании на западный ЦРЭ; 3 — то же на восточный ЦРЭ; 4 — восточный
ЦРЭ; 5 — восточный ЦБК; 6 — взлетно-посадочная полоса; 7— западный ЦБК;
8 — траектория полета ОК; АН — спираль отворота; НЕ — спираль доворота;
ЕС— касательная к ЦБК; CG — дуга окружности ЦБК; GK — финишная
прямая; КТ — ключевая точка
мость минимального скоростного напора от высоты полета
9min(#)> обеспечивающая максимальное качество, а при ее
избытке — зависимость максимального скоростного напора от
высоты полета tfmax(//j, обеспечивающая наибольшее рассеива-
ние энергии.
Заключительной фазой участка спуска в атмосфере являются
заход на посадку и собственно посадка ОК на ВПП с заданными
параметрами движения. Заход на посадку и посадка определя-
ются двумя особенностями ОК: первая — отсутствие двигателей,
обеспечивающих посадку по традиционной самолетной схеме, и
вторая — сравнительно малое аэродинамическое качество
(Ктах = 5,6) на этом участке полета.
В связи с этим для захода на посадку с последующей посад-
кой ОК на ВПП принята двухглиссадная схема (рис. 9.4), при
которой вся траектория разбивается на четыре участка:
пер вый — полет по крутой глиссаде с углом наклона
—(17...22)°, на котором компенсируются ошибки приведения по
303
Рис. 9.4. Схема захода на посадку:
1 — взлетно-посадочная полоса; 2 — участок заключительного выравнивания;
3 — пологая глиссада; 4 — участок первого выравнивания; 5 — крутая глиссада
координатам, скоростям и углам при выходе ОК на крутую глис-
саду с последующей стабилизацией относительно жесткой опор-
ной траектории с постоянной заданной приборной скоростью.
Этот участок характеризуется режимом равновесного планирова-
ния, т. е. полетом с постоянным углом наклона траектории и
постоянной скоростью, когда внешние возмущающие воздей-
ствия компенсируются изменением эффективного аэродинами-
ческого качества увеличением или уменьшением угла раскрытия
воздушного тормоза. Так как внешние возмущающие воздей-
ствия с равной вероятностью могут быть как встречного, так и
попутного характера, то в невозмущенной атмосфере воздушный
тормоз находится в положении, соответствующем его средней
эффективности. Угол наклона крутой глиссады зависит от поса-
дочной массы ОК и выбирается так, чтобы обеспечивалось
парирование внешних возмущающих воздействий заданной
интенсивности во всем диапазоне возможных скоростей плани-
рования;
вто рой — первое выравнивание (высота 500 м), на котором
происходят интенсивное торможение и уменьшение скорости
снижения ОК до значения, обеспечивающего комфортные усло-
вия посадки на ВПП;
третий — полет по пологой глиссаде с углом наклона —2°,
на котором завершаются переходные процессы предыдущего
304
участка и обеспечивается выход ОК на высоту начала заключи-
тельного выравнивания с заданными параметрами движения;
четвертый — заключительное выравнивание (собственно
посадка), на котором с высоты 20 м реализуется траектория,
строящаяся по экспоненциальному закону, традиционному для
самолетной посадки, воздушный тормоз фиксируется в положе-
нии, соответствующем началу участка, а требуемые параметры
движения в момент касания ВПП при действии возмущающих
факторов обеспечиваются изменением геометрических пара-
метров траекторий (эти параметры выбираются такими, чтобы
при отсутствии внешних возмущений ОК приземлился на удале-
нии 1000 м от кромки ВПП).
Приземление и пробег ОК происходят по сухой и мокрой
бетонной ВПП как в автоматическом, так и в ручном режиме
управления при посадочной скорости Ипос = 300...330 км/ч, угле
тангажа о=10...13°, при попутном (до 5 м/с), встречном
(до 20 м/с) и боковом (до 15 м/с) ветре.
Управление пробегом до опускания передней стойки шасси
выполняется в канале тангажа элевонами в режиме руля высоты,
в путевом канале — рулем направления, а после опускания
носового колеса — управляемой передней стойкой и дифферен-
циальным растормаживанием колес основных стоек шасси.
Алгоритмы управления пробегом ОК сформированы так, что
отказ одного из управляющих органов не приводит к потере
управляемости и уводу с ВПП при различных сочетаниях ветро-
вых возмущений и отклонений от оси ВПП. Большой объем ста-
тистического моделирования, полеты на аналоге и первый
орбитальный полет ОК “Буран” подтвердили эффективность
управления на пробеге, обеспечившего отклонение от оси ВПП
в конце пробега до 5 м в автоматическом и ручном режимах.
Торможение ОК осуществляется трехкупольным тормозным
парашютом и тормозами колес основных стоек шасси, а также
воздушным тормозом, используемым в качестве резервного при
ручном управлении. Суммарный пробег в зависимости от нап-
равления и силы ветра и состояния поверхности ВПП не должен
превышать 1800 м.
9.4. СТРУКТУРА И ХАРАКТЕРИСТИКИ СРЕДСТВ
ПОСАДКИ
Автоматическое управление ОК на посадке возможно при
высокой точности определения его координат и скоростей с пог-
решностями, составляющими небольшую часть общего значения
допустимых погрешностей управления ОК.
21 Заказ 192
305
Требования к точности навигационной информации к началу
захода на посадку на высоте 4 км и в момент касания ВПП уста-
новлены на уровне 1/3 суммарной допустимой погрешности или
менее для каждой составляющей и быстро ужесточаются по мере
снижения ОК и приближения его к ВПП (табл. 9.1).
Получение на борту ОК точной навигационной информации
решается с помощью специальных радио- и аэротехнических
средств посадки, в состав которых входят радиотехническая сис-
тема навигации и посадки (РСНП), радиовысотомеры больших
(РВБ) и малых (РВМ) высот и система высотно-скоростных
параметров (СВСП).
Радиотехнические средства посадки обеспечивают определе-
ние координат местоположения ОК вплоть до касания, ппобег?
и останова на ВПП.
В состав РСНП входят радиодальномерная система (РДС),
радиотехническая система ближней навигации (РСБН) и ради-
омаячная система (РМС) посадки.
В основу построения навигационной системы ОК на этапе
посадки (рис. 9.5) положен принцип комплексной обработки
всей измеряемой информации, поступающей от инерциальной
навигационной системы (ИНС) и средств посадки. Обработка
информации осуществляется в быстродействующей БЦВМ, при
этом информация от средств посадки непрерывно используется
для коррекции показаний ИНС. В итоге на выходе навигацион-
ной системы формируется информация о параметрах движения
ОК, точность которой существенно выше точности любой
отдельно взятой информационной системы.
Особенностью радиокоррекции ИНС на этапе спуска и
посадки является то, что ее можно начинать только на высотах
менее 50 км, когда заканчивается процесс плазмообразования,
препятствующий прохождению радиоволн. К указанному
Таблица 9.1
Погрешности навигационной информации
Высота полета, м Погрешность
высоты, м . координат, м Скорости, м/с
продоль- ной боковой продоль- ной боковой вертикаль- ной
4000 100 100 100 3 3 3
0 0,6 50 10 1 1 0,5
306
Рис. 9.5. Структурная схема навигационной системы ОК на этапе посадки
моменту погрешности навигационной информации на выходе
автономно работающей ИНС могут составить десятки кило-
метров по координатам и десятки метров в секунду по составля-
ющим вектора скорости.
Первой с высоты 40 км корректировать ИНС начинает РДС,
имея задачей обеспечение достаточно быстрого “списывания”
погрешностей ИНС и доведения их к началу этапа предпосадоч-
ного маневрирования ОК по координатам до 300...500 м и по
составляющим вектора скорости до значения не более 5 м/с.
РДС является основной корректирующей системой и на участке
21*
307
предпосадочного маневрирования на высотах от 20 до 4 км,
обеспечивая дальнейшее уменьшение погрешностей навигаци-
онной информации до указанных в табл. 9.1.
В отдельных случаях для коррекции ИНС привлекается
информация от РСБН и РВБ.
На этапе посадки с высоты 4 км основной корректирующей
системой является РМС, обеспечивающая получение информа-
ции о координатах ОК при его движении по траектории спуска,
касании и пробеге по ВПП до полного останова. Для особо
точного определения высоты ОК над ВПП используется РВМ.
Радиодальномерная система предназначена для измерения
дальностей до наземных радионавигационных точек (РНТ) с
ретрансляторами навигационных дальномеров (РИД) активным
методом измерения дальности по принципу “запрос борта —
ответ Земли” (по интервалу времени между моментом излучения
запросного сигнала с ОК и моментом приема ответного сигнала
с наземного РИД).
Радиодальномерная система включает в себя:
бортовое оборудование, состоящее из четырех одинаковых
комплектов дальномерной аппаратуры и четырех антенн, обес-
печивающих практически круговую зону обзора; каждый ком-
плект аппаратуры позволяет проводить измерение до трех любых
РИД, номера которых задаются БЦВМ на основе анализа прос-
транственного положения ОК относительно наземных РИД, что
в любой момент времени обеспечивает получение информации
не менее чем о трех дальностях до РИД при любых простран-
ственных эволюциях ОК. Наличие трех измерений дальности
позволяет БЦВМ решать задачу определения координат путем
нахождения точки пересечения трех сфер, радиусы которых
равны измеренным дальностям, а центры расположены в точках
размещения РНД, т. е. определять по радиодальномерным изме-
рениям как плоские координаты, так и высоту полета, что явля-
ется нетрадиционным для самолетных навигационных систем;
наземное оборудование, состоящие из РНД, размещенных в
районе ВПП ПК, причем их число и схема расположения реша-
ющим образом влияют на точность определения координат ОК
вследствие геометрического фактора, характеризующего геомет-
рическую потерю точности, т. е. увеличение погрешности опре-
деления координат по сравнению с погрешностями собственно
дальномерных измерений. Численное значение геометрического
фактора в каждый момент времени зависит от взаимного поло-
жения ОК и РНД и может достигать на траекториях ОК десятков
единиц, т. е. погрешности определения координат могут быть в
десятки раз больше погрешностей измерения дальностей. Осо-
бенно сильно геометрический фактор проявляется в определе-
308
нии высоты полета при малых углах места ОК относительно
РНД.
Возникшая при создании РДС проблема оптимизации харак-
теристик всей системы “Земля—борт” в целях получения мини-
мальных погрешностей определения координат была вначале
решена путем расчетов и математического моделирования, а
затем реализована в виде рациональной схемы размещения РНД.
Эта схема включает минимально необходимое при достигнутой
точности дальномерных измерений число РНД (равное шести),
размещаемых в пределах окружности радиусом 60 км, центр
которой совмещен с центром ВПП.
Наряду с точностью определения координат и скоростей ОК
важнейшей характеристикой РДС является ее высокая надеж-
ность, достигнутая за счет аппаратных и системотехнических
решений, четырехкратного резервирования бортовой дальномер-
ной аппаратуры, перекрытия зон обзора бортовых антенн, избы-
точного (по сравнению с минимально необходимым) числа РНД
и т. п., что обеспечивает на любой возможной траектории дви-
жения ОК получение высокоточной координатной информации
даже при отказах одного или двух комплектов бортовой дально-
мерной аппаратуры й наземных РНД.
В программном обеспечении БЦВМ предусмотрены три
уровня диагностики и защиты от отказов аппаратуры и сбоев
измерений: первый — анализ аппаратных отказов, выявляемых
встроенными средствами контроля бортового дальномерного
оборудования, второй — выявление сбойной информации по
результатам сравнения дальномерных измерений, поступающих
с различных комплектов резервирования, и третий — выявление
ложной информации по результатам сравнения измеренных зна-
чений дальности с их прогнозируемыми значениями, вырабаты-
ваемыми алгоритмами комплексной обработки информации.
Для коррекции ИНС используются только измерения, прошед-
шие все три уровня контроля; все остальные измерения отбра-
сываются.
Следует отметить, что аналогичный подход к выявлению лож-
ной информации используется при обработке измерений всех
средств посадки.
Радиодальномерная система позволяет с высокой точностью
и надежностью определять координаты ОК на всех траекториях
его движения с высоты 40 км и удаления 400 км от ВПП до
высоты 4 км — начала захода на посадку, когда все антенны и
комплекты РДС переключаются на работу с ретранслятором
посадочного дальномера (РИД).
Конструкция РПД полностью аналогична конструкции РНД,
однако РПД размещаются непосредственно вблизи ВПП.
309
Радиомаячная система посадки сантиметрового диапазона
включает в себя:
бортовое оборудование для измерения углов относительно
оси ВПП в горизонтальной и относительно поверхности Земли в
вертикальной плоскостях;
наземное оборудование для создания зон, в пределах которых
информационные параметры принимаемых сигналов зависят от
углового положения точки приема в горизонтальной или верти-
кальной плоскости.
РМС состоит из двух угломерных каналов для каждого нап-
равления захода на посадку: азимутального с курсовым радиома-
яком (КРМ) для определения углового положения ОК
относительно оси ВПП и угломестного с глиссадным радиома-
яком (ГРМ) для определения угла в вертикальной плоскости
движения ОК (для каждого направления захода на посадку).
Размещение наземных маяков показано на рис. 9.6.
Основными отличиями РМС от других отечественных систем
посадки, например от системы посадки СП-70, являются отсут-
ствие равносигнальной зоны, определение координат ОК по
результатам трех измерений (угла курса относительно КРМ, угла
места относительно ГРМ и дальности до РПД, измеряемой
РДС), а также значительно большая зона действия наземных
радиомаяков, которая имеет дальность не менее 25 км, угол по
курсу посадки +25° и угол места от 0 до 25° для К.РМ и
от 0 до 30° для ГРМ, что обеспечивает формирование в БЦВМ
как крутых, так и пологих глиссад.
Радиотехническая система ближней навигации, аналогичная
используемой для определения плоских координат самолетов
военной и гражданской авиации практически на всех основных
аэродромах нашей страны, включает в себя бортовое оборудова-
ние для измерения азимута и дальности относительно РНТ и
азимутально-дальномерный радиомаяк, антенна которого уста-
новлена в РНТ.
Рис. 9.6. Схема размещения маяков РМС и РПД:
1- ВПП; 2 — КРМ-1; 3- РПД-1; 4- ГРМ-2; 5- ГРМ-1; 6- РДП-2;
7 — КРМ-2
310
Бортовое азимутально-дальномерное оборудование ОК спо-
собно работать как с радиомаяком, входящим в состав РСНП
ОК и имеющим улучшенные показатели точности и надежности,
так и с серийными радиомаяками, например РСБН-4Н. Это поз-
воляет использовать бортовое оборудование РСБН для обеспече-
ния привода ОК в случае возникновения нештатных ситуаций
на любой подходящий аэродром, не оборудованный специаль-
ными средствами для его посадки, причем информация РСБН
используется для коррекции горизонтальных каналов ИНС, а
информация радиовысотомеров или приемников статического
давления СВСП — для коррекции вертикального канала. В этом
случае показатели качества навигационного обеспечения управ-
лением ОК существенно снижаются, но достаточны для выхода
из нештатных ситуаций.
Радиовысотомер больших высот предназначен для измерения
высоты полета ОК по принципу импульсной модуляции излуча-
емого сигнала и обеспечивает измерение геометрической высоты
с высокой точностью. Местный рельеф вносит дополнительную
ошибку в определение высоты ОК над уровнем ВПП, поэтому
информация РВБ используется для коррекции при полете над
равнинной местностью и в нештатных ситуациях.
Радиовысотомер малых высот служит для обеспечения сис-
темы управления ОК точной информацией о высоте над ВПП в
момент выравнивания с высоты 20 м до касания ВПП, а также
для определения истинной высоты полета на высотах менее
1000 м.
Система высотно-скоростных параметров служит для опреде-
ления баровысоты, скоростного напора, истинной воздушной
скорости, приборной скорости, числа М и угла атаки, которые
используются для коррекции настройки коэффициентов в кон-
турах СУ в зависимости от условий полета, реализации
ограничений по скоростному напору и приборной скорости в
граничных ситуациях, а также для отображения информации
экипажу.
Традиционное для авиации использование баровысоты для
коррекции вертикального канала ИНС или. управления в верти-
кальной плоскости на ОК не применяется, так как в штатных
условиях навигационная система ОК обеспечена более точной
информацией от РСНП, но в случае ее отказа может быть
использована для коррекции ИНС и обеспечения посадки ОК в
ручном режиме управления. СВСП ОК оснащена принципи-
ально новыми приемниками воздушного давления, которые
выдвигаются в набегающий воздушный поток на высоте 20 км.
Правильность и эффективность технических решений, поло-
женных в основу разработки посадочных средств ОК, подтвер-
311
ждены испытаниями, проведенными на летающих лабораториях,
аналоге ОК и при автоматической посадке ОК на ВПП ПК кос-
модрома Байконур.
Средства посадки, разработанные для ОК, могут найти широ-
кое применение для решения задач автоматизации управления
полетом и посадкой различных летательных аппаратов.
9.5. РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОСАДКОЙ
Управление траекторией движения ОК может выполняться в
автоматическом, директорном и ручном режимах.
Автоматический режим управления — это режим, при котором
обработка информации о местоположении и параметрах ОК,
формирование и выдача необходимой командно-программной
информации на газодинамические и аэродинамические органы
управления осуществляются автоматически, без участия
экипажа. Автоматический режим полета является основным на
всем участке атмосферного полета ОК вплоть до посадки на
ВПП. В этом режиме экипаж контролирует управление и движе-
ние ОК и лишь при необходимости переходит на директорный
или ручной режим управления.
Директорный режим управления — это режим, при котором
экипаж через СОИ-ОУ получает предписывающую (дирек-
торную) КПИ, формируемую СУ в соответствии с необходимой
траекторией полета, и воздействует на рулевые органы, отслежи-
вая команды СУ. В этом режиме экипаж контролирует условия
полета, имея возможность изменять его программу. Стендовое
моделирование директорных режимов управления на атмосфер-
ном участке полета с участием летчиков-испытателей и летчи-
ков-космонавтов показало, что традиционная система
директорнрго управления, сводящая задачу к простому компен-
саторному слежению, не обеспечивает необходимого психологи-
ческого комфорта, ибо связана не только с однообразием и
утомительностью всего процесса, но и с невозможностью кон-
троля ситуации в целом и прогнозирование ее развития, и что
наиболее целесообразно использование директорных режимов
управления ОК на заключительных этапах полета, требующих
точного пилотирования, особенно на посадке в условиях ограни-
ченной видимости ВПП.
Ручной режим управления — это режим, при котором прог-
рамма полета, формирование траектории и ее реализация осу-
ществляются непосредственно экипажем через командные
органы на основе специализированной интегральной информа-
ции о прогнозируемом конечном положении ОК и текущемзего
энергетическом состоянии относительно располагаемых: и
312
допустимых границ энергетического коридора, традиционной
пилотажно-навигационной информации, визуального анализа
внекабинного пространства и информации с Земли.
Информация для ручного управления формируется на трех
электронных дисплеях, установленных в центральной части
приборной доски экипажа, которые помимо ручного управления
обеспечивают экипажу эффективный контроль автоматического
режима управления и переход с него на ручной и обратно. Полу-
чаемая информация позволяет использовать ручной режим
управления на всем участке атмосферного полета вплоть до
посадки.
При отсутствии специализированной интегральной информа-
ции о прогнозе движения и энергетическом коридоре допуска-
ется ручной режим управления с минимальным
информационным обеспечением, который рекомендуется в
случае нештатных ситуаций для посадки на аэродромы вынуж-
денной посадки.
Ручное управление с участием наземных пунктов управления
(НПУ) и контроля движения, заключающееся в выработке и
подаче голосовых команд на борт экипажу, существенно повы-
шает надежность и эффективность ручного управления, осо-
бенно при минимальном информационном обеспечении.
Основным на участке полета ОК с гиперзвуковыми скорос-
тями является автоматический режим управления при его кон-
троле экипажем на основе информации, формируемой
алгоритмами СУД, которая выводится в виде информационных
кадров на дисплеи системы “Адонис” (рис. 9.7).
Помимо традиционной информации для авиационных систем
(высоты, углов крена и атаки, скорости и т. п.) на экран дисплея
выводится информация о положении ОК в плоскости перемен-
ных “скорость—продольная перегрузка” относительно номи-
нального и предельного (связанного с температурными,
конструктивными и другими ограничениями) режимов полета,
об уровне текущей и номинальной энергии относительно границ
области достижимости и об отклонении вектора скорости от
касательных к ЦРЭ, а также дополнительная информация о
запасах топлива РСУ.
Работа СУ контролируется на основе принципа управления
полной энергией, который заключается в отслеживании требу-
емого значения продольной перегрузки, рассчитываемого по
условию обеспечения необходимого энергетического состояния
в заданной конечной области на высоте 20 км. Исходя из этого
нештатность работы СУ может быть установлена по увеличению
ра^согласования между текущей и номинальной энергией, приб-
ли кению одного или нескольких контролируемых параметров к
313
4
5
6
7
в
Рис. 9.7. Вид информационного кадра дисплея для участка 100...20 км:
7 — счетчик текущего и командного значений величины 2 — подвижная
шкала Vy с указателями заданного и текущего значений; 3, 10 — неподвижные
шкалы угла атаки и дальности с предельными диапазонами, текущими и номи-
нальными значениями параметров; 4 — счетчики индикаторной скорости и
числа Маха; 5, 13 — зависимости номинального и предельного положений ОК,
обусловленные температурными и конструктивными ограничениями; 6 — инди-
катор курсовой обстановки; 7 — указатели командного и текущего значений угла
крена; 8 — счетчик высоты полета; 9 — шкала расхода топлива; 11 — шкала угла
крена; 12 — счетчик дальности до ВПП; 14 — индексы номинального и текущего
положений ОК
граничным значениям и по уходу управляемых параметров (Пу,
а, у, Иу) от заданных значений.
Как показали исследования на пилотажных стендах, такая
информация не только позволяет надежно контролировать
работу СУ, но и обеспечивает ручное управление на рассматри-
ваемом участке полета.
На участках предпосадочного маневрирования и посадки сис-
тема “Адонис” является основным средством обеспечения
экипажа информацией для контроля режима автоматического
управления в части траекторного движения и ручного управле-
ния движением ОК. В дополнение к пилотажно-навигационной
информации на экраны системы “Адонис” выводится информа-
ция о рекомендуемых режимах полета, запасе располагаемой
314
1 — счетчик угла атаки; 2, 12 — шкала приборной скорости и запаса высоты с
предельными диапазонами, текущими и номинальными значениями параметров;
3 — шкала угла тангажа; < 5 — счетчики приборной скорости и числа М;
6 — символ приближения к допустимому углу атаки; 7 — счетчик путевого угла;
8 — индекс положения ВПП; 9— положение ЦВК; 10 — указатель текущего угла
крена; 11 — счетчик высоты полета; 13 — индекс типа прогнозируемой траек-
тории; 14 — шкала угла крена; 15 — счетчик координаты %; 16 — индекс положе-
ния ОК; 17 — прогнозируемая траектория; 18 — счетчик бокового отклонения от
оси ВПП; 19 — счетчик угла раскрытия воздушного тормоза
энергии и пространственном положении, а для учета предпоса-
дочного маневрирования — и след прогнозируемой траектории
(кратчайшей или номинальной), аналогичной траектории,
формируемой СУ и обеспечивающей приведение ОК на ВПП.
По результатам оценки состояния ОК на экранах “Адонис” с
помощью кнопок на пульте управления космонавт может менять
параметры системы приведения, направление захода на посадку
и выбирать тип траектории (номинальную или кратчайшую),
реализуя при этом дополнительные по сравнению с режимом
автоматического управления возможности для ее формирования.
На основе данной информации формирование и реализация
траектории осуществляются космонавтом по визуальному
рассогласованию текущего и потребного состояния ОК на учас-
315
Рис. 9.9. Вид информационного кадра дисплея для участка 4...О км:
1 — счетчик угла атаки; 2 — счетчик угла раскрытия воздушного тормоза;
3 — шкала приборной скорости; 4 — шкала угла тангажа; 5 — счетчик прибор-
ной скорости; 6 — индекс текущего значения бокового отклонения; 7 — шкала
бокового отклонения; 8 — символ ВПП; 9, 10 — метки прогнозируемого конеч-
ного промаха для текущего и номинального состояния ОК;. 11, 12— командное и
текущее значения угла крена; 13 — счетчик высоты полета; 14 — счетчик верти-
кальной скорости; 15 — шкала угла крена; 16 — индекс положения ОК;
17 — счетчик продольной координаты Х\ 18 — наземные ориентиры (дальний и
ближний приводы); 19 — счетчик бокового отклонения от оси ВПП
тке 20...4 км, текущей и потребной точки касания ВИН на учас-
тке 4...О км (рис. 9.8. и 9.9).
В процессе ручного управления осуществляется стабилизация
следа прогнозируемой траектории в боковом канале и заданной
высоты при условии соблюдения накладываемых на параметры
движения ограничений в продольном канале. Если космонавт
существенно нарушит структуру прогнозируемой траектории,
произойдет перепрогноз с одновременным построением на дис-
плее новой траектории и текущего положения ОК.
Оценка предельно допустимого состояния ОК на экране сис-
темы “Адонис” вдоль следа прогнозируемой траектории позво-
ляет однозначно определить маневренные возможности ОК для
посадки на ВПП. Успешному решению задачи на участке
посадки способствует наличие директорных сигналов уком и
316
°ком> позволяющих оценить начало и темп выравнивания,
выдержать посадочный курс и компенсировать боковое отклоне-
ние от оси ВПП даже в условиях отсутствия ее видимости.
При контроле движения ОК в автоматическом режиме неш-
татность в траекторном движении на информационных кадрах
системы “Адонис” может быть установлена по прогрессиру-
ющим уходам меток ОК относительно следа номинальной траек-
тории, промаха по высоте для участка 20... 4 км и
прогнозируемой точки касания от потребной для участка
4...0 км к одной из границ допустимых положений или выходу
их за эти границы, а также по выходу параметров движения (а,
Vn, пу) за ограничения и существенному отличию следа прогно-
зируемой траектории от дополнительного образа, полученного
на тренажерах.
9.6. СТЕНДЫ ДЛЯ ОТРАБОТКИ ПОСАДКИ
Развитие систем управления ОК характеризуется непрерыв-
ным повышением технических требований, предъявляемых к
бортовому оборудованию, существенным усложнением задач
управления и построения систем управления, функциониру-
ющих в автоматических режимах, на основе использования
БЦВМ. В этих условиях требуется проведение наземной и лет-
ной обработки систем управления в сжатые сроки. Учитывая
большую стоимость летных экспериментов и невозможность их
проведения в нештатных (аварийных) ситуациях, основная роль
отводится наземной отработке и оценке цифровых систем управ-
ления. При этом в проведении наземных испытаний наблюда-
ются качественно новые подходы, связанные с переходом от
традиционного применения стендового оборудования для иссле-
дования и отработки отдельных устройств и агрегатов системы
управления к уникальным испытаниям всего комплекса управ-
ления на специализированных стендах в режиме полунатурного
моделирования.
При разработке ОК “Буран” были созданы специализирован-
ные полноразмерный стенд оборудования (ПРСО) и пилотаж-
но-динамический стенд-тренажер (ПДСТ), которые позволили
провести испытания, отработку и оценку характеристик борто-
вой аппаратуры и программного обеспечения на этапе спуска с
орбиты и посадки, а также обеспечить тренировки экипажа по
управлению ОК в условиях, максимально приближенных к
реальным.
Реализации полунатурного моделирования на полноразмер-
ных стендах известны в зарубежных странах. Так, Национальное
управление США по аэронавтике и исследованию космического
317
пространства (НАСА) использовало методы моделирования на
полноразмерном (полномасштабном) стенде при испытаниях
программного обеспечения цифровой электронной аппаратуры,
размещаемой на борту МТКК “Спейс шаттл”.
Полноразмерный стенд оборудования (ПРСО), созданный в
нашей стране, на базе единого цифрового вычислительного ком-
плекса объединяет бортовые системы в одно целое и позволяет
проводить полунатурное моделирование полета ОК на этапе
спуска и посадки в реальном масштабе времени с реальными
приводами и имитацией шарнирных моментов на аэродинами-
ческих органах управления. Уникальность моделирования на
стенде позволяет обнаруживать ошибки аппаратурного и прог-
раммного обеспечения в наземных условиях, что значительно
повышает качество оценки функционирования СУ в целом и
резко сокращает потребный объем летных испытаний.
Полноразмерный стенд оборудования позволяет оценить
программное обеспечение СУ при работе с реальными приво-
дами для всех режимов управления (ручного, дирекгорного и
автоматического), характеристики контура обеспечения устойчи-
вости и управляемости при взаимодействии с реальными руле-
выми приводами и имитацией шарнирных моментов,
характеристики систем навигации и посадки и достоверность
формирования пилотажно-навигационной информации на всех
этапах моделирования в замкнутой схеме полета, влияние неш-
татных ситуаций на программное обеспечение СУ и ее отказобе-
зопасность.
Стенд обеспечивает проведение автономных и комплексных
испытаний как отдельных систем и агрегатов, так и СУ в целом,
в том числе проведение защитных операций (30), поверочных
включений (ПВ) и комплексных тестов проверки функциониро-
вания СУ, отработку бортового программного обеспечения,
полунатурное моделирование в замкнутом контуре в различных
режимах управления ОК.
В состав стенда ПРСО входят реальные бортовые системы, в
том числе бортовая система управления с БЦВМ, наземный
вычислительный многомашинный комплекс, созданный на
основе разнотипных цифровых ЭВМ, сопрягающая аппаратура
(устройства связи, преобразования сигналов и сопряжения
ЭВМ, интерфейсный блок связи для преобразования и трансля-
ции сигналов о работе комплекса полунатурного моделирования,
поступающих из контрольно-измерительного комплекса), стен-
довое оборудование, в том числе элементы конструкции планера
ОК и системы загрузки приводов.
Значение ПРСО характеризуется не только особенностями
конструктивного исполнения или составом технических средств
318
комплекса полунатурного моделирования, но и в первую очередь
возможностями проблемно-ориентированного специального
математического обеспечения (МО), которое позволяет ком-
плексу моделирования в реальном масштабе времени проводить
многочисленные наземные испытания системы управления, при
этом комплекс полунатурного моделирования на основе ПРСО
выступает в качестве новой технической базы для наземной
отработки цифровых систем управления.
Полунатурное моделирование проводится с имитацией слу-
чайных погрешностей в трактах измерения информационных
систем (системы навигации и посадки) и случайных возмуще-
ний, воздействующих на ОК при его полете в атмосфере, а
также отказов резервированных датчиков, элементов и агрегатов
СУ.
Математическое обеспечение стенда ПРСО включает:
имитационное программное обеспечение работы реальных
бортовых систем в различных режимах полунатурного моделиро-
вания, которое позволяет имитировать динамику полета ОК в
атмосфере, влияние внешней среды и функционирование нави-
гационных и посадочных систем;
технологическое программное обеспечение, которое выпол-
няет функции загрузки БЦВМ, включение и автоматическое
приведение в исходное состояние аппаратуры программного
обеспечения СУ и технологического оборудования стенда
ПРСО;
сервисное программное обеспечение, используемое для
сбора, хранения, обработки и отображения информации в ходе
проведения полунатурного моделирования полета ОК.
Имитационное и бортовое программные обеспечения сопря-
жены по штатным входам, при этом имитационное программное
обеспечение имеет иерархическую структуру и построено по
модульному принципу, позволяющему выполнять независимое
наращивание и оперативную доработку математического обеспе-
чения отдельных систем.
Пилотажно-динамический стенд-тренажер предназначен для
имитации моделирования спуска и посадки в целях отработки
экипажем навыков управления ОК как в условиях нормального,
штатного полета, так и при возникновении нештатных ситуаций.
Стенд представляет собой комплекс технических средств,
включающий макет кабины ОК, установленный первоначально
на трехстепенном, а впоследствии на шестистепенном динами-
ческом стенде подвижности, имитирующем акселерационные
ощущения, системы визуализации закабинного пространства,
имитации радиосвязи и звуковых эффектов и вычислительный
комплекс на базе ЭВМ.
319
В состав вычислительного комплекса входит сложное прог-
раммное обеспечение, имитирующее динамику движения и
работу навигационных систем ОК, внешние возмущения, дей-
ствующие на ОК, управление системой подвижности и инфор-
мационно-логическое управление стендом.
На ПДСТ и ПРСО проводилась подготовка экипажей, что
позволило успешно выполнить программу летных эксперимен-
тов на летающих лабораториях и летающем аналоге ОК “Буран”.
9.7. ЛЕТАЮЩИЙ АНАЛОГ ОК
Несмотря на большой объем информации, полученный при
полунатурном моделировании на стендах ПРСО и ПДСТ, слож-
ность и новизна технических решений, многопараметрическая
связь аэродинамических характеристик и их нелинейность,
требования к посадке ОК в автоматическом режиме управления
с крутых глиссад до останова на ВПП определили необходи-
мость отработки в реальных условиях наиболее ответственного
участка полета ОК — захода на посадку и посадки.
Эта задача была решена созданием летающего аналога ОК,
обладающего при максимальном подобии аэродинамических
характеристик способностью самостоятельного взлета и выхода в
ключевую точку траектории спуска и посадки. Отличия в
аэродинамической компоновке аналога от ОК при полном соот-
ветствии массовых, центровочных и инерционных характерис-
тик, в том числе и органов аэродинамического управления,
заключались в установке четырех двигателей АЛ-31 и удлинен-
ной передней стойки шасси, обеспечившей стояночный угол 4°.
Расчеты и проверка соответствия аэродинамическим характерис-
тикам ОК, проведенная в аэродинамических трубах, позволили
сделать вывод о достаточно полном аэродинамическом подобии
аналога и ОК.
На аналоге ОК отрабатывались посадки на ВПП в ручном и
автоматическом режимах управления, а также были проверены и
подтверждены аэродинамические и другие характеристики пла-
нера и систем ОК во взаимодействии с СУ на участке захода на
посадку и посадки.
Аналог ОК в соответствии с требованием обеспечения макси-
мального подобия включал агрегаты и системы ОК в комплекта-
ции, соответствующей участкам траектории захода на посадку и
посадки, а также резервную аналоговую СУУ, которая позволяла
экипажу выполнять посадку в случае нештатной ситуации, нап-
ример при отказе системы управления.
Система управления аналога ОК включала БЦВК, СУД, сис-
тему управления бортовыми системами, средства распределения
320
и преобразования электропитания, средства сопряжения с СБИ
и с аппаратурой СОИ-ОУ.
Бортовой цифровой вычислительный комплекс состоял из
четырехкратно резервированной БЦВМ, имеющей значительную
производительность и высокое быстродействие, которая в сово-
купности с устройствами программно-временного управления
вычислительной системы, бортовым магнитофоном и устрой-
ствами связи образует единую вычислительную сеть.
Бортовая аппаратура аналога размещалась на борту анало-
гично ОК:
в КО — РМ командира и второго пилота, оснащенные ката-
пультными креслами, и СОИ-ОУ;
в АО — аппаратура подсистем посадки;
на задней стенке кабины — ГСП, вблизи кабины на термос-
татируемой плате акселерометры 1-й группы;
в НЧФ — антенны подсистем посадки, подключенные волно-
водным и фидерными СВЧ-трактами к блокам, расположенным
в кабине, приемники воздушного давления и датчики давлений
СВСП;
в ХЧФ — акселерометры 2-й группы и датчики угловых ско-
ростей.
Создание летающего аналога ОК позволило отработать аппа-
ратуру и программное обеспечение СУ, бортовые системы и
рулевые приводы, а также подтвердить аэродинамические и лет-
но-технические характеристики ОК “Буран” при автоматичес-
ком режиме управления посадкой на ВПП.
9.8. ЛЕТАЮЩИЕ ЛАБОРАТОРИИ
Сложность решения задач управления и навигации ОК при
автоматической посадке потребовала проведения математичес-
кого и полунатурного моделирования на специализированных
оценочных и отработочных стендах. Полученные моделирова-
нием характеристики ОК нуждались в уточнении по результатам
летных испытаний в реальных условиях эксплуатации бортовых
систем, функционирующих во взаимодействии с наземным обо-
рудованием. Однако проведение летных испытаний как ОК, так
и летающих аналогов связано с их большой стоимостью и огра-
ниченностью ресурса систем ОК. Поэтому были созданы специ-
альные летающие лаборатории на базе серийных современных
самолетов, позволяющие проводить отработку в условиях, приб-
лиженных к реальным. В полетах летающих лабораторий отраба-
тывались аппаратура, программное обеспечение, комплексное
взаимодействие бортовой и наземной навигационной и посадоч-
ной систем, проводились тренировки экипажа по управлению
22 Заказ 192
321
ОК в ручном режиме и контролю состояния систем при автома-
тических заходах на посадку, оценивались характеристики
устойчивости и управляемости, информационно-измерительной
аппаратуры систем навигации и посадки и бортовой СУ.
Летающие лаборатории используются и в других странах. Так,
по заказу НАСА фирма “Грумман” оборудовала летающую лабо-
раторию “Гольфстрим” STA (Shuttle Training Aircraft), предназ-
наченную для моделирования в полете динамики движения и
тренировки экипажа ОС “Спейс шаттл”.
Летающая лаборатория служит для физического моделирова-
ния процессов полета ОК в атмосфере и должна быть подобна
ему по массовым и геометрическим характеристикам. С учетом
этого был выбран самолет Ту-154, который после разработки и
установки экспериментальной системы изменения устойчивости
и управляемости, связавшей системы управления ОК и само-
лета, стал обладать динамическим подобием ОК.
Динамическое подобие обеспечивается:
параметрами движения относительно центра масс на основе
обратных связей, формируемых аппаратурой СУУ по информа-
ции об углах атаки, скольжения, курса, крена, тангажа, угловых
скоростей и перегрузок; пропорциональные параметры сигнала
вводятся в СУУ экспериментальной системы управления,
которая по разработанным алгоритмам вырабатывает управля-
ющие сигналы, поступающие на сервоприводы самолета
Ту-154ЛЛ, в соответствии с которыми отклоняются рулевые
поверхности самолета, что приводит к возникновению дополни-
тельных моментов, а следовательно, к изменению динамических
характеристик Ту-154ЛЛ относительно центра масс;
производной коэффициента подъемной силы по углу атаки
(коэффициент CJ.), которая обеспечивается отклонением сред-
них интерцепторов с помощью электрогидравлического сервоп-
ривода, подключенного параллельно к проводке управления
интерцепторами, в результате чего происходит непосредственное
управление подъемной силой самолета Ту-154ЛЛ, при этом
управляющие сигналы формируются пропорционально изме-
нению угла атаки Аа и перемещению рычагов управления
правого летчика;
аэродинамическим качеством за счет использования реверса
тяги боковых двигателей и выбора полетной конфигурации, а
также изменения режима работы среднего двигателя самолета с
•помощью автомата тяги, входящего в состав экспериментальной
системы управления, что физически имитирует влияние раскры-
тия воздушного тормоза ОК на лобовое сопротивление; сигнал
управления воздушным тормозом формируется СУ ОК, посту-
322
пает в экспериментальную систему управления, преобразуется и
с помощью автомата тяги регулирует пропорционально изме-
нению лобового сопротивления при работе воздушного тормоза
на ОК тягу среднего двигателя самолета Ту-154ЛЛ.
На самолете — летающей лаборатории Ту-154ЛЛ было выпол-
нено более 200 автоматических заходов на посадку и около/70
автоматических посадок до касания ВПП. По их результатам
были выданы рекомендации по доработке систем и математичес-
кого обеспечения ОК, которые учитывались в период проведе-
ния испытаний предприятиями — разработчиками систем.
На основе анализа результатов летных испытаний на лета-
ющих лабораториях, подтвердивших результаты математического
моделирования и моделирования на ПРСО, были даны положи-
тельные заключения на выполнение испытательных полетов
летающего аналога ОК “Буран” по программам горизонтальных
летных испытаний.
9.9. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
Горизонтальные летные испытания (ГЛИ) летающего аналога
ОК — это заводские контрольные испытания, проводимые в
целях подтверждения результатов математического моделирова-
ния, лабораторных исследований, отработок на специализиро-
ванных стендах и летающих лабораториях. Они позволили
оценить аэродинамические и летно-технические характерис-
тики, характеристики бортовых систем и планера, СУ и СНВП
при их взаимодействии с наземными радиотехническими сред-
ствами, а также качество выполнения посадки ОК в ручном и
автоматическом режимах управления с высоты 4 км до полного
останова на ВПП.
В процессе ГЛИ каждый испытательный полет включал:
этапы разбега, взлета и набора высоты, которые выполнялись
в режиме ручного пилотирования с автоматическим обеспече-
нием устойчивость и управляемости;
этап испытательных режимов, проводимых для оценки харак-
теристик устойчивости и управляемости, аэродинамических и
летно-технических характеристик, который включал участки
прямолинейного полета на постоянной скорости с работой орга-
нов управления, разгон и торможение в горизонтальном полете,
виражи с плавно нарастающей (до 2g) перегрузкой в вертикаль-
ном канале;
этапы предпосадочного маневрирования, захода на посадку,
посадки, пробега по ВПП и останова, на которых имитирова-
лись штатные профили снижения, посадки и останова ОК в
ручном и автоматическом режимах.
22-
323
Каждый испытательный полет выполнялся как комплексный
полет на проверку и контрольную оценку характеристик ОК, его
бортовых систем и агрегатов, а его маршрут прокладывался с
учетом размещения средств внешнетраекторных и радиотелемет-
рических измерений испытательного аэродрома.
При проведении ГЛ И аналог ОК имел возможность ухода на
второй круг и повторного захода на посадку.
В процессе проведения ГЛИ оценивались летно-технические
на дозвуковых режимах полета (М < 0,6, Н = 4000...5000 м) и
посадочные характеристики, характеристики продольной, путе-
вой и поперечной устойчивости и маневренности, а также харак-
теристики функционирования и взаимодействия СУ и наземных
средств обеспечения полета ОК в ручном и автоматическом
режимах при реализации штатных алгоритмов посадки. Прове-
дение ГЛИ предусматривало последовательную отработку режи-
мов ручной посадки и автоматического управления ею.
В первых полетах аналога ОК отрабатывались испытательные
режимы и посадка с задросселированными двигателями. После
нескольких успешных посадок в ручном режиме, в которых на
штатной траектории посадки была подтверждена работоспособ-
ность СУ, всех бортовых систем и систем планера с требуемыми
характеристиками, началась отработка режима автоматического
управления посадкой вплоть до останова на ВПП.
Штатная схема посадки аналога ОК осуществляется следу-
ющим образом. При подлете к расчетной РНТ, расположенной
на высоте 4 км и удалении 15 км от центра ВПП, аналог ОК
переводится из режима горизонтального полета в режим движе-
ния по крутой глиссаде. При достижении параметрами движе-
ния значений, соответствующих параметрам движения ОК по
штатной траектории в районе расчетной РНТ, система управле-
ния переводится в автоматический режим с контролем экипажем
правильности работы агрегатов и систем и отсутствия отклоне-
ний движения по расчетной траектории по показаниям
приборов и визуальным наблюдением закабинного простран-
ства.
При обнаружении каких-либо отклонений в работе системы
управления экипаж немедленно переходит на ручной режим, а
при обнаружении серьезных нарушений в системе управления,
не позволяющих управлять ОК в ручном режиме, отключает
штатную цифровую систему управления и переходит на резер-
вную аналоговую СУУ. Следует отметить, что в процессе прове-
дения всех испытаний по программе ГЛИ ни разу не
потребовался переход на резервную систему управления, так же
как и не было незапланированных в полетном задании перехо-
дов с автоматического режима управления посадкой на ручной.
324
Параметры посадки
Та блица 9.2
Параметр Значение
заданное фактически полученное
Отклонение от расчетной точки касания вдоль оси ВПП, м ±1000 —250...+400
Боковое отклонение от оси ВПП, м ±38 -12...+15
Вертикальная скорость, м/с 0...3 0,1...0,8
В рамках программы ГЛИ было выполнено 24 полета и
реализовано 19 заходов на посадку в режиме автоматического
управления до высоты 10...20 м с последующим уходом на
второй круг, два захода до касания ВПП (опускание носового
колеса и пробег проводились в ручном режиме управления) и 15
заходов с посадкой и пробегом до полного останова ОК на ВПП
в автоматическом режиме управления.
Проведению ГЛИ предшествовал длительный этап отработки
систем автоматической посадки на наземных стендах и лета-
ющих лабораториях, что позволило уже с восьмого полета ана-
лога ОК выполнять автоматическое касание, а с десятого —
автоматическую посадку до останова на ВПП. При всех заходах
на посадку были получены удовлетворительные характеристики
точности, устойчивости и управляемости как короткопериоди-
ческого, так и траекторного движения, проверены все каналы
автоматического управления в полном объеме, причем на всех
режимах автоматического управления выхода на заданные огра-
ничения параметров движения ОК отмечено не было.
В результате ГЛИ аналога ОК, несмотря на существенное
превышение первоначально принятых разбросов начальных
условий включения режима автоматического управления посад-
кой при реальных атмосферных возмущениях и изменении цен-
тровок аналога ОК, в точке касания ВПП были получены
результаты, значительно превышающие по точности заданные
требования (табл. 9.2). Результаты объективного контроля дви-
жения аналога ОК с помощью точных внешнетраекторных изме-
рений, обработка телеметрической информации и оценка
летного состава также подтвердили требуемое качество автома-
тического управления посадкой. Полученные при проведении
ГЛИ результаты после их объединения с результатами испыта-
ний на КМС, ПРСО и летающих лабораториях подтвердили воз-
можность автоматической посадки ОК с заданной вероятностью.
О ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ
ОТРАБОТКА ОРБИТАЛЬНОГО
КОРАБЛЯ
10.1. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ И ПРОБЛЕМЫ
Первому полету ОК предшествовала длительная наземная
экспериментальная отработка как самого ОК, так и его отдель-
ных элементов (бортовых систем, агрегатов и элементов кон-
струкции), от которой во многом зависел успешный полет ОК.
На различных этапах полета конструкция и системы ОК под-
вергаются интенсивным акустическим (до 165 дБ), широкопо-
лосным вибрационным (5...2000 Гц) и нестационарным
температурным (от —130 до +1650 °C) воздействиям, при этом
конструкция и системы ОК должны функционировать как в
условиях космоса (вакуум, радиация, невесомость), так и в
широком диапазоне высот и скоростей полета.
Основными задачами экспериментальной отработки явля-
лись:
создание установок и стендов, воспроизводящих эти воздей-
ствия, и подтверждение работоспособности ОК и его составля-
ющих при наиболее неблагоприятном сочетании внешних
факторов, так как только анализ состояния ОК при различных
испытаниях позволяет дать заключение о готовности к пуску;
отработка функционирования и подтверждение заданных тех-
нических характеристик бортовых систем ОК, а также проверка
их взаимодействия на специальных комплескных стендах;
отработка комплектов конструкторской, технологической и
эксплуатационной документации;
отработка порядка сборки, испытаний и подготовки к запуску
ОК, а также всего комплекса наземного оборудования, выполня-
ющего эти работы.
Проведение всего объема экспериментальной отработки ОК
потребовало создания уникальных стендов, в совокупности вос-
производящих внешние факторы воздействия, и новых научных
методик, позволяющих объединять результаты различных
326
испытаний и подтверждать работоспособность конструкций
расчетным путем.
Впервые в отечественной практике были решены вопросы
определения аэродинамических характеристик, устойчивости и
управляемости КА самолетной схемы при полете в атмосфере на
высотах до 100 км и при М < 28, что потребовало создания уни-
кальных летающих моделей и летающих лабораторий.
Принципиальной проблемой стала наземная отработка ком-
плекса систем, обеспечивающих автоматическую посадку.
Новая многоразовая тепловая защита, отличная от теплоза-
щиты существующих КА, потребовала большого объема иссле-
довательских работ, связанных как с выбором непосредственно
теплозащитных материалов, так и с подтверждением работоспо-
собности элементов конструкции.
Важной особенностью построения экспериментальной отра-
ботки явилось уменьшение числа изготавливаемых для ее прове-
дения отсеков и агрегатов до оптимального значения, т.е. на
одной и той же материальной части проводились по возмож-
ности различные виды испытаний.
10.2. КОМПЛЕКСНАЯ ПРОГРАММА
Экспериментальная отработка ОК проводилась на различных
этапах его создания: на этапе эскизного проектирования она
была направлена на подтверждение и обоснование проектных
решений, на этапе разработки конструкторской документации —
на выбор конструкционных материалов и отработку конструк-
ций отдельных узлов, на этапе изготовления — на отработку
функционирования систем, агрегатов и ОК в целом.
Проведение научно обоснованной экспериментальной отра-
ботки стало одной из ключевых проблем создания ОК, поэтому
уже на ранних стадиях его проектирования потребовалось
решить следующие принципиальные вопросы, определяющие
порядок отработки и ее эффективность:
этапность (последовательность) отработки ОК, выработка
критериев ее достаточности (завершенности) на каждом из
этапов и возможности перехода к следующим этапам испыта-
ний;
определение видов испытаний в соответствии с условиями
эксплуатации ОК, а также состава и комплектации объектов
испытаний на каждом из этапов отработки;
выявление необходимой и достаточной для подтверждения
работоспособности всех систем ОК во всех условиях эксплуата-
ции стендовой базы;
обоснование создания новых испытательных стендов и обору-
дования.
327
Для оптимального решения этих вопросов была разработана
комплексная программа экспериментальной отработки, опреде-
лившая ее объем, порядок и организацию проведения, установив-
шая ее основные принципы, перечень и состав объектов
испытаний, цели, задачи и виды испытаний и их содержание.
Комплексные программы экспериментальной отработки были
разработаны как на ОК в целом, так и на все его составляющие.
Экспериментальная отработка базировалась на выполнении
основных работ до начала летных испытаний ОК, на комплек-
сной имитации условий эксплуатации и на проверке работоспо-
собности при наиболее неблагоприятных сочетаниях внешних
факторов. Ей подвергались все вновь разрабатываемые, дораба-
тываемые и заимствованные системы ОК.
Комплексная программа отработки охватывала все стадии
создания ОК и в зависимости от целей и решаемых задач вклю-
чала исследовательские испытания, автономные испытания (АИ)
систем и агрегатов, а также комплексные (КИ) и
межведомственные испытания ОК и его основных систем. Она
явилась основным директивным документом, на основании
которого разрабатывались перспективные и текущие планы
строительства новой и реконструкции существующей экспери-
ментально-стендовой базы, выпуска конструкторской докумен-
тации на объекты испытаний, программ испытаний, отработки
агрегатов, систем и ОК в целом.
10.3. ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ИСПЫТАНИЯ
Исследовательские испытания, в основном проводимые на
стадиях эскизного и технического проектирования, в данном
случае проводились в течение всего процесса создания ОК в
целях совершенствования его конструкции, оптимизации харак-
теристик, систем и агрегатов. Они включали аэродинамические,
газодинамические и тепловые, акустические и гидродинамичес-
кие исследования, исследования теплозащитных, жаропрочных,
новых конструкционных, уплотнительных и смазочных матери-
алов, а также характеристик устойчивости и управляемости.
При их проведении широко использовались масштабные
модели, макеты, средства математического и физического моде-
лирования на базе современных ЭВМ. а также летающие модели
и лаборатории.
Аэродинамические исследования проводились в целях выбора
оптимальной аэродинамической компоновки ОК, определения
характеристик его устойчивости и управляемости, исходных дан-
ных для аэродинамического и прочностного расчетов, коэффи-
циентов шарнирных моментов, эффективности РСУ, а также
328
интерференции между ОК и PH при совместном полете и в
процессе разделения.
Аэродинамические испытания проводились в аэродинамичес-
ких трубах при М = 0,1 ...2,0 на 85 тематических моделях в мас-
штабе от 1:3 до 1:550 с общим объемом испытаний около 39 000
“трубных” пусков. Для определения интерференционных харак-
теристик и расширения возможностей аэродинамических труб
было создано 12 специальных автоматизированных стендов.
Однако аэродинамические трубы не позволяли моделировать
с высокой* степенью точности реальные физические явления и
условия обтекания ОК на всей траектории его полета. Поэтому в
дополнение к “трубным” были проведены испытания на сво-
бодно летающей аэродинамической модели “Бор-5”, которая
двигалась по траекториям, соответствующим условиям полета
ОК на участке снижения в атмосфере.
Аэродинамическая модель “Бор-5”, геометрически подобная
ОК и выполненная в масштабе 1:8, на суборбитальную траек-
торию выводилась PH, обеспечивающей на высоте 100 км ско-
рость входа в атмосферу от 7300 до 4000 м/с, при этом условия
ее полета (сочетание чисел М, Re и температур, состав и термо-
динамические свойства воздуха, уровни турбулентности потока)
соответствовали условиям полета ОК.
Использование моделей “Бор-5” позволило уточнить характе-
ристики продольной устойчивости и управляемости, а также
шарнирные моменты и эффективность органов управления при
М = 17,5... 1,5, Re = 1,05...2,1 и а = 40... 16°, определить основ-
ные аэродинамические характеристики, а также исследовать
распределение воздушного давления по поверхности фюзеляжа и
крыла и характеристики теплообмена.
Газодинамические и тепловые исследования проводились на
моделях масштаба от 1:15 до 1:2700 при М = 5...20 и
Re = 1О5...1О7, причем для повышения достоверности получа-
емых результатов некоторые режимы обтекания дублировались в
разных аэродинамических трубах.
Для исследования теплообмена в межплиточных зазорах и
влияния шероховатостей на теплообмен использовались матема-
тические модели, а исследования тепловых потоков от струй
двигателей РСУ проводились на специальных моделях с подачей
воздуха от сопел двигателей.
Результаты исследований и тепловых расчетов были экспери-
ментально подтверждены при испытаниях летающей модели
“Бор-4”, траектории полета которой практически совпадали со
штатной траекторией спуска ОК.
Акустические исследования включали модельные исследова-
ния внешних акустических нагрузок от двигателей PH при
старте и на дозвуковых скоростях полета на участке выведения, а
329
также газодинамических воздействий при гиперзвуковых скорос-
тях при спуске и входе ОК в плотные слои атмосферы, отра-
ботку систем измерения акустических параметров, исследование
уровней шумов в кабине экипажа и в ОПГ, разработку и уточне-
ние методик расчета акустических нагрузок и измерений, обра-
ботки и пересчета модельных испытаний на натурную
конструкцию.
Основной объем акустических исследований был проведен на
масштабных моделях в аэродинамических трубах и при испыта-
ниях летающей модели “Бор-4”.
Для исследования акустических нагрузок от двигателей PH
была создана специальная модель в масштабе 1:10, на которой
акустическое воздействие двигателей PH имитировалось специ-
альными ракетными двигателями на твердом топливе.
Проведенные исследования и акустические испытания позво-
лили с высокой степенью точности (до 5... 12%) определить акус-
тические нагрузки, действующие на ОК.
Гидродинамические исследования были напрвлены на отра-
ботку элементов ОДУ и включали изучение поведения жидких
компонентов топлива в баках при различных внешних воздей-
ствиях, включая невесомость, исследование капиллярных
свойств различных сеточных материалов, удерживающих жидкие
компоненты в баках при воздействии динамических и вибраци-
онных нагрузок, процессов сепарации газовых включений и
работы заборных устройств, а также способов заправки баков и
режимов их наддува.
Исследования теплозащитных жаропрочных материалов,
обеспечивающих тепловую защиту конструкции ОК на участке
его спуска, предусматривали изучение их теплофизических и
механических свойств, стабильности параметров и работоспо-
собности материалов при многократном воздействии низких
температур, глубокого вакуума, динамических, статических и
тепловых нагрузок, воздушной плазмы, космической радиации и
других внешних факторов.
Эти исследования позволили выбрать достаточно эффектив-
ные теплоизоляционные материалы, определить технологию их
изготовления и нанесения на поверхность ОК, в том числе и
композиционный углерод-углеродный материал, работающий
при температуре 1600 °C.
Исследования новых конструкционных, уплотнительных и
смазочных материалов проводились в целях определения их
физико-механических характеристик и оценки работоспособ-
ности в условиях и после воздействия низких (до —130 °C) тем-
330
ператур, глубокого (до 1,33-Ю'3 Па*) вакуума, воздушной
плазмы, агрессивных сред, а также отработки технологии их
изготовления.
Особенности конструкции и условия эксплуатации ОК потре-
бовали создания новых неметаллических материалов (пластичес-
ких смазок для подшипников качения, эластичных герметиков,
резин, работающих в контакте с амидолом, органита, клеевых
композиций, облицовочного материала с заданными оптичес-
кими характеристиками, многослойных конструкций с сотовым
заполнителем), полуфабрикатов из титановых, алюминиевых,
никелевых, ниобиевых и бериллиевых сплавов, стали и новых
высокотемпературных покрытий, а также термических уплотне-
ний из фетра и термических барьеров из кварцевого волокна.
Большой объем исследований по созданию таких материалов
был проведен материаловедческими отраслевыми и академичес-
кими институтами.
Исследования характеристик устойчивости и управляемости
ОК проводились путем математического моделирования на ана-
лого-цифровом комплексе, а для участка спуска и посадки,
кроме того, — на пилотажно-динамическом стенде-тренажере.
Многочисленные исследования были проведены на летающей
лаборатории Ту-154ЛЛ, что позволило реализовать изменяемые в
полете характеристики устойчивости и управляемости.
10.4. АВТОНОМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
В сортветствии с комплексной программой эксперименталь-
ной отработки испытания ОК и его составляющих строились с
учетом того, что основной объем отработочных испытаний ОК
должен был выполняться на стадии автономных испытаний его
систем и агрегатов, которым должны были подвергаться все
вновь разрабатываемые, дорабатываемые и заимствованные сис-
темы, для которых изменялись условия функционирования и
эксплуатации, что основной объем статистических данных по
подтверждению заданных требований к надежности составных
частей ОК (элементов конструкции, систем, агрегатов) должен
быть получен в процессе их же автономных испытаний.
В связи с этим основными задачами АИ являлись:
отработка функционирования и работоспособности при всех
видах воздействий, которые могут возникнуть при эксплуатации
ОК, при этом условия испытаний должны соответствовать
заданным требованиям по эксплуатации, транспортированию и
хранению с учетом многоразового использования и заданного
ресурса;
*133,322 Па = 1 мм рт.ст. (точно).
331
подтверждение заданных характеристик надежности;
отработка технологической и эксплуатационной документа-
ции;
исследование режимов работы при имитации аварийных
ситуаций и отказов, а также определение способов выхода из
них.
Согласно комплексной программе все системы и агрегаты ОК
проходили автономную отработку, которая, как правило, вклю-
чала лабораторно-отработочные и конструкторско-доводочные
испытания и испытания на работоспособность систем, агрега-
тов, приборов и оборудования.
Лабораторно-отработочные испытания проводились в целях
проверки конструктивных и схемных решений, эксперименталь-
ного определения характеристик функционирования и работос-
пособности элементов систем в условиях, близких к натурным,
правильности выбора логики их работы и проверки режимов
работы комплектующих элементов.
Они включали проверки основных характеристик, режимов
работы (в том числе режимы в аварийных ситуациях) и совмес-
тного функционирования элементов систем, а также подтвер-
ждение правильности выбора конструктивных и схемных
решений, заложенных в приборы, агрегаты и оборудование.
Конструкторско-доводочные испытания проводились на
первых образцах систем, изготовленных в полном соответствии с
летными образцами, в целях отработки и подтверждения фун-
кционирования в условиях, близких к реальным, а также под-
тверждения ресурса и надежности.
Как правило, лабораторно-отработочным испытаниям под-
вергались электронные бортовые системы, конструкторско-до-
водочным — механические системы и отдельные узлы
конструкции, Так, АИ каркаса ОК включали исследования
аэроупругой устойчивости, прочностные испытания конструк-
ции, отработку механических систем (люков, створок) с систе-
мами электроавтоматики и приводами, ресурсные испытания
узлов трения (типа ролик—рельс, вал—втулка, подшипников
скольжения и качения).
Прочностные испытания (статические и акустические, тепло-
и вибропрочностные) проводились на образцах и элементах кон-
струкции, относящихся к различным агрегатам и зонам каркаса
(на панелях крыла и фюзеляжа, лонжеронах, нервюрах, шпанго-
утах, раскосах, узлах навески агрегатов и т.п.).
Испытаниям было подвергнуто свыше 1000 эксперименталь-
ных образцов различных типов.
Отработка механических систем ОК включала отработку кон-
струкций уплотнительных соединений, тепловых барьеров,
термических уплотнений, которые должны были надежно обес-
332
печить герметичность и плазмонепроницаемость конструкции
при всех возможных эксплуатационных нагрузках и внешних
воздействиях. Для ее проведения были созданы оригинальные
стенды и приспособления и разработано специальное испыта-
тельное оборудование, на котором в реальном масштабе времени
воспроизводились перепады температур и давлений окружающей
среды, а наиболее нагруженные элементы конструкции люков и
створок испытывались на плазмотронах.
Серьезные проблемы были решены при отработке узлов
трения, техническая сложность которой состояла в необходи-
мости имитации в наземных условиях сложной циклограммы
реальных воздействующих внешних факторов (космических
условий полета, нагрева до 200...300 °C на участке спуска и
высоких нагрузок при их функционировании), в связи с чем
разработчиками конструкции ОК был создан триботехнический
комплекс, оснащенный уникальным, не имеющим аналогов в
Европе оборудованием, которое обеспечило проведение ресур-
сных испытаний узлов трения в условиях, имитирующих реаль-
ные циклограммы их нагружения. Для проведения испытаний
узлов трения (а их в ОК более 1000) была разработана специаль-
ная методика, по которой узлы трения классифицировались по
таким основным признакам, как тип, размеры, температурный
режим и максимальные нагрузки, что позволило разделить их на
несколько десятков групп и испытывать только наиболее нагру-
женные представители каждой группы, что резко сократило
время их отработки (по существовавшей методике на такую
отработку потребовалось бы несколько десятков лет).
Одним из наиболее ответственных этапов АИ стал этап отра-
ботки конструкции тепловой защиты ОК (плиточной, гибкой, из
композиционного углерод-углеродного материала, из ниоби-
евого сплава). На начальном этапе АИ было подвергнуто около
600 фрагментов конструкции фюзеляжа, крыла и вертикального
оперения на различные виды внешних воздействий (воздушной
плазмы, статических, динамических и тепловых нагрузок, кли-
матических факторов, агрессивных сред), при этом общее число
теплозащитных элементов, прошедших АИ, превысило 3000. По
достижении положительных результатов были проведены акус-
тические, тепло- и вибропрочностные испытания теплозащиты
на натурных отсеках и агрегатах ОК (НЧФ, СЧФ, ХЧФ, крыле,
киле и т.п.), при этом общее число теплозащитных элементов,
подвергнутых испытаниям в составе агрегатов, превысило
15 000.
Для проверки работоспособности теплозащиты в реальных
условиях эксплуатации при одновременном воздействии клима-
тических факторов (дождь, снег, влажность, пыль, песок)
333
использовались летающие лаборатории, созданные на базе само-
летов Ил-18 и МиГ-25.
Важнейшей характеристикой конструкции ОК является ее
работоспособность в условиях воздействия воздушной плазмы.
Однако в существующих плазменных установках получить с
высокой степенью точности реальные параметры диссоцииро-
ванного внешнего газового потока, воздействующего на кон-
струкцию длительное (до 10 мин) время, невозможно. Поэтому
для окончательного вывода о надежности конструкции теплоза-
щиты использовалась летающая модель “Бор-4”, которая выво-
дилась PH на орбиту ИСЗ, при этом траектория ее спуска на
теплонапряженном участке практически совпадала со штатной
траекторией спуска ОК.
В результате исследований, проведенных на модели “Бор-4”,
была окончательно решена проблема теплозащиты ОК, в том
числе получены значения температур на наиболее теплонапря-
женных элементах конструкции ОК (носовом обтекателе и
прилегающем к нему участке нижней поверхности фюзеляжа в
условиях реальных физико-химических процессов и каталитич-
ности поверхности вдоль всей траектории спуска ОК на высотах
от 100 до 30 км при М = 25...3), проведены контрольные испы-
тания конструкции из жаростойких материалов и теплозащит-
ных плиток в условиях полета, соответствующих натурным, при
одновременном воздействии аэродинамических, тепловых, акус-
тических и вибрационных нагрузок.
Автономной отработке подвергалась объединенная двигатель-
ная установка ОК, а также ее составные части: двигатели, турбо-
насосные агрегаты, системы подачи компонентов и обеспечения
запуска, газогенераторы, внутрибаковые устройства и др.
Завершающим этапом стала отработка собранной ОДУ на
специальном стенде, позволившем полностью воспроизвести
реальную циклограмму работы как отдельных двигателей, так и
ОДУ в целом, при этом были смоделированы все аварийные
ситуации и подтверждены заданные надежность и работоспособ-
ность.
Автономная отработка БРТК, СЖО, СОТР и СУ приводится
в соответствующих разделах.
Для обеспечения работоспособности систем ОК при первом
пуске было отработано 780 приборов и узлов, проведена ком-
плексная отработка 135 систем и агрегатов на эксперименталь-
ных установках и стендах.
334
10.5. КОМПЛЕКСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
Комплексные испытания завершают программу эксперимен-
тальной отработки, и по их результатам выдается заключение о
допуске к летным испытаниям.
Основными задачами КИ являлись:
комплексная отработка бортовых систем и агрегатов ОК в их
взаимодействии в условиях, близких к натурным, с имитацией
различных факторов, включая аварийные ситуации, которые
технически могут быть воспроизведены;
отработка и проверка прочностных, жесткостных и частотных
характеристик конструкции, тепловых режимов и акустического
воздействия;
отработка технологического оборудования и контрольно-про-
верочной аппаратуры (КПА) на ТК и СК.
Комплексные испытания проводились на специально создан-
ных натурных полноразмерных экспериментальных макетах ОК,
которые изготовлялись по конструкторской документации лет-
ного ОК, т.е. практически являлись его дубликатами. Отступле-
ния по конструктивному исполнению или по составу и виду
устанавливаемых систем допускались только в той части,
которая не влияла на результаты испытаний.
Комплексные испытания — это весьма сложный и длитель-
ный процесс, которому подвергаются только элементы и сис-
темы, не испытанные ранее. При проведении КИ максимально
использовался опыт по созданию космической и авиационной
техники.
В связи с большой сложностью и стоимостью изготовления
полноразмерных экспериментальных макетов ОК для сокраще-
ния их числа различные виды испытаний проводились последо-
вательно на одних и тех же макетах. Всего было изготовлено
шесть полноразмерных макетов ОК:
ОК-М — для частотных испытаний;
ОК-ГЛИ — для горизонтальных летных испытаний;
ОК-МТ — для отработки технологии и макетирования;
ОК-ТВА — для тепло- и вибропрочностных и акустических
испытаний;
ОК-КС — для комплексных электрических испытаний;
ОК-ТВИ — для тепловакуумных испытаний.
Кроме приведенных полноразмерных макетов были изготов-
лены и отдельные агрегаты ОК (МК, ШКК, СМ и др.), которые
использовались для испытаний на КМС, медико-биологических
испытаний, отработки действий экипажа по техническому
обслуживанию систем в условиях невесомости.
335
В целях отработки конструкции ОК в части размещения и
крепления бортового оборудования и агрегатов, прокладки жгу-
тов и трубопроводов проводилось конструкторское макетирова-
ние, которое позволило подтвердить правильность компоновки
бортовых систем и удобство их обслуживания, провести этало-
нирование пневмо- и гидрокоммуникаций, определить длину
отдельных жгутов кабельной сети и отработать их монтаж.
Работы по макетированию проводились на OK-МТ, а также
при сборках ОК-М и ОК-КС.
Статические прочностные испытания проводились в два
этапа: на первом — эксплуатационным нагрузкам в нормальных
климатических условиях подвергался планер ОК без теплоза-
щитного покрытия, но с жаропрочными элементами конструк-
ции в залах статических испытаний на ОК-М и OK-МТ, и на
втором — в специально созданной в ЦАГИ теплопрочностной
вакуумной камере ТПВК-1 на ОК-ТВА.
Испытательное оборудование. Камеры ТПВК-1 позволяют
статически нагружать конструкцию при одновременном воздей-
ствии реальных тепловых полей, захолаживать конструкцию до
температуры —150 °C в условиях вакуума, что соответствует
реальному орбитальному полету перед спуском ОК на Землю, и
нагревать конструкцию до температуры 1500 °C, т.е. имитиро-
вать условия спуска в атмосфере в реальном масштабе времени.
Основными задачами прочностных испытаний являлись
проверка прочности, устойчивости, жесткости конструкции ОК
и его элементов, в том числе узлов крепления ПГ, ОДУ, шасси,
а также определение влияния деформации конструкции на
целостность теплозащитного покрытия.
Макет ОК-ТВА был создан специально для проведения акус-
тических, вибро- и теплопрочностных испытаний. Для расшире-
ния фронта работ и сокращения расходов на испытательное
оборудование ОК-ТВА был расчленен на носовую, среднюю и
хвостовую части, крыло, вертикальное оперение, элевон, балан-
сировочный щиток, носовой кок и секции носков крыла из
жаропрочного материала.
Статические нагружения этих элементов доводились до 90%
от расчетных нагрузок, которые в 1,3 раза превосходили эксплу-
атационные.
Акустические прочностные испытания проводились на натур-
ных агрегатах ОК-ТВА в специально созданной в ЦАГИ крупно-
габаритной реверберационной камере РК-1500, которая
позволяет воспроизводить близкое к реальному как по уровням
звукового давления, так и по спектру частот внешнее акустичес-
кое поле, воздействующее на ОК при полете.
336
В процессе этих испытаний была определена акустическая
выносливость (ресурс) конструкции ОК с теплозащитой и под-
тверждена работоспособность герметичных систем и отсеков
после воздействия акустических нагрузок.
Вибропрочностные испытания также проводились на натур-
ных агрегатах ОК-ТВА с использованием современных мощных
электродинамических и электрогидравлических стендов, созда-
ющих динамические нагрузки до 200 кН с частотами до 2000 Гц
и более и воспроизводящих шумовые спектры с потребной
формой спектральной плотности.
В процессе этих испытаний были отработаны виброустойчи-
вость механических элементов приводов систем, работоспособ-
ность герметичных систем и отсеков после воздействия
динамических нагрузок и вибропрочность конструкции ОК с
теплозащитой.
Частотные испытания проводились на полноразмерных маке-
тах и штатном ОК поэтапно: перед горизонтальными летными
испытаниями, транспортированием ОК на самолете-носителе
ЗМ-Т, а также перед летно-конструкторскими испытаниями.
Основные задачи частотных испытаний заключались в проверке
безопасности от явлений аэроупрогости (реверс элевонов и руля
направления, дивергенция крыла и вертикального оперения), в
определении динамических характеристик реальной конструк-
ции ОК, в том числе в сборе с PH и в составе самолета-тран-
спортировщика, в отработке аэроупругой устойчивости ОК с СУ
при его спуске и посадке.
Первые экспериментальные динамические характеристики
были получены при горизонтальных частотных испытаниях
ОК-ГЛИ и позволили уточнить принятую расчетную схему опре-
деления динамических характеристик ОК.
Основной объем частотных испытаний был выполнен на
ОК-М, который по массово-инерционным, конструкционным и
жесткостным характеристикам полностью соответствовал лет-
ному образцу ОК, а бортовое оборудование имитировалось габа-
ритно-массовыми макетами. На первом этапе проводились
горизонтальные испытания ОК-М, причем динамические харак-
теристики ОК в свободном полете были получены при горизон-
тальных частотных испытаниях на гибкой подвеске, в составе
PH — на жесткой подвеске, которая имитировала связи с PH, а
на втором этапе — его вертикальные частотные испытания в
связке с PH “Энергия”.
Тепловакуумные испытания выполнялись в целях проверки
теплового режима ОК во всем диапазоне ожидаемых внешних и
внутренних теплопритоков при нахождении ОК на орбите.
23 Заказ 192
337
Основными задачами испытаний являлись эксперименталь-
ное определение работоспособности всех средств обеспечения
теплового режима ОК в различных режимах работы бортового
оборудования, включая аварийные, определение температурного
поля и локальных температур на наиболее теплонапряженных
участках конструкции, а также уточнение методик и тепловых
расчетов.
Тепловакуумные испытания проводились на макете ОК-ТВИ,
оснащенном тепловыми эквивалентами бортовых систем и фун-
кционирующей СОТР, при этом тепловые эквиваленты включа-
лись в соответствии с циклограммой работы приборов ОК в
полете.
Макет ОК-ТВИ для удобства проведения испытаний и с
учетом возможностей существующей термобарокамеры был
разделен на носовую с кабиной, среднюю и хвостовую части
фюзеляжа, панели РТО и киль.
Для испытаний использовалась термобарокамера, в которой
при вакууме 1,33 • (10‘3... 10"4) Па проводилась имитация солнеч-
ного излучения и излучения Земли, а также захолаживание сис-
темой жидкого азота. Комплексные испытания в
термобарокамере подтвердили работоспособность СОТР при
воздействии факторов космического пространства.
Комплексные электрические испытания (КЭИ) проводились
на комплексном электрическом стенде в составе ОК-КС, авто-
матизированного испытательного комплекса, комплектов КПА и
технологического оборудования.
Макет ОК-КС оснащен полным комплектом действующих
бортовых систем и оборудования и является электрически дей-
ствующим аналогом ОК. Все системы и приборы до установки
на ОК-КС были экспериментально отработаны на стендах
разработчиков систем.
Основная задача КЭИ — проверка работоспособности и вза-
имодействия бортовых систем и отработка ПМО управления
бортовыми системами ОК.
Кроме решения основной задачи проверялись радиочастотная
и электромагнитная совместимость и помехозащищенность
бортовых систем, их работоспособность при минимальных и
максимальных напряжениях бортового питания, реальные токо-
потребления и правильность выбора номиналов токовых защит и
предохранителей, а также полярность исполнительных органов,
измерялись помехи в цепях питания бортовых систем, проверя-
лось взаимодействие КПА и бортовых систем, отрабатывались
специальное математическое обеспечение наземных испытаний,
средства и принципы сопряжения с системой отработки и ана-
лиза телеметрической информации и эксплуатационная доку-
338
ментация, а также проводились тренировки специалистов,
участвующих в наземной подготовке и в летных испытаниях.
Макет ОК-КС, сопровождая подготовку летного образца ОК,
позволял моделировать различные нештатные ситуации и выра-
батывать рекомендации по их ус транению.
Горизонтальные летные испытания использовались для под-
тверждения результатов исследований и отработок на стендах,
моделях и летающих лабораториях по достаточности характерис-
тик ОК как самолета. Их основными задачами являлись:
проверка и подтверждение летно-технических характеристик
на дозвуковых режимах полета, а также характеристик продоль-
ной, путевой и поперечной устойчивости и управляемости;
отработка функционирования систем и агрегатов, обеспечи-
вающих полет на атмосферном участке;
отработка пилотируемой и автоматической посадок;
отработка математического обеспечения на заключительном
участке;
уточнение значений нагрузок при посадке.
Горизонтальные летные испытания проводились на ОК-ГЛИ,
который по конструкции, системам и оборудованию, функци-
онирующему на спуске и посадке, аналогичен ОК.
Для обеспечения взлета и полета по заданной программе на
макете были установлены четыре воздушно-реактивных двига-
теля.
Испытания на комплексном моделирующем стенде проводи-
лись в целях подготовки и отработки математического обеспече-
ния, полетной документации, технической подготовки
персонала ЦУП и экипажей к летным испытаниям.
В состав КМС входят полноразмерный макет кабины
экипажа ОК, оснащенный СУ, СОИ-ОУ, ШКК, СМ, БЦВК и
средства управления его работой, а также имитаторы внешней
обстановки.
Комплексный моделирующий стенд позволяет моделировать
работу бортовых систем и исследовать их характеристики в
реальном масштабе времени с возможностью ускорения процес-
сов функционирования, отрабатывать документацию по управ-
лению полетом и математическому обеспечению ОК и ЦУП,
проводить тренировки персонала ЦУП и экипажей, а также
имитировать внешнюю обстановку и управление ОК в условиях,
близких к реальным на всех участках полета от старта до спуска
и посадки.
Информационный обмен КМС с ЦУП по объему, структуре,
составу и виду информации соответствует обмену при полете ОК
и возможен через средства НКУ.
23<
339
Отработка технологических операций обслуживания ОК и
испытания наземного технологического оборудования проводи-
лись на OK-МТ, оснащенном габаритно-массовыми макетами
бортовых систем.
При проведении работ с OK-МТ на ТК, СК и ПК выполня-
ются:
примерка и отработка наземного технологического и тран-
спортного оборудования и СОТР в процессе наземной подго-
товки;
отработка заправки и слива жидких и газообразных компо-
нентов и методик проверки герметичности заправляемых магис-
тралей и отсеков;
отработка операций по посадке и эвакуации экипажа на СК и
средств эвакуации на ПК;
тренировка боевых расчетов и уточнение их состава;
отработка, проверка и уточнение конструкторской и эксплу-
атационной документации.
Макет ОК-МТ проходил технологическую подготовку к
запуску и послеполетное обслуживание ОК, после чего проводи-
лись доработка наземного оборудования и уточнение технологии
подготовки ОК, что обеспечивало его успешную подготовку к
запуску и исключало неувязки и нестыковки с наземным обору-
дованием.
Медико-биологические испытания ОК совмещались с ком-
плексными испытаниями СЖО и служили для подтверждения
работоспособности и функционирования всего комплекса СЖО
кабины экипажа, ШКК и СМ в условиях, близких к реальным.
Испытания проводились на специальном медицинском
макете кабины экипажа, помещенном в барокамеру, в целях
оценки основных характеристик СЖО кабины экипажа, ШКК и
СМ при их взаимодействии и подтверждения их соответствия
требованиям технического задания, санитарно-гигиенического
состояния атмосферы в отсеках при наличии экипажа и функци-
онирующей аппаратуры, возможностей и качества съема требу-
емой медицинской информации с экипажа в различных
условиях его деятельности и средств профилактики, находя-
щихся на борту, а также уточнения бортовой документации по
управлению и обслуживанию СЖО.
Испытания проводились с участием экипажа в соответствии с
программой полета ОК и при имитации возникновения различ-
ных аварийных ситуаций. После проведения комплексных меди-
ко-биологических испытаний предусматривалось использование
медицинского макета в качестве земного аналога ОК, находяще-
гося на орбите.
340
Действия экипажа в условиях невесомости отрабатывались в
условиях моделирования невесомости в гидробассейне или на
летающей лаборатории — самолете Ил-76К для определения
эргономических, временных и энергетических характеристик,
уточнения его действий при шлюзовании, выходе и работе со
специальным снаряжением, выполнении монтажных и демон-
тажных операций, техническом обслуживании и ремонте,
использовании инструмента и приспособлений, в том числе при
спасательных работах, определения расположения и использова-
ния средств фиксации и узлов крепления снаряжения.
Отработка проводилась в гидробассейне Центра подготовки
космонавтов (ЦП К) на специально изготовленных макетах
кабины экипажа, ОПГ, НЧФ и крыла в скафандрах, соответ-
ствующих летным, но доработанных для гидросреды, или на
летающей лаборатории с использованием макетов ШКК и СМ
для выполнения “чистовой” отработки динамических операций
по перемещению экипажа, а также по снаряжению в скафандры.
Отработка средств отделения ОК от PH является одной из
самых сложных и ответственных, так как от отделения зависит
судьба всего полета — состоится полет ОК или он вместе с PH
упадет на Землю или в океан. Ее целью являются комплексные
испытания средств разделения ОК и PH в условиях силового
нагружения, имитирующего натурный процесс.
При проведении испытаний подтверждается работоспособ-
ность средств разделения при взаимодействии с элементами
конструкции отделяемых ОК и PH, исследуется процесс безу-
дарного разделения, определяются ударные и вибрационные
нагрузки и динамические деформации, характер силового воз-
действия срабатывающих пиромеханических средств на кон-
струкцию и теплозащиту вблизи узлов связи ОК и PH,
проверяются достаточность и эффективность средств дублирова-
ния узлов связи.
Отработка проводилась на экспериментальной установке,
состоящей из имитаторов ОК и PH, средств, воспроизводящих
продольные, поперечные и боковые нагрузки, и элементов
реальной конструкции ОК с теплозащитным покрытием в зоне
узлов связи.
10.6. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ СТЕНДОВАЯ БАЗА
Для сокращения сроков и уменьшения стоимости программы
ОК “Буран” требовалось использовать существующее в стране
испытательное оборудование при минимальной его модерниза-
ции. Однако решение возникавших при создании ОК науч-
но-технических проблем в силу их новизны на существующей
341
экспериментальной стендовой базе оказалось невозможным.
Трудность создания новых стендов заключалась прежде всего в
том, что некоторые испытательные стенды оказывались сложнее
самих объектов испытания, а время, необходимое на их стро-
ительство и отладку, — соизмеримым со временем разработки
ОК..
Для отработки элементов конструкции, узлов, систем и агре-
гатов ОК использовались более 500 стендов и эксперименталь-
ных установок различной сложности, из которых были
реконструированы около 50 и вновь созданы 64 стенда.
Уникальная лаборатория триботехнических
испытаний была создана для отработки узлов трения ОК,
проведения их ресурсных испытаний в условиях, максимально
приближенных к реальным условиям эксплуатации, а также для
исследования свойств новых видов антифрикционных покры-
тий, смазок и материалов.
Лаборатория имеет стенды, рассчитанные на испытания узлов
трения с наружным диаметром от 6 до 85 мм, и испытательное
оборудование, позволяющее воспроизводить реальные циклог-
раммы воздействия температур и давлений.
Лаборатория статических прочностных
испытаний предназначалась для проведения статических
прочностных и ресурсных испытаний полноразмерных экспери-
ментальных макетов ОК с нагревом конструкции до 800 °C, а
также испытаний на функционирование механических и других
систем в условиях их реального нахружения.
Зал статических испытаний вмещает объекты
размерами 50x30x15 м, его силовая конструкция способна вос-
принимать нагрузки до 20 • 106 кН в вертикальной и до 5 • 106 кН
в горизонтальной плоскости на высоте 10 м. Зал оснащен систе-
мами автоматизированного управления, при этом управление
силовым нагружением конструкции осуществляется по 64 неза-
висимым каналам, температурным нагружением — по 64 зонам
мощностью до 100 кВт каждая с нагревом конструкций кварце-
выми лампами мощностью от 0,5 до 4 кВт.
Системы нагружения предусматривают дублирование управ-
ляющих сигналов, анализ аварийных ситуаций и возможность
вмешательства оператора в процесс нагружения. Информация о
состоянии каждого канала нахружения выводится на самописцы
и мониторы и подвергается количественному и качественному
анализу. Измерительный комплекс на 10 000 точек выдает в
темпе эксперимента с точностью до 0,01% информацию о нап-
ряженно-деформированном состоянии объекта, внешних нагруз-
ках и температурных полях, что позволяет контролировать его
342
состояние, не доводя до разрушения, прогнозировать места воз-
никновения повреждений и скорость их распространения.
Уникальная теплопрочностная вакуумная
к а ме ра ТПВК-1, созданная в ЦАГИ для отработки теплоза-
щиты ОК, имеет рабочую часть диаметром 13,5 м и длиной 30 м
и испытательное оборудование, которое позволяет проводить
статическое нагружение крупногабаритных натурных объектов
при одновременном воспроизведении реальных тепловых полей
конструкции как на ее поверхности, так и по глубине.
Захолаживание объектов до температуры —150 °C в условиях
вакуума обеспечивается системой охлаждения на жидком азоте,
что позволяет имитировать реальное тепловой состояние кон-
струкции ОК при орбитальном полете перед его спуском на
Землю. Регулируемый нагрев поверхности агрегатов до темпера-
туры 1500 °C в реальном масштабе времени осуществляется
10 000 кварцевых ламп общей мощностью 13 000 кВт. В
процессе нагрева объект испытаний подвергается регулируемому
статическому нагружению до 8000 кН в вертикальной и до
2000 кН в горизонтальной плоскостях.
Система управления экспериментом, построенная на базе
современных ЭВМ, позволяет в реальном масштабе времени
воспроизводить близкие к натурным циклограммы внешних наг-
рузок и температурных полей, действующих на конструкцию ОК
с момента начала его спуска с орбиты до посадки на Землю.
Автоматизированное управление нагревом и нагрузками по
заданным программам осуществляется по 96 независимым кана-
лам.
Реверберационная камера РК-1500, созданная в
ЦАГИ для определения акустической прочности и выносливости
(ресурса) крупногабаритных натурных объектов, имеет рабочий
объем 1500 м2 и оснащена 16 генераторами звука (сиренами)
различной мощности, обеспечивающими максимальный интег-
ральный уровень звукового давления до 166 дБ в пустой камере
и до 162 дБ в камере с объектом, при этом суммарная звучащая
мощность камеры составляет 1250 кВт при рабочем диапазоне
частот от 50 до 2000 Гц.
Моделирование близких к реальным акустических полей на
поверхности объектов испытаний осуществляется автоматизиро-
ванной системой управления генераторами звука по заданной
программе, а использование в ней современных ЭВМ позволяет
воспроизводить циклограммы изменения акустических полей
вдоль траектории полета в реальном масштабе времени.
В камере могут испытываться объекты объемом до 150 м3,
габаритные размеры которых ограничиваются проемом ворот
камеры (10,6x8,1 м).
343
Лаборатория динамических испытаний,
расположенная в зале площадью 432 м2, оснащена комплексом
электродинамических и электрогидравлических вибростендов
мощностью от 3 до 600 кВт, на которых в диапазоне частот от 5
до 2000 Гц формируются воздействия узкополосной и широко-
полосной случайной вибрации, сканируемой в широком диапа-
зоне частот, синусоидальной вибрации как на фиксированных
частотах, так и с плавно изменяющейся частотой, а также удар-
ными установками и испытательным оборудованием для опреде-
ления частотных характеристик объектов. Стенды рассчитаны на
испытания элементов конструкции и крупногабаритных объек-
тов размерами до 10x6x5 м и массой до 30 т при воздействии
дицамическх нагрузок от 1 до 200 кН. В специальных изолиро-
ванных боксах могут испытываться объекты размерами до
2x2xj,5 м с созданием в них давлений, имитирующих реальные
внутренние статические нагрузки, и определяться частотные
характеристики (амплитуды, фазы, формы колебаний) систем и
агрегатов в диапазоне частот от 0,1 до 2000 Гц и от 5 до
10 000 Гц.
Состояние объектов в процессе их нагружения контролируется
высокоэффективным информационно-измерительным комплек-
сом на базе современных ЭВМ, а результаты измерений
обрабатываются по алгоритмам спектрального корреляционного
статистического анализа и выдаются в форме таблиц, графиков,
гистограмм и трехмерных изображений.
Уникальная тепловакуумная камера с объемом
рабочей зоны 700 м3 обеспечивает в условиях глубокого (до
1,33 • 10'3 Па) вакуума создание параллельного светового потока,
по 'спектральному составу и плотности аналогичного
солнечному, “солнечное” пятно площадью 132 м2, инфракрас-
ное излучение, имитирующее излучение Земли, и имитацию
“холодного” космоса за счет панелей с циркулирующим жидким
азотом; таким образом воспроизводится весь комплекс внешних
воздействий на ОК в космическом полете.
Разработанную для ОК уникальную стендовую базу, методо-
логию экспериментальной отработки, правильность и обосно-
ванность которой подтвердил успешный полет ОК “Буран”,
предполагается использовать для отработки КА, гиперзвуковых
самолетов и воздушно-космических систем будущего.
ПОДГОТОВКА ОРБИТАЛЬНОГО
КОРАБЛЯ К ЗАПУСКУ НА
ТЕХНИЧЕСКОМ И СТАРТОВОМ
КОМПЛЕКСАХ
11.1. ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКИ
В состав орбитального корабля входят десятки сложнейших
систем и агрегатов, работающих на различных физических прин-
ципах. Это вызывает необходимость проведения после его
сборки определенной наземной подготовки к запуску, главной
целью которой являются проверка реальных технических харак-
теристик ОК на соответствие конструкторской документации и
обеспечение готовности ОК к запуску.
При наземной подготовке ОК к первому испытательному
полету проведенный объем сборочно-испытательных работ
значительно превосходил объемы аналогичных работ,
планируемых для проведения на стадии летно-конструкторских
испытаний и при подготовке к эксплуатационным полетам. Это
объясняется тем, что перед первым полетом не была достаточно
хорошо отработана технология наземной подготовки, не была
подтверждена эксплуатационная надежность бортовых систем,
наземных средств испытаний, бортового и наземного
программно-математического обеспечения и эксплуатационной
документации, а операторы не приобрели еще необходимых
профессиональных навыков.
Наземная подготовка к первому испытательному полету ОК
включала:
проверку правильности функционирования бортовых систем
и агрегатов при их совместной работе в составе ОК;
диагностику выявленных неисправностей с последующей
заменой забракованной бортовой или наземной материальной
части и корректировкой программно-математического обеспече-
ния или эксплуатационной документации, необходимыми
перепроверками;
заключительные операции с бортовыми системами после
завершения полного объема испытаний на ТП ОК с обеспече-
нием технической готовности ОК к стыковке с PH;
345
механическую и электрическую стыковки ОК с PH и совмес-
тные проверки на ТП PH;
заправку ОК высококипящими компонентами топлива и
газами, установку химических источников тока на ТП МРКК с
обеспечением технической готовности ОК к вывозу в составе
МРКК на СК;
все необходимые технологические операции по предстарто-
вой подготовке ОК в составе МРКК к запуску на СК и его
запуск.
В процессе разработки, изготовления и наземной подготовки
ОК к запуску возникали и были решены многие сложные науч-
но-технические и организационные проблемы:
создание организационной структуры управления проведе-
нием наземной подготовки ОК; причем разработанные органи-
зационные формы, обеспечившие планирование и координацию
работ, могут быть использованы в народном хозяйстве при соз-
дании изделий и объектов большой сложности и высокой сто-
имости;
создание на космодроме Байконур уникального по своему
составу и возможностям ТК ОК и сдача его в эксплуатацию;
создание сквозной технологии наземной подготовки ОК к
запуску, подтвердившей свою эффективность;
создание высоконадежных многомашинных бортовых и
наземных цифровых вычислительных комплексов с уникальным
по объему программно-математическим обеспечением, позво-
ливших автоматизировать все наземные испытания и предстар-
товую подготовку ОК и, как следствие, добиться высокого
качества испытательных работ;
решение сложных технических проблем, вызванных тем, что
в целях сокращения сроков создания ОК часть эксперименталь-
ной отработки (в том числе и испытания на полноразмерном
комплексном стенде аналога ОК) проводилась параллельно с его
наземной пбдготовкой, при этом принятые меры и методика
испытательных работ обеспечили качественное ее проведение;
создание специальной системы анализа дефектов, выявля-
емых при наземной подготовке ОК (нестыковка бортовых и
наземных систем, ошибки в изготовлении материальной части,
отказы и другие причины), высокая эффективность которой
подтвердилась положительными результатами первого испыта-
тельного полета ОК;
решение сложных научно-технических и организационных
проблем, возникших при подготовке и проведении генеральной
проверки готовности к запуску ОК и PH, стартового и полигон-
ного измерительного комплексов, ЦУП, системы космической
связи, НКУ, ПК ОК, а также расчетов операторов и оператив-
но-технического руководства, для чего был организован экспе-
риментальный вывоз ОК с PH на СК с выполнением всех
штатных работ по программе предстартовой подготовки, за
исключением заправок компонентами топлива и запуска двига-
346
телей PH, что позволило выявить и устранить технические и
организационные неувязки, психологически подготовить опера-
торов к штатной работе;
обеспечение безопасности и безаварийности проводимых
работ на всех этапах наземной подготовки ОК благодаря внед-
рению необходимых технических и организационных мер.
11.2. ТЕХНИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
Технический комплекс космодрома Байконур, расположен-
ный в 40 км от г.Ленинска (Казахстан), предназначен для подго-
товки ОК, PH и МРКК в целом до состояния готовности к
транспортированию на стартовый комплекс, находящийся в 5 км
от ТК и в 16 км от посадочного комплекса ОК.
В состав ТК (рис. 11.1, 11.2) входят технические позиции
орбитального корабля (ТП ОК), ракеты-носителя (ТП PH) и
многоразового ракетно-космического комплекса (ТП МРКК), а
также средства энергоснабжения, связи, сбора и передачи
информации, инженерные сети, транспортные коммуникации и
жилая зона.
Техническая позиция ОК служит для подготовки ОК к запуску
с момента его доставки на космодром до готовности к транспор-
тированию на ТП PH.
Рис. 11.1. Основные сооружения космодрома Байконур:
/ — посадочный комплекс ОК; 2 — стартовый комплекс; 3 —технический ком-
плекс; 4 — монтажно-заправочный корпус; 5 — монтажно-испытательный
корпус PH; 6 — техническая позиция ОК; 7 — монтажно-испытательный корпус
ОК; 8 — площадка огневых контрольных испытаний ОДУ и ВСУ; 9 — автомо-
бильные дороги; 10 — жилая площадка
347
00
Летные испытания
Рис. 11.2. Схема наземной подготовки ОК к первому полету
Основным сооружением ТП ОК является монтажно-испыта-
тельный корпус ОК, в котором выполняются все основные сбо-
рочные и испытательные работы с ОК в соответствии с
технологическими процессами сборки заводов-изготовителей и
инструкциями по эксплуатации.
МИК ОК (рис. 11.3) представляет собой одноэтажное двух-
пролетное промышленное здание с примыкающими к нему с
трех сторон четырехэтажными лабораторными и пультовыми
помещениями, размеры которого составляют 222x132 м при
ширине пролетов 48 м и высоте 30 м. Для поддержания условий
нормального функционирования ОК, наземного оборудования, а
также работы обслуживающего персонала и испытателей корпус
оборудован техническими системами электро- и газоснабжения,
вентиляции и кондиционирования, водообеспечения и канали-
зации, отопления, связи и сигнализации.
МИК ОК имеет пять производственных участков:
участок погрузочно-разгрузочных работ для выгрузки с тран-
спортных средств ОК и его составных частей;
участок восстановления теплозащитного покрытия, использу-
емый для удаления поврежденной части ТЗП, подготовки ОК к
восстановлению и восстановления удаленной части ТЗП;
участок демонтажно-сборочных работ и автономных испыта-
ний для проведения сборки, ремонтно-восстановительных
работ, испытаний на герметичность отсеков и агрегатов ОК и
проведения АИ систем;
Участок депонтами о- • сборочных работ и автономных испытаний Участок погрузочно- разгрузочных работ Участок восстановления ТЗП
Участок КИС Участок БЭК
Лабораторные и пультовые помещения
Рис. 11.3. Схема монтажно-испытательного корпуса ОК
349
участок контрольно-испытательной станции (КИС) для
проведения электроиспытаний и заключительных операций с
ОК перед вывозом на стыковку с PH, в который входят испыта-
тельная площадка (зал), лабораторные и пультовые помещения,
расположенные в четырехэтажных пристройках по периметру
зала КИС;
участок безэховой камеры (БЭК) размерами 60x40x30 м для
испытаний радиосистем ОК с подключенными штатными антен-
но-фидерными устройствами (АФУ) и их проверки на электро-
магнитную совместимость.
На всех производственных участках оборудованы рабочие
места для подготовки составных частей и ОК в целом в соответ-
ствии с технологическим циклом, при этом каждый участок
имеет раздвижные ворота ангарного типа 30x24 м.
Рабочие места укомплектованы стационарной и переносной
контрольно-проверочной аппаратурой (КПА) и наземным техно-
логическим оборудованием (НТО) для проведения входного
контроля бортовой аппаратуры, электрических испытаний ОК и
его составных частей, а также для выполнения подъемно-перег-
рузочных, монтажно-стыковочных и ремонтно-восстановитель-
ных работ, пневмовакуумных испытаний и термостатирования
ОК в процессе испытаний.
Рабочие места МИК ОК оборудованы специальными стен-
дами и средствами, обеспечивающими доступ к любому
элементу ОК, раскрытие створок ОПГ, а также чистоту внутрен-
них объемов ОК.
Орбитальный корабль внутри МИК ОК с одного рабочего
места на другое перемещается на специальном самоходном тран-
спортно-технологическом агрегате (ТТА) или с помощью специ-
альных мостовых кранов.
Кроме МИК ОК на ТП ОК имеется открытая площадка с
комплексом сооружений для проведения огневых контрольных
испытаний ОДУ и ВСУ в составе ОК.
Техническая позиция PH предназначена для сборки и испыта-
ний PH “Энергия”, стыковки ее с ОК “Буран” и создания таким
образом МРКК, а также для совместных проверок ОК и PH в
составе МРКК и обеспечения готовности к транспортированию
МРКК на ТП МПКК (или на СК для проведения работ по прог-
рамме экспериментального вывоза).
Основным сооружением ТП PH является МИК PH, назначе-
ние и конструкция которого аналогичны МИК ОК, за исключе-
нием размеров (190x240 м) и пяти (вместо двух в МИК ОК)
пролетов, высота двух из которых составляет 27 м, а трех — 52 м.
Транспортирование ОК между МИК ОК, площадкой ОКИ,
ТП PH, ТП МРКК и ПК ОК выполняется по специальным
350
Таблица 11.1
Основные характеристики транспортных средств
Характеристика ТА ТУА
Масса в снаряженном состоянии, т Гурузоподъемность, т Габаритные размеры (без груза), м: длина ширина высота Скорость движения, км/ч Расстояние между колея- ми, м Ширина колеи, м 126 (без ОК) 100 58,8 5,4 3,2 До 10 (с ОК) и до 40 (без ОК) 2756 (без МРКК и тепловозов) 571 56,3 (без тепловозов) 90,3 (с тепловозами) 25,9 21,2 До 5 (с МРКК) 20 1,524
автомобильным дорогам на транспортном агрегате (ТА) с
помощью тягача (табл. 11.1).
Техническая позиция МРКК служит для заправки ОК высоко-
кипящими компонентами топлива и газами, установки полетной
комплектации, в том числе полезного груза и химических источ-
ников тока, проведения заключительных операций перед выво-
зом МРКК на СК, а также для монтажа блока многоразового
запуска (БМЗ) ОДУ и заправки ВСУ перед вывозом на площадку
ОКИ, профилактических работ с ВСУ и демонтажа БМЗ ОДУ
после проведения испытаний на площадке ОКИ и при послепо-
летном обслуживании (ППО) ОК.
Основным сооружением ТП МРКК является монтажно-зап-
равочный корпус, оснащенный необходимыми средствами
обслуживания МРКК, заправочными системами и технологичес-
ким оборудованием и имеющий размеры 134x74 м, высоту 58 м
и площадь зала более 9000 м2.
Транспортирование МРКК с ТП PH на ТП МРКК и на СК
выполняется на специальном транспортном установочном агре-
гате (ТУА) с помощью тепловозов (см. табл. 11.1).
Все основные сооружения ТК связаны между собой автомо-
бильными дорогами с шириной проезжей части 6 м и железно-
дорожными путями нормальной колеи, кроме того, МИК PH с
МЗК и СК связан специальными железнодорожными путями с
шириной колеи 20 м, а МИК ОК с площадкой ОКИ, МИК PH,
МЗК и ПК ОК — специальной автомобильной дорогой с шири-
ной проезжей части 12 м.
351
Технический комплекс обеспечивает круглосуточную работу
по подготовке ОК к запуску, а его оборудование, агрегаты и сис-
темы могут работать без снижения эксплуатационных показате-
лей надежности в любое время года и суток.
11.3. НАЗЕМНАЯ ПОДГОТОВКА
11.3.1. Этапы
Наземная подготовка ОК к запуску включает четыре этапа.
Первый этап — подготовка ОК на ТП ОК до стыковки с
PH — включает транспортирование составных частей ОК (МК,
фюзеляжа планера, ОДУ) воздушным транспортом на ПК (с вво-
дом в эксплуатацию самолета Ан-225 “Мрия” доставка планера
возможна в собранном виде), затем на ТА по автомобильной
дороге в МИК ОК и его дальнейшую подготовку, которая
делится на четыре подэтапа:
первый — нанесение ТЗП на РМ участка восстановления
ТЗП; установка и подключение в электрическую схему ОК
бортовых приборов и агрегатов, телеметрических датчиков,
бортовой (БКС) и технологической (ТБКС) кабельных сетей,
трубопроводов технологической пневмосети; проверка герметич-
ности пневмогидросхемы; заправка рабочими жидкостями ГС и
СТР, АИ бортовых систем;
вто рой — проведение КЭИ на участках КИС и БЭК, в
процессе которых проверяются работоспособность всех борто-
вых систем ОК. и правильность их совместного функционирова-
ния при имитации режимов, предусмотренных программой
предстартовой подготовки и полета в штатном режиме и в резер-
вных вариантах, а перед первым полетом ОК — и горизонталь-
ных частотных испытаний с учетом жесткости конструкции
планера ОК;
третий — проведение на площадке ОКИ огневых кон-
трольных испытаний ОДУ и ВСУ, при которых включаются дви-
гатели ДОМ и РСУ, входящие в состав ОДУ, и запускаются
реактивные двигатели ВСУ, обеспечивающей создание рабочего
давления в гидросистеме ОК; подготовка ОК к ОКИ ОДУ и ВСУ
в МЗК, где устанавливаются и подключаются БМЗ ОДУ и зап-
равляются рабочим телом баки ВСУ; транспортирование ОК в
МЗК после проведения ОКИ ОДУ и ВСУ для снятия БМЗ и
нейтрализации баков и магистралей ВСУ;
четвертый — проведение на участке КИС заключитель-
ных операций с ОК, в процессе которых устанавливается штат-
ная полетная комплектация (например, магнитные ленты для
записи ТМИ); снимаются технологические элементы конструк-
352
ции; проверяются штатные пиротехнические устройства; штатно
закрываются раскрывающиеся элементы конструкции и приво-
дятся в исходное состояние бортовые системы. Перед отключе-
нием КПА и НТО от ОК контролируется исходное состояние
бортовых систем и элементов конструкции ОК с записью на
наземных телеметрических станциях, а затем на специальном
РМ участка КИС проводятся определение центра масс, взвеши-
вание и балансировка ОК с целью проверки соответствия массо-
вых и инерционных характеристик расчетным значениям.
Второй этап — стыковка ОК с PH и совместные проверки на
ТП PH — включает проведение в МИК PH стыковки (электри-
ческой и механической) ОК с PH, уложенной горизонтально на
монтажно-стыковочных тележках, подключение КПА и НТО и
проведение совместных испытаний ОК с PH для контроля вновь
образованных электрических связей с проверкой межмашинного
обмена СУ ОК и КАУ PH, работы радиотелеметрических систем
ОК через АФУ PH и пиротехнических средств отделения ОК от
PH; по завершении совместных проверок состыкованные ОК и
PH перекладываются на ТУА.
Третий этап — заключительные операции и заправка ОК на
ТП МРКК — включает заправку ОК высококипящими компо-
нентами топлива и газами в МЗК, установку полетной комплек-
тации, в том числе полезного груза и химических источников
тока, и проведение заключительных операций перед вывозом
ОК в составе МРКК на СК.
Четвертый этап — предстартовая подготовка ОК на СК к
запуску — включает проведение подготовительных операций на
СК (установку МРКК в стартовое сооружение, подвод башни
обслуживания и агрегата посадки и экстренной эвакуации
экипажа, подстыковку наземных кабелей, магистралей и комму-
никаций) и подготовку ОК к запуску в три подэтапа:
первый — проверка исходного состояния бортовых систем
ОК с оценкой записи телеметрических параметров;
вто рой — контрольный набор стартовой готовности борто-
вых систем ОК совместно с бортовыми системами PH с привле-
чением средств управления и контроля; при этом в отличие от
программы предстартовой подготовки блокируется выполнение
режимов ВСУ, ОДУ, СЭП и других систем;
третий — предстартовая подготовка ОК, которая включает
заправку ОК криогенными компонентами топлива, вывод ЭХГ
на режим и подключение их на нагрузку, ввод оперативных дан-
ных полетного здания в БЦВК и вывод всех систем ОК на
режимы, необходимые к моменту старта МРКК.
Как уже отмечалось, при подготовке ОК к первому запуску
после второго этапа был проведен экспериментальный вывоз
24 Заказ 192
353
иэ
Lh
4^
Рнс. 11.4. Схема наземной подготовки ОК ко второму и последующим полетам
МРКК на СК, после завершения которого ОК в составе МРКК
был доставлен в МЗК для проведения третьего этапа наземной
подготовки.
После первого полета при подготовке ко второму и последу-
ющим запускам кроме рассмотренных этапов наземной подго-
товки требуется послеполетное обслуживание ОК,
начинающееся с момента останова ОК на ВПП ПК.
Послеполетное обслуживание состоит из четырех этапов:
пер вый — доставка ОК (после автоматического приведе-
ния бортовых систем в исходное состояние, эвакуации экипажа
и консервации ЭХГ) на площадку слива компонентов топлива
ПК ОК, где после стравливания газов и слива остатков кисло-
рода из баков ОДУ ОК перегружается на ТА;
второй — сброс газов и слив остатков компонентов топ-
лива из ВСУ, ОДУ и других систем после доставки ОК в МЗК,
проведение нейтрализации и консервации ВСУ, демонтаж воз-
ращаемого полезного груза и химических источников тока, сня-
тие магнитных лент с записями ТМИ и установка ТБКС;
третий — контроль исходного состояния бортовых систем
и проведение операций промывки, сушки и консервации ОДУ
после доставки ОК на площадку ОКИ;
четвертый- — выполнение на участках ТЗП и сборки
(после доставки ОК в МИК ОК) ремонтно-восстановительных
работ и замена элементов одноразового использования с после-
дующей доставкой ОК на участок КИС для проведения КЭИ.
Таким образом, четыре этапа наземной подготовки к запуску,
запуск и полет ОК, а затем четыре этапа послеполетного обслу-
живания образуют замкнутый цикл (рис. 11.4) эксплуатации
многоразового орбитального корабля.-
11.3.2. Технология
При разработке технологии наземной подготовки ОК на ТК и
СК к запуску учитывались различные требования и факторы,
основными из которых являлись следующие:
многоразовое использование ОК;
наличие после полета остатков компонентов топлива, жид-
костей и газов;
обеспечение подготовки различных по назначению полезных
грузов;
соблюдение заданных сроков подготовки ОК к запуску с
задействованием минимального количества обслуживающего
персонала;
возможность многократного проведения заправочно-сливных
работ при подготовке к каждому запуску;
24'
355
большие габаритные размеры ОК и необходимость доступа к
любому элементу его конструкции;
значительное количество раскрывающихся элементов кон-
струкции, в том числе тяжелые и крупногабаритные створки
ОПГ и бортовые манипуляторы;
необходимость проведения ОКИ ОДУ и ВСУ;
большие тепловыделения бортовой аппаратуры в процессе
электрических испытаний;
необходимость испытаний радиосистем при их работе через
штатные антенны с проверкой электромагнитной совмести-
мости;
наличие ЭХГ и необходимость их безопасной проверки при
работе на газообразных компонентах;
наличие пиротехнических устройств и необходимость их
безопасной проверки.
Перечисленные требования и факторы определили необходи-
мость:
проведения ремонтно-восстановительных работ при межпо-
летном обслуживании (ремонт ТЗП и элементов конструкции
ОК, замена отказавших и выработавших ресурс приборов и
элементов одноразового действия) с максимальным использова-
нием поблочной и поагрегатной замены;
наличия ресурса бортовой аппаратуры, обеспечивающего
многоразовое ее использование в полете и при наземной подго-
товке;
подтверждения (обеспечения) исправности систем и агрегатов
перед каждым запуском ОК;
создания комплекса НТО и средств, обеспечивающих удобное
и безопасное обслуживание ОК с максимально возможной ими-
тацией полетных режимов;
обеспечения высокого уровня автоматизации процесса элек-
трических испытаний с использованием в необходимых случаях
имитаторов бортовой аппаратуры, а также высокого уровня
механизации и автоматизации ремонтно-восстановительных,
профилактических и транспортировочных работ, заправки и
слива компонентов топлива;
оснащения испытательных баз средствами связи, автоматизи-
рованной обработки и анализа испытательной информации с
учетом результатов предыдущего цикла наземной подготовки и
полета;
совмещения на одном рабочем месте максимального количес-
тва операций;
универсальности испытательной аппаратуры и оборудования,
применяемых на различных рабочих местах;
356
создания специальных наземных сооружений и средств для
проведения ОКИ ОДУ и ВСУ и проверки работы радиосистем
через штатные АФУ.
При наземной подготовке ОК на ТК и СК в соответствии с
разработанной технологией выполнялись сборочно-монтажные
и ремонтно-восстановительные работы, пневмовакуумные и
электрические испытания, огневые контрольные испытания и
транспортировочные работы, из которых наиболее сложными и
трудоемкими (в общей сложности более 50% полного объема
операций по наземной подготовке ОК в запуску) являлись элек-
трические испытания (их методика, виды и последовательность
будут рассмотрены ниже).
При сравнении схем наземной подготовки ОК к первому
(см. рис. 11.2) и последующим (см. рис. 11.4) полетам можно
заметить значительные изменения технологии наземной подго-
товки в сторону ее упрощения и сокращения технологического
времени, которые обусловлены следующими факторами:
после завершения первого полета ОК доставляется в МИК
ОК для подготовки к очередному полету уже полностью собран-
ным и до КЭИ проводятся лишь ремонтно-восстановительные
работы, замена элементов одноразового использования и восста-
новление ТЗП, что значительно уменьшает объем работ на учас-
тках ТЗП и сборки;
при отсутствии замечаний к работе ОДУ в полете отпадает
необходимость проведения ОКИ ОДУ при наземной подготовке
к последующим полетам;
не требуется проведение горизонтальных частотных испыта-
ний на участке КИС, так как амплитудно-фазовые частотные
характеристики ОК уже известны и их реальные значения под-
тверждены результатами первого полета ОК;
при положительных результатах предстартовой подготовки и
запуска ОК отпадает необходимость экспериментального
вывоза;
использование результатов анализа функционирования
бортовых систем и агрегатов ОК в полете позволяет оптимизи-
ровать объем электрических испытаний при подготовке к после-
дующему полету.
В качестве примера рассмотрим фрагмент технологического
плана подготовки ОК на одном из рабочих мест (рис. 11.5). Для
каждого этапа наземной подготовки разрабатывается сквозной
технологический план работ — сетевой график, на котором ука-
зываются полный состав работ, их продолжительность и после-
довательность проведения, а также состав расчетов и
используемая эксплуатационная документация. Контролируя ход
357
Рис. 11.5. Фрагмент технологического плана подготовки ОК на одном из рабочих
мест:
1 — время начала операции (ч, мин); 2 — номер операции; 3 — номер расчета,
подающий команду; 4 — номер расчета, выполняющий команду; 5 — содержание
операции; 6 — доклад о выполнении операции; 7 — документ на проведение
операции (инструкция по эксплуатации); 8 — время окончания операции
(ч, мин)
наземной подготовки, с помощью технологического плана
можно в любой момент времени знать критический путь прово-
димых работ и своевременно принимать необходимые корректи-
рующие меры, исключающие задержки, а также вести
перспективное и оперативное планирование наземной подго-
товки ОК.
11.4. ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ
Орбитальный корабль является исключительно сложным объ-
ектом контроля, так как в его составе имеются более 50 борто-
вых систем, большая часть которых в процессе предстартовой
подготовки и на отдельных участках полета функционируют
одновременно.
В состав бортовых систем ОК входят более 600 установочных
единиц бортовой аппаратуры, включающей свыше
1000 приборов, 1500 трубопроводов и 2500 сборок (жгутов) БКС
358
и более чем 14 000 электрических соединений (штепсельных
разъемов).
Характерной особенностью ОК как объекта контроля явля-
ется наличие в составе СУ многомашинного БЦВК с уникаль-
ным по объему и сложности программно-математическим
обеспечением. Так, только для первого полета ПМО БЦВК сос-
тавило 180 Кбайт, что позволило реализовать более 6000 команд
и 3000 алгоритмов управления бортовыми системами и обеспе-
чить с помощью развитой СКД автоматическое парирование
рассмотренных нештатных ситуаций.
При подготовке к первому полету ОК контролировалось
более 5000 телеметрических параметров бортовых систем.
Другими особенностями ОК как объекта контроля, отлича-
ющими его от одноразовых КА, являются наличие бортового
комплекса посадки, рулевых систем, посадочных устройств пла-
нера и системы управления разворотом передней стойки шасси,
которые обеспечивают посадку ОК, а также систем пожаровзры-
вопредупреждения, пожарообнаружения и пожаротушения,
обеспечивающих безопасность наземной подготовки и полета
ОК.
Разработка методики электрических испытаний такого слож-
ного объекта контроля, подготовка и непосредственное их
проведение являются очень ответственным, сложным и трудоем-
ким процессом, требующим значительных временных и матери-
альных затрат.
При разработке методики электрических испытаний бортовых
систем в составе ОК было признано необходимым проведение:
входного контроля аппаратуры бортовых систем перед уста-
новкой в ОК в лабораториях входного контроля с помощью спе-
циализированной КПА в объеме АИ, в ходе которых должны
контролироваться целость электрических цепей и сопротивление
изоляции электрически разобщенных цепей, функционирование
и допусковый контроль точностных параметров, а также устра-
няться выявленные неисправности; по результатам входного
контроля судят об исправности бортовой аппаратуры и возмож-
ности ее установки в ОК;
проверок (при подготовке к первому полету) части бортовых
систем в объеме АИ после монтажа на ОК на участке сборки;
359
комплексных электрических испытаний на ТП ОК и ТП PH,
обеспечивающих совместные проверки двух и более бортовых
систем.
Комплексные электрические испытания проводятся на соб-
ранном ОК в комплектации, соотвествующей конктретному
рабочему месту (КИС, БЭК, площадка ОКИ, МИК PH), под-
ключенными к нему КПА и НТО и включают выполнение
защитных операций, проверочных включений, основных ком-
плексных испытаний и электрических проверок при заключи-
тельных операциях (ЗАКЛ) с ОК (рис. 11.6).
Защитные операции проводятся в целях обеспечения безопас-
ности испытаний и включают контроль правильности сборки
схемы комплексных испытаний, разобщенности шин питания и
отсутствия их связи с корпусом ОК, а также исходного состо-
яния бортовых систем и (при необходимости) приведение их в
исходное состояние. Они выполняются в автоматическом
режиме средствами АПК перед началом проверок ОК на каждом
рабочем месте до подачи напряжения на бортовые шины, а
также после замены доработок бортовой аппаратуры, БКС или
наземного испытательного оборудования. При их проведении, а
также при проведении ПВ, КИ и ЗАКЛ используются система
уплотнения технологической информации и прямые
(проводные) связи АПК с бортовыми системами.
Проверочные включения проводятся в целях проверки рабо-
тоспособности отдельных бортовых систем ОК, в том числе вза-
имодействующих с' ними бортовых и наземных средств
управления, контроля, регистрации и сотрудничающих бортовых
систем (рис. 11.7). При проведении ПВ (проверок любой борто-
вой системы в режиме ПВ) используются общие бортовые сред-
ства управления и контроля: СУ, СБИ, СОТР, СЭП и СОИ-ОУ.
Основные комплексные испытания проводятся в целях
проверки правильности совместного функционирования борто-
вых систем ОК в соответствии с типовыми участками прог-
раммы полета и являются наиболее сложными электрическими
испытаниями, при проведении которых одновременно функци-
онируют почти все бортовые системы, КПА, НТО, в том числе
бортовой и наземный цифровые вычислительные комплексы.
Электрические проверки при заключительных операциях
проводятся в целях проверки технического состояния бортовых
систем ОК, окончательная комплектация которых устанавлива-
360
Наземные средства испытаний
Рис. 11.7. Взаимодействие бортовых систем и наземных средств испытаний при проведении проверочных
включений
ется при проведении заключительных операций после оконча-
ния КИ и устранения всех выявленных неисправностей
(замечаний). В процессе заключительных операций элементы
конструкции и бортовые системы после установки штатной ком-
плектации приводятся в исходное состояние, т.е. в состояние
готовности к стыковке с PH. Заключительные операции завер-
шаются контролем исходного состояния всех бортовых систем
ОК с записью на наземных телеметрических станциях.
Все разделы ПВ или КИ проводятся по типовой структуре,
которая предусматривает:
подготовку к испытаниям эксплуатационной документации
(инструкций операторам) и ПМО (для АИК и других автомати-
зированных наземных средств), пультов КПА и НТО, установку
элементов бортовых систем и конструкции ОК в исходное состо-
яние;
включение КПА и НТО, проведение их самоконтроля и обес-
печение готовности к работам с ОК;
подачу напряжения на бортовые шины питания и включение
общих бортовых средств испытаний;
включение специальных бортовых средств испытаний (аппа-
ратуры сотрудничающих бортовых систем);
проведение собственно ПВ, КИ или ЗАКЛ;
выключение специальных бортовых средств испытаний;
приведение бортовых систем в исходное состояние, выключе-
ние общих бортовых средств испытаний и снятие напряжения с
бортовых шин питания;
выключение КПА и НТО;
оформление результатов испытаний.
Разработанная методика комплексных электрических испыта-
ний бортовых систем ОК (30, ПВ, КИ, ЗАКЛ) предусматривала:
а) проведение проверок на основе принципа “от простого —
к сложному, от автономного — к комплексному”;
б) проверку:
всех контуров управления бортовыми системами;
всех штатных и предусмотренных нештатных режимов, в
которых работают бортовые системы при наземной подготовке и
в полете;
всех команд управления (СУ, СОИ-ОУ, взаимного управле-
ния между бортовыми системами), используемых на предстарто-
вой подготовке и в полете;
363
исправности встроенной СКД и всех датчиков отказов при
имитации отказов бортовой аппаратуры;
правильности функционирования всех телеметрических дат-
чиков;
всего приборного резерва и поканальности командных и фун-
кциональных трактов;
фазировки чувствительных элементов СУ (гироприборов и
датчиков ориентации);
ПМО БЦВК при совместном функционировании СУ и
бортовых систем;
работы системы управления движением в разомкнутом кон-
туре с имитацией воздействий на чувствительные элементы (дат-
чики перемещения, скорости, ускорения) встроенными и
наземными средствами контроля;
всех радиосистем на КИС при работе по закрытому радиока-
налу с использованием насадок или кабельных связей между
радиосистемами и КПА, а в БЭК — при работе радиосистем на
штатные АФУ;
всех режимов на участке КИС при подготовке к первому
полету ОК, в которых работают бортовые системы при испыта-
ниях на других рабочих местах подготовки (БЭК, площадка
ОКИ, МИК PH, МЗК, СК, ПК);
вхождения в связь радиосистем ОК с ЦУП через СР при
вывозе ОК на площадку ОКИ;
в) испытания без расстыковки БКС и снятия с ОК бортовых
приборов;
г) имитацию срабатывания элементов одноразового использо-
вания (пироклапанов, пиропатронов) без расстыковки БКС;
д) применение средств обезвешивания (исключение влияния
в земных условиях весовых характеристик) для обеспечения
проверок раскрывающихся элементов конструкции и систем,
рассчитанных на работу в условиях невесомости (створки ОПГ и
бортовые манипуляторы);
е) имитацию работы отсутствующих частей комплекса (PH,
ПГ, сотрудничающего КА) с помощью соответствующей КПА;
ж) максимальное приближение программы испытаний к
программе функционирования бортовых систем на типовых
участках полета;
з) проведение КЭИ только при номинальном значении нап-
ряжения на бортовых шинах питания с постоянным контролем
364
отсутствия замыкания бортовых шин питания на корпус ОК с
помощью АИК;
и) равномерное расходование ресурса основными и резер-
вными комплектами бортовой аппаратуры за счет соответству-
ющего проектирования программы испытаний;
к) совместные проверки систем управления ОК и PH при
подготовке ОК в составе МРКК в МИК PH, обеспечивающие
контроль правильности обмена цифровой информацией и
информацией по каналам прямого управления (проводные
связи) по вновь образованным связям, в том числе проверку
функциональных трактов управления пиросредствами разделе-
ния ОК и PH, а также работы БРТК и СБИ по открытому
каналу через АФУ PH;
л) проверку при подготовке ОК в составе МРКК в МЗК вновь
образованных электрических и пневмогидравлических связей
(после установки БМЗ ОДУ, ПГ и ЭХГ) в режиме защитных
операций без запитки шин питания ОК;
м) обеспечение безопасности наземной подготовки ОК за
счет проведения основного объема электрических испытаний до
начала заправки ОК компонентами топлива и криогенными
рабочими телами и запрета проведения электрических испыта-
ний ОК в составе МРКК после заправки в МЗК.
Методика электрических испытаний ОК при подготовке ко
второму и последующим полетам предусматривает постепенное
сокращение продолжительности цикла электрических испыта-
ний ОК за счет следующего:
использования результатов предыдущего полета ОК для пла-
нирования оптимального объема КЭИ;
исключения КИ, в которых ЭХГ работают на газообразных
компонентах;
исключения проверок на КИС режимов работы бортовых
систем, проверяемых на других рабочих местах (БЭК, площадка
ОКИ, МИК PH, МЗК, СК, ПК), а также полной проверки
приборного резерва и поканальности, кроме проверок, связан-
ных с заменой аппаратуры одноразового использования
(проверки проводятся через несколько полетов ОК);
совмещения (запараллеливания и объединения) отдельных
разделов ПВ, что уменьшает временные затраты на подготови-
тельные операции.
365
11.5. СРЕДСТВА НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКИ
Для проведения наземной подготовки ОК к запуску все
испытательные позиции ТК (ТП ОК, ТП PH, ТП МРКК) и СК
укомплектовываются КПА, специальным НТО и техническими
системами, обеспечивающими проведение в полном объеме
работ, предусмотренных технологическим планом подготовки
ОК.
При проведении входного контроля бортовых систем и подго-
товке ОК на ТК используются более 200 комплектов КПА для
проведения в автоматизированном режиме электрических и
пневмовакуумных испытаний и более 60 комплектов специаль-
ного НТО, а на СК — более 20 комплектов специальной старто-
во-пусковой аппаратуры и оборудования, обеспечивающих
проведение предстартовой подготовки ОК в автоматическом
режиме.
Основными средствами подготовки ОК, используемыми и на
ТК, и на СК являются:
контрольно-проверочная аппаратура, в состав которой входят
автоматизированный испытательный комплекс, наземный тех-
нологический комплекс системы измерений (НТК СИ), включа-
ющий средства приема, регистрации, обработки и анализа
телеметрической информации, и система централизованного
контроля параметров пневмогидросистем (СЦКПП);
технические системы, включающие систему наземного элек-
тропитания (СНЭП), наземную (жидкостную и воздушную)
СОТР, громкоговорящую, шлемофонную, телефонную и телеви-
зионную связь, средства освещения и общепромышленное обо-
рудование (отопление, водоснабжение, холодильный центр,
компрессорные и т.п.);
специальное НТО, в состав которого входят средства тран-
спортирования ОК (отдельно и в составе МРКК) и обслужива-
ния (внутреннего и наружного);
другие средства на различных РМ подготовки ОК в соответ-
ствии с их назначением.
366
Рис. 11.8. Схема подключения наземных средств испытаний к ОК на контроль-
но-испытательной станции МИК ОК
В состав наземных средств испытаний ОК входят:
на КИС (рис. 11.8) — КПА радиосистем, систем посадки, ГС
и ОДУ;
на площадке ОКИ (рис. 11.9) — системы заправки горючим и
окислителем, охлаждения гелия и обеспечения сжатыми газами,
контроля и управления заправкой;
367
ВСУ
в МЗК — комплект .заправочного и сливного оборудования
для заправки ОДУ и ВСУ высококипящими компонентами при
подготовке ОК к запуску и для слива и профилактических работ
при межполетном обслуживании ОК.
При подготовке ОК на СК (рис. 11.10) кроме средств старто-
вого сооружения используются наземные системы кондициони-
368
Рис. 11.10. Схема подключения наземных средств к ОК на СК:
1 — агрегат посадки и экстренной эвакуации экипажа; 2 — башня обслуживания
рабочих зон ОК
рования кабины экипажа и газоснабжения, заправки ОДУ
кислородом и СЭП кислородом и водородом.
Большая часть КПА, НТО и технических систем вместе с
соответствующим ПМО впервые создана специально для обес-
печения наземной подготовки ОК.
К наиболее сложным и специфическим средствам наземной
подготовки ОК относятся АИК, НТК СИ, БЭК, средства тран-
спортирования (ТА, ТУА).
253аказ192 369
Автоматизированный испытательный комплекс (рис. 11.11)
является основным средством проведения КЭИ на всех пози-
циях наземной подготовки ОК и конструктивно состоит из
управляющей ЭВМ (УЭВМ) верхнего уровня и ЭВМ нижнего
уровня, в состав которых входят ЭВМ связи с БЦВК и СУТИ,
обеспечивающие информационный обмен с СУ, и устройство
связи с бортовыми системами на базе четырех ЭВМ, а также
оперативный пульт управления (ОПУ), четыре дисплейных
модуля (ДМ), устройство быстрой печати (УБП) и устройство
печати знакосинтезирующее (УПЗ). АИК имеет схемное и прог-
раммное сопряжение с КПА и НТО некоторых бортовых систем
(ОДУ, командной радиосистемы, бортового комплекса посадки),
а также информационный обмен с НТК СИ, что обеспечивает
синхронизацию и автоматическое управление указанными сред-
ствами при проведении КЭИ.
Информационная структура АИК обеспечивает:
подготовку бортовых систем к КЭИ (подачу электропитания,
контроль исходного состояния и выведение на необходимые
режимы работы);
загрузку ПМО БЦВК;
ввод полетного задания и технологическую настройку ПМО
БЦВК на необходимые программы испытаний;
подачу команд и сигналов в бортовые системы и проведение
допускевого контроля параметров в процессе КЭИ;
имитацию работы ряда бортовых систем и приборов в полет-
ных режимах;
выдачу особо важных управляющих воздействий (УВ) в
бортовые системы по прямым (неуплотненным) линиям связи с
ОПУ, минуя БЦВК и СУТИ;
автоматический контроль замыкания бортовых шин электро-
питания на корпус ОК;
предоставление оператору ОПУ всей необходимой информа-
ции в процессе испытаний для принятия решения в случае
отклонений от штатной программы КЭИ;
документирование процесса КЭИ с привязкой к единому
времени.
Функциональные возможности АИК реализу-
ются через ОПУ и предусматривают:
штатный режим автоматического управления и допускового
контроля в соответствии с программой испытаний, размещаемой
на магнитных носителях внешней памяти АИК и запускаемой с
ОПУ;
отладочный режим, позволяющий выборочно выполнять
отдельные операции (группы операций), предусмотренные прог-
370
Рнс. 11.11. Автоматизированный испытательный комплекс и его сопряжение с бортовыми системами и КПА
Рис. 11.12. Наземный технологический комплекс системы измерений
раммой испытаний, и используемый в основном для диагнос-
тики неисправностей и исследовательских работ;
пошаговый режим, обеспечивающий пооперационное выпол-
нение программы испытаний.
Стартовая комплектация АИК, учитывая особую ответствен-
ность работ по подготовке ОК на СК, предусматривает трехкрат-
ное резервирование с введением аппаратных и программных
средств мажоритарной обработки информационных потоков.
Программное обеспечение, используемое при
испытаниях ОК и реализуемое средствами АИК, включает
общее программное обеспечение, в которое входят операцион-
ные системы, загрузочные модули ЭВМ связи с БЦВК и СУТИ,
комплекс программ общего управления испытаниями и кон-
троля технического состояния средств АИК, и специальное
программное обеспечение испытаний, которое содержит прог-
раммы испытаний, реализующие проверки систем ОК в предус-
мотренных режимах работы, разрабатываемые на языке
высокого уровня “Диполь”, ориентированном на професси-
ональных инженеров-испытателей и не требующем специальной
квалификации в вопросах программирования.
Система бортовых измерений является основным средством
контроля бортовых систем ОК при наземных испытаниях и в
полете. Обработка и анализ телеметрической информации
(в темпе приема) в процессе электрических испытаний ОК пред-
ставляют весьма сложную техническую проблему, для решения
которой был создан наземный технологический комплекс системы
измерений, служащий для приема, регистрации и автоматизиро-
ванного анализа телеметрической информации в реальном
времени испытаний ОК, а также для выдачи необходимой
информации в АИК.
В состав НТК СИ (рис. 11.12) входят широкополосные линии
связи, наземные станции приема и регистрации телеметричес-
кой информации, универсальные ЭВМ и специальные вычисли-
тельные средства, средства отображения и документирования
принятой информации, средства синхронизации работы НТК
СИ и АИК, а также значительное по объему ПМО.
Широкополосные линии связи обеспечивают
передачу информации по высокочастотному и видеочастотному
каналам, а наземные станции — прием полных потоков телемет-
рической информации с регистрацией на магнитную ленту и
оперативным отображением на графических устройствах.
Универсальные ЭВМ обрабатывают поступающую с
наземных станций телеметрическую информацию по заранее
заданным алгоритмам и накапливают результаты обработки на
магнитных дисках (МД) и магнитных лентах (МЛ).
373
Специальные вычислительные средства
обеспечивают информационный обмен СБИ с АИК в темпе
испытаний, синхронизацию работы НТК СИ и АИК, а также
передачу информации от СБИ и АИК в центральную ЭВМ.
Центральная ЭВМ выполняет автоматизированный
анализ необходимого объема ТМИ в темпе испытаний (с после-
дующим анализом ее полного потока) и выдает результаты ана-
лиза на средства отображения и документирования.
Средства отображения и документирова-
ния — дисплейные модули, графопостроители и печатающие
устройства — служат для отображения и документирования
результатов комплексного анализа функционирования бортовых
систем и агрегатов ОК, а также (в темпе приема) для отображе-
ния результатов обработки ТМИ.
Для автоматизированной обработки, анализа, отображения и
документирования ТМИ в центральной ЭВМ формируется
общая база данных на основе частных баз данных, вводимых с
персональных ЭВМ (ПЭВМ).
В целом НТК СИ с быстродействием более 7 • 106 операций в
секунду обеспечивает прием и регистрацию потоков ТМИ с
информативностью более 500К бит/с.
Безэховая камера (участок БЭК МИК ОК) является уникаль-
ной в своем роде. Современные линии связи потребовали осна-
щения ОК такими антенными системами, как АФАР. Она
состоит из собственно излучателей и модулей, включающих уси-
лители мощности в передающем тракте и малошумящие усили-
тели в приемном. Испытания АФАР традиционными методами
(работа по закрытому каналу через кабель, применение антен-
ных насадок и т.п.) не позволяют измерить такие характерис-
тики, как плотность потока мощности, сканирование, уровни
пересечения соседних лучей диаграммы направленности и элек-
тромагнитная совместимость. Для их измерения необходимы
испытания радиосистем по открытому каналу, т.е. в специаль-
ном помещении, имитирующем для радиоизлучения условия
свободного пространства. Таким помещением и является безэхо-
вая камера, представляющая собой сооружение прямоугольной
формы размерами 60x40x30 м, внутренняя поверхность
которой, включая пол и потолок, покрыта широкодиапазонным
радиопоглощающим материалом на основе феррита, позволя-
ющим проводить испытания радиосистем КВ-, УКВ- и
СВЧ-диапазонов с уровнем безэховости во всех упомянутых
диапазонах не хуже —15дБ. Конструкция БЭК обеспечивает
также биологическую защиту обслуживающего персонала от
СВЧ-излучения большой мощности.
374
В целом комплекс средств наземной подготовки ОК, в основе
которого лежит взаимодействие цифровых вычислительных
машин, автоматики и электроники, по своему составу и слож-
ности не уступает самому ОК.
Технические решения, принятые учеными и инженерами при
проектировании комплекса средств наземной подготовки ОК,
полностью себя оправдали, что подтвердило результаты назем-
ной подготовки ОК к первому полету.
11.6. ПОДГОТОВКА ОК К ЗАПУСКУ
11.6.1. Организация наземной подготовки
К началу работ с ОК на космодроме Байнокур было создано
оперативно-техническое руководство, решения которого были
обязательны для исполнения всеми предприятиями не только на
космодроме Байконур, но и на основных производственных
базах предприятий — участников работ по созданию ОК.
Оперативно-техническое руководство рассматривало самые
разноообразные вопросы, в том числе выполнение технологи-
ческого графика подготовки и запланированных работ, состо-
яние комплектации и сборки, заключения по результатам
анализа забракованной на испытаниях бортовой аппаратуры, а
также принимало технические решения до доработкам матери-
альной части и о необходимом объеме ее переиспытаний после
доработки или замены и по результатам проведенных работ на
каждом рабочем месте давало разрешения на продолжение под-
готовки ОК на следующем рабочем месте (или позиции) в соот-
ветствии с технологическим планом.
Высокая эффективность деятельности оперативно-техничес-
кого руководства в организации, координации и управлении
многочисленными коллективами, принимавшими участие в
работах по наземной подготовке ОК, объяснялась его большим
авторитетом, правильным выборам организационных форм и в
особенности жестким контролем за выполнением всех поруче-
ний и графиков работы.
Бригады сборщиков, конструкторов, разработчиков и испыта-
телей вели работы с ОК круглосуточно. На заключительном
этапе наземной подготовки ОК после его стыковки с PH к граж-
данским специалистам подключились военные испытатели. Все
особо ответственные работы проводились под тройным контро-
лем, т.е. выполнение каждой операции контролировалось однов-
ременно гражданскими и военными специалистами с
соответствующей регистрацией в бортовых журналах испытаний.
375
Необходимо отметить, что большая помощь при наземной
подготовке ОК была оказана специалистами многих предпри-
ятий, обеспечившими по запросам с космодрома оперативное
решение срочных вопросов, включая теоретические проработки,
проведение экспериментов, проверку на стендах правильности
доработок материальной части и коррекции ПМО, а также
проведение исследований по выяснению причин отказов забра-
кованных приборов. Все эти сведения передавались по специ-
альным каналам телефонно-телеграфной связи и по
фототелеграфу.
При завершении наиболее важных этапов наземной подго-
товки ОК решения о продолжении работ по технологическому
плану принимали Совет главных конструкторов и Государствен-
ная комиссия, работавшие на космодроме Байконур.
11.6.2. Наземная подготовка ОК на техническом
комплексе
После завершения основного объема сборочно-монтажных
работ ОК был передан для проведения предварительного цикла
электрических испытаний на участки КИС и БЭК, чтобы, не
дожидаясь полной комплектации и досборки ОК, как можно
раньше выявить замечания к бортовой аппаратуре, наземному
испытательному оборудованию, ПМО и эксплуатационной доку-
ментации. Это позволило, не теряя времени, провести необходи-
мые доработки и переиспытания параллельно с
доукомплектацией и досборкой ОК.
К моменту завершения полного доукомплектования и дос-
борки ОК были проведены предварительные электрические
испытания с имеющейся комплектацией в объеме 30, ПВ и КИ
на рабочих местах КИС и БЭК, причем выявленные замечания
были устранены с проведением необходимого объема перепро-
верок.
После окончания досборки с 15 октября 1987 г. по 15 февраля
1988 г. был проведен штатный цикл испытаний ОК на КИС и в
БЭК.
Для подготовки к работам на площадке ОКИ были штатно
подключены и проверены в БЭК АФУ радиосистем.
Далее работы с ОК были продолжены на площадке ОКИ, где
с 15 февраля по 25 апреля 1988 г. проводились ОКИ ОДУ и
ВСУ, а также проверялся канал информационного обмена ради-
осистем ОК с ЦУП через СР.
Все испытания закончились успешно с первого раза и больше
не повторялись.
376
11.6.3. Экспериментальный вывоз ОК в составе
МРКК на стартовый комплекс
В соответствии с технологическим планом подготовки ОК к
первому полету после окончания испытаний на площадке ОКИ
была выполнена программа экспериментального вывоза ОК в
составе МРКК на СК, работы по которой были закончены
19 июня 1988 г., при этом МРКК находился на СК с 19 мая по
19 июня 1988 г.
По программе экспериментального вывоза были выполнены:
механическая и электрическая стыковки ОК и PH на ТП PH;
совместные проверки ОК и PH на ТП PH;
транспортирование МРКК на СК с помощью ТУА;
штатные работы с ОК в составе МРКК (без заправки компо-
нентами топлива) на СК при участии всех технических средств,
используемых при подготовке и запуске, в том числе средств
СК, полигонного измерительного комплекса (ПИК), НТК СИ,
ЦУП, системы космической связи, НКУ и ПК.
Кроме того, за период работ с ОК в составе МРКК на СК
были проведены несколько комплексных тренировок, которые
проводились в целях отработки взаимодействия расчетов на всех
участках предстартовой подготовки с имитацией нештатных
ситуаций, а также на участках выведения и при посадке (отра-
ботка действий расчетов при маневре возврата ОК с посадкой на
ПК ОК); проверки совместной работы технических средств сос-
тавных частей МРКК; проверки надежности и качества каналов
и средств связи и качества эксплуатационной документации.
В комплексных тренировках участвовали расчеты и техничес-
кие средства СК и ПК, НТК СИ, летающая лаборатория
Ту-154ЛЛ и самолет сопровождения МиГ-25, ЦУП и НКУ, сред-
ства космической связи (спутник-ретранслятор), комплексный
моделирующий стенд в НПО “Энергия” и служба метеорологи-
ческого обеспечения космодрома Байконур. На ПК ОК для
отработки действий расчетов после посадки ОК использовались
макетно-технологический полноразмерный аналог ОК и штат-
ный комплекс средств наземного обслуживания.
После каждой комплексной тренировки оформлялся отчет, в
котором отражались полнота выполнения поставленных задач,
выявленные замечания к материальной части, ПМО и эксплу-
атационной документации, степень подготовленности опера-
торов, перечень мероприятий по устранению выявленных
замечаний и предложения по совершенствованию подготовки
расчетов.
При проведении работ по программе экспериментального
вывоза были выявлены некоторые замечания, в том числе к
377
устойчивости информационного обмена между БЦВК СУ ОК и
БЦВК КАУ PH, к ПМО средств обработки и анализа ТМИ,
размещенных в информационно-вычислительном центре (ИВЦ)
ПИК и в ЦУП, которые были устранены до штатной стыковки
ОК “Буран” с PH “Энергия”.
11.6.4. Завершение наземной подготовки на
техническом комплексе
К моменту окончания работ с ОК по программе эксперимен-
тального вывоза на испытательных базах и стендах головных
предприятий-разработчиков была завершена эксперименталь-
ная отработка. По результатам огневых технологических испыта-
ний (в филиале НПО “Энергия”) была выявлена необходимость
доработки ОДУ и ПМО (алгоритмов управления ОДУ). После
завершения отработки на аналого-цифровом комплексе, модели-
рующих и полноразмерном комплексном стендах на космодром
Байконур было доставлено штатное (летное) ПМО БЦВК. В
связи с этим, а также для устранения ранее выявленных при
работах на ТК замечаний оперативно-техническое руководство
приняло решение об отстыковке ОК от PH и проведении необ-
ходимых работ на ТП ОК.
С 20 июня по 26 августа 1988 г. на ТП ОК была доработана
ОДУ, устранены все ранее выявленные замечания и проведены
дополнительные КЭИ со штатным ПМО БЦВК, проверки в
БЭК после подключения штатных АФУ, а затем заключительные
операции на участке КИС, в результате чего была получена
готовность ОК к стыковке с PH. Всего по результатам испыта-
ний (АИ и КЭИ) и по техническим решениям было доработано
или заменено свыше 300 бортовых приборов.
Рассмотрев результаты подготовки ОК на ТП ОК (объем
выполненных работ, результаты анализа и устранения выявлен-
ных замечаний, заключения по всем забракованным приборам,
завершение экспериментальной отработки, готовность ОК к
стыковке с PH), оперативно-техническое руководство приняло
решение о транспортировании ОК в МИК PH на ТП PH и о
проведении его стыковки с PH.
После стыковки ОК с PH, совместных электрических испы-
таний и подготовки к транспортированию МРКК на ТУА из
МИК PH в МЗК 13 сентября 1988 г. было принято решение о
транспортировании МРКК в МЗК на ТП МРКК и проведении
заправочных работ с ОК.
С 13 сентября по 10 октября 1988 г. в МЗК баки ОДУ были
заправлены горючим, баки ВСУ — рабочим телом и газообраз-
ным азотом, блоки хранения и подачи СОТР — аммиаком, бал-
378
Таблица 11.2
График подготовки ОК к первому запуску
Операция наземной подготовки Календарное время
Окончание монтажно-сборочных работ Испытания на участках КИС и БЭК в МИК ОК Подготовка и проведение ОКИ ОДУ и ВСУ Заключительные операции в МИК ОК Стыковка и совместные испытания ОК с PH в МИК PH перед экспериментальным вывозом Экспериментальный вывоз ОК в составе МРКК на СК Доработка ОДУ, переиспытания и заключительные операции Штатная стыковка и совместные испытания ОК с PH в МИК PH Заправка топливом и заключительные операции с ОК в составе МРКК в МЗК Подготовка ОК в составе МРКК на СК к запуску Запуск МРКК “Энергия”—“Буран” 15.10.87 15.10.87 - 15.02.88 15.02.88 - 25.04.88 25.04.88 - 09.05.88 09.05.88 - 19.05.88 19.05.88 - 19.06.88 19.06.88 - 29.08.88 29.08.88 - 13.09.88 13.09.88 - 10.10.88 10.10.88 - 15.11.88 15.11.88
лоны системы наддува и разгерметизации кабины экипажа и
СВО—воздухом (водой баки СВО были заправлены при проведе-
нии заключительных операций на участке КИС в МИК ОК),
секции баллонов СПВП—азотом, а также установлены химичес-
кие источники тока в ОПГ. В МЗК были также проведены зак-
лючительные операции с PH. График подготовки ОК к первому
запуску приведен в табл. 11.2.
Всего за время подготовки ОК на ТК и при проведении прог-
раммы экспериментального вывоза на СК. было выявлено и
устранено около 15 000 замечаний к материальной части ОК,
наземному испытательному и технологическому оборудования,
бортовому и наземному ПМО, эксплуатационной документации,
работе операторов.
Рассмотрев результаты наземной подготовки ОК и PH на ТК,
готовность СК, всех технических средств, эксплуатационной
документации и расчетов, Государственная комиссия приняла
решение о вывозе ОК “Буран” в составе МРКК на СК для
проведения предстартовой подготовки и запуска. Запуск был
намечен на 29 октября 1988 г.
11.6.5. Подготовка ОК на стартовом комплексе и
запуск
10 октября 1988 г. четыре тепловоза доставили ТУА с МРКК
общей массой около 3500 т на СК, где сверхмощные домкраты
ТУА подняли и установили МРКК в вертикальное положение в
379
стартовое сооружение. С этого момента начались работы по тех-
нологическому графику подготовки ОК и PH к запуску.
Стартовый комплекс с установленным МРКК и подведенной
к ОК башней обслуживания представляет собой впечатляющее
зрелище, особенно в вечернее и ночное время, когда освещается
670 мощными прожекторами. 60-метровая PH и ОК кажутся
небольшим на фоне диверторов — молниеотводов высотой
225 м. Под ракетой-носителем находится шахта диаметром
около 20 м, имеющая три бетонных газохода глубиной 23 м,
расходящихся под углом 120° друг к другу. В подземных соору-
жениях стартовой позиции, не имеющих аналогов, глубоко под
землей размещаются наземное оборудование, вычислительная
техника, источники тока, пневмо- и гидрокоммуникации, а
также рабочие места операторов, участвующих в предстартовых
проверках.
Многоразовый ракетный космический комплекс уникален:
его стартовая масса составляет 2400 т, из которых 2000 т прихо-
дится на ракетное топливо, а 100 т — на ОК, при этом суммар-
ная тяга ракетных двигателей PH “Энергия” равна 3600 тс у
Земли. Для сравнения стартовая масса PH с космическим кораб-
лем “Союз ТМ” составляет 300 т, из которых 7т — масса КК,
что в 8 и 14 раз меньше соответствующих массовых характерис-
тик МРКК.
С 10 по 26 октября 1988 г. проводились круглосуточные
проверки всех систем и средств СК, PH и ОК.
После подстыковки всех электрических связей, Пневмо- и
гидрокоммуникаций к переходному стыковочному блоку (ПСБ)
ОК были проверены правильность и надежность стыковки.
Далее в соответствии с технологическим планом был прове-
ден контроль исходного состояния бортовых систем ОК с регис-
трацией, анализом и оценкой на средствах АИК и СЦКПП
(расположенных в подземном командном пункте, удаленном от
СК на 5 км), а также на средствах НТК СИ, наземных измери-
тельных пунктов (НИП) и информационно-вычислительного
центра. НИП и ИВЦ, входящие в состав полигонного измери-
тельного комплекса, оснащены современной вычислительной
техникой, позволяющей в темпе приема обрабатывать и анали-
зировать ТМИ, а также передавать результаты обработки и ана-
лиза по широкополосным каналам связи (ШКС) на средства
отображения командного пункта.
По результатам контроля исходного состояния бортовых сис-
тем ОК (первый подэтап подготовки на СК) было разрешено
проведение контрольного набора стартовой готовности ОК
(второй подэтап подготовки на СК). Его особенностью является
выполнение всех операций в схеме информационного обмена,
380
СР
ЦУП
МИК PH
тми
НТК СИ
МИК ок
I Средства заправки ]
ШКС(ТНИ)
I СЦКПП I 1на~кау №асу скЫ~лЙк~1 | снэПП
* 7 ------lje
*4 Средства отображения информации
Командный пункт
ШКС(ТМИ>
со
оо
Рнс. ПЛЗ. Схема информационного обмена при предстартовой подготовке ОК
соответствующей штатной предстартовой подготовке ОК
(рис. 11.13) и штатной циклограмме предстартовой подготовки
ОК (рис. 11.14) с использованием специального технологичес-
кого ПМО, позволяющего блокировать выполнение необрати-
мых операций, проводимых непосредственно перед запуском ОК
(например, подготовка ОДУ, запуск ВСУ, переход на бортовые
источники питания, отвод переходного стыковочного блока ОК
и т.п.), причем все наземные и космические средства связи,
автоматизированные средства управления и контроля, расчеты
операторов работали в штатной схеме, как при запуске ОК. В
процессе контрольного набора готовности ОК к запуску имити-
ровались нештатные ситуации, связанные с отклонениями в
работе одной из бортовых систем ОК и с незапуском двигатель-
ных установок PH (непрохождением команды “Контакт подъ-
ема”)» проверялись работа бортовой автоматики по их
парированию, а также обеспечение безопасности работ и психо-
логическая подготовка операторов к действиям в экстремальных
условиях.
На стадии проектной разработки за основу безаварийности
работ с ОК на СК и безопасности их проведения как для учас-
тников работ (включая членов экипажа), так и для ОК были
приняты высокая надежность бортовых систем и наземных сред-
ств, тщательная разработка и отработка технологического плана
и эксплуатационной документации, высокая дисциплина выпол-
нения требований инструкций и тройной контроль за выполне-
Подготовка к I участку 1 участок Плановый перерыв /7 участок Ш участок [V участок
1. Включение бортовых систем- включение и настройка СУТИ; подача элект- ропитания на бор- товые шины; включение СТР, включение СУ (БЦВК); подготовка к работе СВИ. 2.Включение СПВП. 3. Контроль исход- ного состояния бортовых систем. 4. Проверка ВСУ. 53агр уз к а ПМО и полетного за- дания в БЦВК. 1 Синхронизация бортового и мос- ковского времени. 2 . Подготовка СУ. 3 Включение ра- диопередатчиков СБИ. 4 Набор режимов СТР,СГССНиР,СВО,СШ 5 Проверка функ- ционирования трактов рулевых машин ОДУ. 6 . Разгон гиромо торов ГСП. L Подготовка СУД. 2. Подготовка ОДУ. 3 Работа радио- систем на вынос- ную антенну. 4 Включение РОУВД. 5 Контроль включенных бор- товых систем. 13агрузка 0 БЦВК оператив- ных данных ме- теоусловий на посадку. 2. Включение радиосистем по- садки. 3. Переключение радиопередатчи- ков СБИ на рабо- ту через Ату PH. 4. Выдача^ раз- решающей ко- манды на запуск (V участка. 13апуск JVyya- стка по команде „ПДУ" от PH. 2 Включение ГК и запуск ВСУ. 3. Подача элект ропитания на шины пиро- средств 4 Переход с на- земного питания на бортовое. 5. Окончание точного приве- дения ГСП, пере- ход на силовую стабилизацию. 6. Отделение ПСБ (КП).
Команда „АПП' за 51 с до КП 29.10.88r
Рис. 11.14. Циклограмма предстартовой подготовки ОК
382
нием каждой операций, а также необходимый уровень подготовки
операторов и персонала, участвующих в работах на СК.
На всех участках ПСП (см. рис. 11.14) с участием бортового и
наземного ПМО (БЦВК, АИК) проводился постоянный кон-
троль правильности запуска и исполнения режимов работы
бортовых систем в соответствии с циклограммой ПСП, состо-
яния бортовых систем в соответствии с директивной логикой
управления на ПСП, а также дополнительный контроль состо-
яния бортовых систем (БС) бортовыми и наземными средствами
телеметрии (см. рис. 11.13).
Правильность работы бортовых систем оценивалась по состо-
янию признаков и сигналов средствами БЦВК. При несоответ-
ствии хотя бы одного из них ожидаемым значениям был бы
сформирован обобщенный системный признак “Нет нормы БС”.
БЦВК проводил постоянный опрос всех системных обобщен-
ных признаков в соответствии с временной циклограммой на
каждом участке ПСП и в случае “не нормы” хотя бы одного сис-
темного признака должен был сформировать и передать в АИК
обобщенный признак “Нет нормы”. Далее автоматически дол-
жна была запускаться программа диагностики из АИК, которая
опрашивала бы состояние всех обобщенных системных призна-
ков, выявляла неисправную бортовую систему и конкретный
параметр, который сформировал в конечном итоге признак “Нет
нормы”, с выдачей результатов диагностики на модуль индика-
ции оперативного пульта управления АИК. Если признак “Нет
нормы” формировался бы при проведении подготовки ОК на
I...III участках ПСП (см. рис. 11.14), то программа ПСП продол-
жалась бы, а контроль неисправной бортовой системы автомати-
чески блокировался бы в целях обеспечения запуска программы
диагностики остальных бортовых систем. В такой ситуации воз-
можность продолжения ПСП определялась бы по результатам
анализа информации, полученной на АИК и средствах отобра-
жения ТМИ, а решение принималось бы до начала IV участка
ПСП.
При возникновении подобной ситуации на IV участке ПСП
автоматически реализовался бы один из двух алгоритмов:
первый — если нештатная ситуация возникала до перехода с
наземного на бортовое питание ОК (за 80 с до КП), запускалась
программа перевода бортовых систем в состояние, соответству-
ющее началу III участка ПСП, и по результатам имеющейся
информации о состоянии ОК и PH принималось решение либо
о продолжении ПСП с начала III участка, либо о прекращении
ПСП ОК и МРКК в целом, и второй — если нештатная ситу-
ация возникала после перехода с наземного на бортовое питание
ОК, запускалась программа выключения бортовых систем с
выдачей соответствующей информации в наземную аппаратуру
383
КАУ PH и в автоматизированную систему управления СК (сиг-
нал “Прекращение подготовки ОК”), в результате чего происхо-
дили бы автоматический отбой запуска двигательных установок
PH и выключение бортовых систем ОК.
В процессе разработки эксплуатационной документации и
ПМО БЦВК и АИК для ПСП ОК был проведен анализ возмож-
ных нештатных ситуаций в бортовых системах и наземных сред-
ствах подготовки. По его результатам было признано
необходимым автоматически контролировать и парировать сред-
ствами БЦВК возможные нештатные ситуации на I...III учас-
тках в 16 бортовых системах (600 параметров и признаков), на IV
участке — в 12 бортовых системах (430 параметров и признаков),
а за 80 с до КП — только в 6 основных бортовых системах.
Другие бортовые системы, участвующие в ПСП, контролирова-
лись средствами АИК, СЦКПП, ИВЦ и ЦУП без автоматичес-
кого парирования нештатных ситуаций.
При последующих запусках ОК признано целесообразным
автоматически контролировать и парировать возможные нештат-
ные ситуации уже в 28 бортовых системах (800 параметров и
признаков).
Автоматическое прекращение предстартовой подготовки ОК
реализуется кроме рассмотренных случаев и при возникновении
нештатных ситуаций в PH или наземных средствах СК при
отклонениях в их работе, препятствующих запуску МРКК. В
таких ситуациях сигнал “Прекращение подготовки PH” посту-
пает от наземной аппаратуры КАУ PH в ОК и АИК и запускает
циклограмму в соответствии с алгоритмами реакции БЦВЖ на
нештатные ситуации.
Кроме того, во время ПСП широко используются технологи-
ческие телевизионные камеры, с помощью которых операторы
безопасности наблюдают за стартовым сооружением, элемен-
тами ОК и PH, контролируют процесс заправки топливом и
запуск двигательных установок PH. В случае возникновения
предаварийной пожароопасной ситуации по докладу операторов
безопасности принимаются меры к эвакуации расчетов (а при
пилотируемых пусках и экипажа) и спасению материальной
части (PH, ОК и СК).
26 октября 1988 г. после докладов о готовности ОК, PH, СК,
ПИК, ЦУП, средств связи и расчетов и о метеорологическом
прогнозе на ближайшие дни Государственная комиссия приняла
решение о запуске ОК “Буран” 29 октября 1988 г. в 6 ч 23 мин
московского времени. Расчетам, участвующим в ПСП, был
предоставлен отдых.
В соответствии с циклограммой ПСП (см. рис. 11.14)
28—29 октября 1988 г. были проведены операции по программе
третьего подэтапа ПСП — включены общие и специальные
384
средства ОК, проведена загрузка ПМО БЦВК и полетного зада-
ния, включены бортовые системы по программам 1, II и III учас-
тков ПСП и по команде из КАУ PH в СУ ОК запущена
программа IV участка. С этого момента БЦВК осуществлял пос-
тоянный автоматический контроль за нештатными ситуациями в
бортовой аппаратуре ОК. В соответствии с программой IV учас-
тка ПСП были сняты блокировки отвода ПСБ, закрыты створки
СНВП, включены рулевые системы, запущена ВСУ и запитаны
шины пиротехнических средств.
За 80 с до КП питание ОК было переведено с наземного на
бортовые химические источники тока, за 70 с до КП окончилось
точное приведение ГСП с переходом на силовую стабилизацию,
а за 57 с до КП было снято электрическое питание с ЭВМ ниж-
него уровня АИК, установленных в подстартовом сооружении.
Оставалось отвести ПСБ по команде из КАУ PH, но за 51 с
до КП из КАУ PH в СУ ОК и АИК поступила команда “Аварий-
ное прекращение подготовки PH” (“АПП”), по которой системы
ОК были автоматически приведены в исходное состояние и- вык-
лючены со снятием бортового питания.
Учитывая создавшуюся ситуацию, Государственная комиссия
приняла решение отложить старт и слить низкокипящие компо-
ненты топлива из ОК и PH. Через 5 ч перекачка жидких водо-
рода и кислорода из баков PH и ОК в шаровые хранилища была
закончена и к МРКК были подведены средства обслуживания.
Внешний осмотр PH и анализ протоколов подготовки, видеоза-
писей технологического телевидения, эксплуатационной доку-
ментации позволили достаточно быстро выяснить причину
прекращения предстартовой подготовки: несвоевременный
отвод платы системы азимутального наведения PH. Принятыми
техническими мерами (с проверкой их эффективности на экспе-
риментальной установке и при пробных отводах платы от PH
“Энергия”) этот дефект был устранен. Одновременно пополня-
лись запасы топлива в хранилищах, периодически проверялось
исходное состояние бортовых систем ОК и PH, проводился пол-
ный анализ протоколов ПСП и ТМИ, визуально-оптическим и
тепловизионным методами контролировалась исправность теп-
лозащитного покрытия ОК.
На заседании Государственной комиссии были рассмотрены
причины отмены запуска, достаточность принятых мер по их
устранению, результаты анализа всех замечаний, имевших место
при проведении ПСП 29 октября 1989 г., и после докладов о
готовности к повторному запуску принято решение о проведе-
нии повторной ПСП и запуска 15 ноября 1988 г.
На этот раз предстартовая подготовка и запуск ОК “Буран”
прошли успешно.
26 Заказ 192
ПОСАДОЧНЫЙ КОМПЛЕКС
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
12.1. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ
Посадочный комплекс ОК “Буран” на космодроме Байконур
предназначен для посадки ОК как в ручном (с участием
экипажа), так и в автоматическом (без участия экипажа) режиме.
Решение этой задачи потребовало проведения автономных
экспериментальных испытаний всех систем ПК и комплексных
испытаний ПК в целом в условиях, приближенных к реальным.
В соответствии с программой комплексных испытаний ПК
были проведены общие (межведомственные) испытания ПК, по
Своим организационно-техническим принципам максимально
приближенные к реальному обеспечению спуска, посадки и пос-
леполетного обслуживания ОК, с использованием самолета-ла-
боратории Ту-154ЛЛ, выполнявшего полеты с высоты 10 км в
автоматическом режиме до касания ВПП по одной из возмож-
ных траекторий ОК, при обеспечении наведения как самолета
Ту-154ЛЛ, так и самолета сопровождения МиГ-25.
Посадочный комплекс представляет собой специальный
(внеклассный) аэродром, в состав которого входят летное поле
со специальной взлетно-посадочной полосой, служебно-техни-
ческие сооружения для обслуживания ОК, самолетов транспор-
тной авиации и летающих лабораторий, здания и сооружения
аэродрома и площадки для установки оборудования, технологи-
ческие системы приема и обслуживания ОК, средства содержа-
ния и обслуживания аэродрома и технического обслуживания
самолетов и вертолетов, а также инженерные сети, коммуника-
ции и технические системы, обеспечивающие работу технологи-
ческого оборудования и деятельность персонала.
Летное поле ПК ОК аналогично летному полю аэродрома
1-го класса. Оно включает летную полосу, рулежные дорожки,
места стоянки самолетов и площадку для списания девиации.
386
Летная полоса состоит из ВПП с покрытием из арми-
рованного монолитного бетона повышенной прочности
(ИВПП), грунтовой ВПП (ГВПП), концевых (КПБ) и боковых
(БПБ) полос безопасности.
В сравнении с аэродромом 1-го класса ИВПП ПК имеет
гораздо большие размеры (длину 4500 м и ширину 84 м), опреде-
ленные требованиями и спецификой посадки ОК, отличными от
посадки обычных самолетов, и позволяет выполнять взлеты и
посадки всех существующих типов самолетов с максимальной
взлетной массой до 650 т. Ее поверхность имеет двускатный
симметричный поперечный профиль для стока талой и дождевой
воды и столь незначительные продольные уклоны, что можно
считать ее практически ровной. В настоящее время ВПП ПК по
своим размерам, прочности и ровности является одной из
лучших в России.
В 50 м от ИВПП параллельно ей расположена ГВПП, име-
ющая прочность грунта поверхности порядка 12 МПа и позволя-
ющая выполнять аварийные Посадки самолетам транспортной
авиации и другим самолетам в аварийных ситуациях.
В целях обеспечения безопасности при аварийном выкатыва-
нии ОК или самолетов за пределы ИВПП предусмотрены
50-метровые БПБ, примыкающие к краям ИВПП, и КПБ с
асфальтобетонным покрытием длиной 500 и шириной 90 м каж-
дая с обоих направлений посадки.
Рулежные дорожки обеспечивают буксировку ОК, а
также самолетов и их руление на тяге собственных двигателей.
Магистральная рулежная дорожка, расположенная параллельно
ИВПП, соединяется с ней двумя соединительными рулежными
дорожками. Система рулежных дорожек обеспечивает букси-
ровку ОК на площадку перегрузки, руление самолетов к месту
стоянки и на ВПП. Для самолетов со специальной конструкцией
шасси (самолет ЗМ-Т) вдоль всех рулежных дорожек предусмот-
рены специальные дорожки для колес подкрылевых консольных
стоек.
Место стоянки площадью 410x180м2 служит для
размещения и обслуживания самолетов. Оно построено из сбор-
ных железобетонных плит и имеет в покрытии реперные
маркеры, обеспечивающие геодезическую привязку самоле-
тов-лабораторий к посадочной системе координат для юсти-
ровки их систем управления при проведении испытательных
полетов по отработке автоматической посадки.
В районе летного поля вблизи места стоянки расположена
специальная площадка для списания девиации
навигационного оборудования самолетов (круг девиации).
26*
387
На И ВПП и в зонах воздушных подходов предусмотрена
дневная маркировка, которая наряду с обычными элементами,
соответствующими аэродромам 1-го класса, имеет глиссадные
знаки в виде ромба для визуальной ориентации экипажа ОК при
заходе на посадку, знаки для обозначения центра ИВПП,
выполненные в виде трех поперек расположенных ромбов, и
обозначение зоны фиксированного приземления ОК — две
широкие полосы на удалении 750 м от торца ИВПП.
Для посадки ОК в ручном режиме управления, взлета и
посадки самолетов в ночное время суток на ИВПП и в зонах
подхода установлены светосигнальные средства посадки,
которые состоят из серийного оборудования “Свеча-ЗМ”, обыч-
ного для аэродромов 1-го класса. Светосигнальное оборудование
ВПП соответствует действующим нормам. Однако имеются
отличия, учитывающие особенности посадки ОК: исключены
осевые огни на ИВПП и дополнены импульсные огни со вто-
рого направления посадки.
Служебно-технические сооружения размещаются на площад-
ках перегрузки, ожидания, слива компонентов топлива, а также
в технической зоне обслуживания.
Площадка перегрузки с уникальным 100-тонным
подъёмно-установочным агрегатом служит для погрузки ОК на
ТА и перегрузки ОК. и элементов МРКК на самолеты-транспор-
тировщики ЗМ-Т и Ан-225 “Мрия”.
Площадка ожидания предназначена для размещения
на ней мобильных средств комплекса послеполетного обслужи-
вания (КПО) ОК в высокой степени готовности, в число
которых входят:
гаражная группа специальных машин для размещения и тех-
нического обслуживания мобильной техники КПО в составе
отапливаемых гаражей-стоянок, автозаправочной станции, пло-
щадок и эстакад технического осмотра и мойки автомобилей,
склады запасных частей, очистных сооружений и т.п.;
домик экипажа для послеполетного отдыха, медицинского
контроля, медико-диагностических исследований и послеполет-
ной реабилитации.
Площадка слива компонента топлива
используется для размещения на ней технологических систем
слива водорода и кислорода из баков СЭП ОДУ. Она включает:
технологический корпус с оборудованием систем контроля
содержания кислорода и водорода в воздухе помещений ком-
прессорной станции, дистанционным управлением сливом кис-
лорода и водорода, а также компрессорной и ресиверной
системами обеспечения сжатыми газами;
388
корпус подготовки коммуникаций с оборудованием нейтра-
лизации съемных коммуникаций систем слива водорода и кис-
лорода;
заглубленное здание пневмощитов с пневмощитами систем
слива, над которыми размещается площадка для установки ОК
при проведении операций слива;
сооружение для систем сбора сливаемого кислорода;
колонки приема аргона, сжатых газов и площадки дренажа
водорода.
Техническая зона обслуживания самолетов
предназначена для размещения оборудования по содержанию и
эксплуатации аэродрома, для послеполетного обслуживания и
предполетной подготовки самолетов. Она включает:
парк аэродромно-эксплуатационных машин для размещения
и технического обслуживания автотракторной и авиационной
техники в виде комплекса сооружений, аналогичного гаражной
группе специальных машин;
базово-расходный склад горючего и смазочных материалов
для приема и хранения топлива и заправки им передвижных
средств заправки, который оборудован резервуарами и складами
хранения горючего и смазочных материалов, насосной станцией,
железнодорожной сливоналивной площадкой, площадкой для
топливных сепараторов и фильтров, лабораторией для анализов
горючего и смазочных материалов и другими вспомогательными
сооружениями;
площадку дежурных специальных машин, расположенную в
непосредственной близости от места стоянки самолетов, на
которой размещаются автомобильная специальная техника по
обслуживанию самолетов во время подготовки и проведения
полетов на ПК, а также технические здания и сооружения для
наземного оборудования радиотехнических систем навигации,
посадки и управления воздушным движением ОК и самолетов,
соединенные между собой автомобильными дорогами с твердым
покрытием;
пожарное депо для размещения пожарных автомобилей
АА-60 на базе автомобилей “Ураган”.
Имеющееся административное здание используется для
размещения и отдыха обслуживающего персонала, испытатель-
ных бригад и представителей предприятий-изготовителей и
разработчиков агрегатов и систем ПК.
Инженерные сети, коммуникации и технические системы
используются для обеспечения бесперебойного водо-, тепло- и
электроснабжения и канализации всех зданий и сооружений ПК
в целях создания комфортных условий обслуживающему персо-
389
налу и функционирования технологического оборудования при
круглосуточной работе в любое время года.
Электроснабжение комплекса осуществляется по линиям
электропередачи от двух независимых источников, а также от
автономной дизельной электростанции мощностью 2x500 кВт.
12.2. СРЕДСТВА И ОБОРУДОВАНИЕ
Посадочный комплекс для решения возложенных на него
задач имеет следующие технологические системы и оборудова-
ние:
радиотехническую систему навигации, посадки и управления
воздушным движением ОК и средства радиосвязи с его экипа-
жем;
системы технологической связи и телевизионного наблюде-
ния;
комплекс средств наземного обслуживания ОК, а также тех-
нологические системы слива компонентов топлива;
транспортный и подъемно-установочный агрегаты;
табельные радиотехнические средства связи, навигации,
посадки и управления воздушным движением, средства метео- и
светотехнического обеспечения полетов, а также содержания и
эксплуатации аэродрома.
Радиотехническая система навигации, посадки и управления
воздушным движением ОК (“Вымпел”), основанная на общепри-
нятых законах ближней радионавигации, принципах построения
микроволновых систем посадки, цифровой обработки, отобра-
жения и документирования радиолокационной информации,
отображаемой на пультах оперативной группы управления
посадкой ОК, является основной в составе ПК при выполнении
операции по приводу и автоматической посадке.
Взаимодействуя с бортовым оборудованием ОК, система
обеспечивает навигацию и посадку в автоматическом и ручном
режимах управления, радиолокационный контроль за движе-
нием ОК с высоты 45 км и дальности 500 км до останова на
ВПП, а также передачу траекторной информации по каналам
связи в ЦУП и выработку сигналов целеуказаний для разворота
остронаправленных антенн радиотехнических средств теле-
метрии, телевидения, радиосвязи НКУ и КИК и, кроме того,
обнаружение опасных метеообразований в районе ПК.
Система посадки предназначена для формирования
электромагнитного информационного поля, обеспечивающего
на этапах захода на посадку, посадки и пробега по ВПП с
помощью бортового оборудования ОК изменение его координат
390
по азимуту, углу места и дальности относительно наземных
радиомаяков в пределах их зоны действия.
Решение навигационной задачи на этапе привода ОК с 40 до
4 км обеспечивается системой навигации, в состав
которой входят ретрансляторы-дальномеры (6 компл.), разме-
щенные на дальних выносных участках ПК в радиусе 45 км, и
азимутально-дальномерный радиомаяк. Система навигации соз-
дает поле радиосигналов в зоне 400 км для измерения бортовым
оборудованием ОК выбранных им трех наклонных дальностей
относительно наземных ретрансляторов-дальномеров, азимута и
дальности относительно азимутально-дальйомерного радиома-
яка, по информации которых бортовая система управления
определяет местонахождение ОК относительно центра ВПП ПК.
Движение ОК контролируется комплексом систем, основан-
ных на общих законах построения автоматизированных сис-
тем управления воздушным движением,
радиолокационными источниками которых являются трассовый
радиолокационный комплекс “Скала-МК”, аэродромный обзор-
ный радиолокатор “Ильмень” и посадочный радиолокационный
комплекс “Волхов-П”. Вычислительные системы комплекса
“Вымпел” автоматизируют функции приема, объединения и
выдачи информации от радиолокационных источников на сред-
ства отображения в удобном для операторов виде, обработку и
вычисление параметров движения ОК, выдачу траекторной
информации в ЦУП и сигналов целеуказаний на средства НКУ
и КИК, а также документирование исходной, отображаемой и
передаваемой информации.
Для проведения летных проверок выходных характеристик
всех радиотехнических систем в процессе регламентного обслу-
живания, а также их готовности к работе с ОК на ПК имеется
система автоматизированного летного кон-
троля, состоящая из наземного оборудования автоматизиро-
ванной системы траекторных измерений и бортового
оборудования аппаратуры летного контроля, размещаемой на
летающей лаборатории — самолете Ту-134БВ.
Для контроля за движением на летном поле в сложных мете-
орологических условиях используется радиолокационная стан-
ция обзора летного поля “Обзор-2”, а для обнаружения опасных
метеообразований в виде грозовых очагов, ливневых дождей и
облаков в районе ПК — метеорадиолокационная станция.
Радиотелефонная связь между экипажем ОК и
группой управления полетом, начиная с момента выхода ОК из
зоны плазменных образований и установления радиоконтакта до
захода на посадку, осуществляется системой приемопередающих
391
средств радиотелефонной связи, используемых при пилотиру-
емых полетах КК “Союз” и орбитальных комплексов “Мир”.
Для радиотелефонной связи в ближней зоне и в качестве
резерва в зоне до 300 км имеются аэродромные средства радиос-
вязи — радиостанции Р-844М и Р-845М, подключенные к еди-
ному “циркуляру” УКВ-радиосвязи НКУ.
В случае возникновения нештатной ситуации при отказе
основных радиосредств предусмотрена организация симплек-
сной радиосвязи на базе отдельной радиостанции Р-844М с
управлением только из объединенного командно-диспетчерского
пункта ПК.
Все перечисленные радиосредства взаимодействуют через
опорный пункт связи космодрома Байконур по единому техно-
логическому циркуляру НКУ.
Система технологической связи предназначена для оператив-
ного обмена речевой информацией, четкого взаимодействия и
координации работ всех служб во время проведения технологи-
ческих операций с ОК. Она состоит из подсистем:
оперативной телефонной связи на базе серийной аппаратуры
командно-оперативной связи АКОС-1, обеспечивающей уста-
новление и ведение двусторонней связи и организацию выбо-
рочного совещательного циркуляра;
шлемофонной и громкоговорящей связи на базе аппаратуры
многоканальной шлемофонной громкоговорящей связи
МШГС-5/1ИХ для взаимодействия обслуживающего персонала
при проведении технологических операций на площадке слива
компонентов топлива;
радиосвязи на радиостанциях Р-111, Р-158 и Р-159 для связи
операторов мобильных средств комплекса наземного обслужива-
ния с руководителем работ на ВПП;
документирования с использованием магнитофонов звукоза-
писи П-500 и аппаратуры стыковки с приемным пунктом сигна-
лов единого времени, обеспечивающей выборочное
документирование переговоров при выполнении ответственных
операций с привязкой к сигналам единого времени.
В качестве абонентской аппаратуры в системе используются
пульты связи различной емкости, громкоговорящие абонентские
аппараты, громкоговорители различной мощности и гарнитуры.
Система телевизионного наблюдения, созданная на базе
промышленных телевизионных установок, студийного оборудо-
вания, аппаратуры документирования и передвижных мобиль-
ных средств, обеспечивает формирование, распределение и
документирование видеоинформации, полученной на этапах
посадки и пробега ОК по ВПП, а также при проведении после-
полетного обслуживания на ВПП, ПСКТ и площадке перег-
392
рузки. Управление всеми телевизионными камерами
осуществляется цетрализованно и дистанционно по кабельным
линиям связи из центральной аппаратной системы. Использова-
ние видеомагнитофонов как средств документирования
видеоинформации совместно с системой единого времени поз-
воляет при необходимости проводить послеполетный анализ тех-
нологических процессов по приему и обслуживанию ОК, а
также отработку систем комплекса летающими лабораториями.
В системе телевизионного наблюдения предусмотрена воз-
можность информационного обмена со смежными телевизион-
ными системами МКС “Энергия”—“Буран”, а также с теле- и
радиосредствами страны. Это позволяет операторам группы
управления полетом ОК в ОКДП и ЦУП получать полную теле-
визионную информацию о полете ОК при старте, выведении,
орбитальном полете и посадке ОК.
Комплекс средств наземного обслуживания ОК предназначен
для послеполетного технологического обслуживания самого ОК,
его планера и систем после штатной посадки на ПК, после дос-
тавки на самолете-транспортировщике, при аварийной посадке с
подломом стоек шасси или при выкатывании за пределы ВПП и
полос безопасности.
Комплекс представляет собой комплект средств и агрегатов, в
который входят:
средства термостатирования и обдува, являющиеся наиболее
сложными по конструкции и эксплуатации и выполняющие в
первые 5 мин после посадки ОК такие важнейшие операции,
как спасение конструкций ОК и предотвращение разрыва пнев-
матиков колес основных стоек шасси (из-за торможения при
большой посадочной скорости ОК) от перегрева, а также обдув
рабочей зоны обслуживающего персонала для обеспечения
требуемых значений предельно допустимых концентраций вред-
ных газообразных веществ, выделяющихся при функционирова-
нии бортовых систем ОК;
средства энергоснабжения — подвижный электроагрегат, поз-
воляющий в первые 15 мин после останова ОК перейти с борто-
вой системы энергопитания на наземную;
средства доступа для обеспечения за минимальное время дос-
тупа ко всем рабочим зонам ОК (к створкам бортового разъем-
ного соединения для подключения наземных средств
обслуживания в первые 2 мин обслуживания; к МК для высадки
экипажа, а также к люкам СЭП, ВСУ и ОДУ для осмотра и
подачи аргона в ЭХГ системы энергоснабжения для ее консерва-
ции);
средства буксировки, аналогичные средствам общего приме-
нения, используемым для самолетов;
393
приспособление для заземления планера ОК.
Обслуживающий персонал для координации работ на ВПП
обеспечен радиосвязью в виде переносных портативных радиос-
танций и радиостанций, установленных в мобильных средствах
комплекса наземного обслуживания.
После обслуживания на ВПП ОК буксируется на площадку
слива компонентов топлива, где устанавливается переходная
плата к бортовому разъемному соединению, через которую к ОК
подстыковываются комплект оборудования слива компонентов
топлива, система управления бортовыми элементами и СЦ
КПП, обеспечивающие слив компонентов топлива из ОДУ и
СЭП. Слив криогенных компонентов топлива из ОДУ и баков
СЭП, а также сброс газообразного кислорода из РСУ осущес-
твляются при выдаче управляющих взаимодействий на исполни-
тельные органы ОК, обмене логическими сигналами и
командами, приеме и отображении состояния процесса слива,
контроле текущих значений контролируемых параметров
различных пневмосистем, а также при автоматической сигнали-
зации отклонения текущих значений контролируемых пара-
метров от допустимых пределов и автоматическом
документировании информации. После слива компонентов топ-
лива проводятся обогрев и консервация кислородных и водород-
ных баков.
Для перегрузки ОК на ТА используется подъемно-установоч-
ный агрегат ПУА-100 (рис. 12.1), который представляет собой
уникальный комплекс электрогидромеханических систем с
широким диапазоном технических возможностей, имеющий
легкую конструкцию, несмотря на свои внушительные размеры.
ПУА-100 обеспечивает на ПК все перегрузочные операции с
различными крупногабаритными технологическими грузами,
доставляемыми на космодром самолетами-транспортировщи-
ками ЗМ-Т и Ан-225 “Мрия”.
Для транспортирования ОК с ПК на ТК предназначен специ-
альный транспортный агрегат, представляющий собой самоход-
ный колесный автопоезд, состоящий из двух тягачей и прицепа,
общей грузоподъемностью 100 т. Несмотря на большую (58,8 м)
длину, автопоезд обладает хорошей маневренностью за счет
поворота всех осей прицепа.
Для поддержания в постоянной готовности летного поля ПК
к приему самолетов и ОК, в том числе для удаления с ВПП
снега, очистки ее поверхности от пыли, грязи и посторонних
предметов, удаления гололеда и возникающих на ней дефектов,
используются табельные средства содержания и эксплуатации
аэродрома, в которые входят средства механизации для зимнего
и летнего содержания и эксплуатации аэродрома и его ремонта,
394
Рис. 12.1. Подъемно-установочный агрегат ПУА-100
для содержания и ремонта грунтовой части летного поля, а
также вспомогательные специальные аэродромные машины и
механизмы.
Табельные средства наземного обслуживания общего приме-
нения включают средства электроснабжения и запуска двигате-
лей летательных аппаратов и обеспечения их газами, заправки
топливом, маслами и специальными жидкостями, кондициони-
рования и подогрева воздуха, буксировки летательных аппаратов
и перевозки экипажей и обслуживающего персонала и средств
механизации.
12.3. ОБЪЕДИНЕННЫЙ
КОМАНДНО-ДИСПЕТЧЕРСКИЙ ПУНКТ
Объединенный командно-диспетчерский пункт ПК представ-
ляет собой шестиэтажное здание высотой 30 м и полезной пло-
щадью около 12 000 м2 и является главным сооружением ПК. В
нем размещаются:
395
командно-диспетчерский пункт аэродрома для управления
воздушным движением самолетов (блок А);
технологическое оборудование, обеспечивающее посадку
ОК, и региональная группа управления его посадкой (блок Б);
вспомогательные помещения, конференц-зал, столовая
(блок В).
В блоке А расположены зал руководства полетами самолетов
с выносными индикаторами системы посадки, радио- и громко-
говорящей связью, со службами группы управления полетами,
аппаратные дистанционного управления радиомаячных систем
посадки, связных радиостанций, радиорелейных линий связи с
радиолокационными станциями дальнего обнаружения и пере-
дающим УКВ-радиоцентром, помещения штурманской, диспет-
черской, предполетной подготовки экипажей и инструктажа
группы руководства полетами, радиобюро, магнитофонная аппа-
ратная: метеорадиооборудование, автоматическая телефонная
станция и телеграф, электрощитовая, аккумуляторная с выпря-
мительной и измерительная лаборатория.
В блоке Б расположены главный зал управления региональ-
ной группы управления посадкой ОК, аппаратные узлы связи со
вспомогательными помещениями, метео- и орнитологического
обеспечения, системы телевизионного наблюдения с помещени-
ями для регламентных работ и проверки радиоизмерительной и
электроизмерительной аппаратуры, радиотехнической системы
навигации, посадки и управления воздушным движением ОК,
приема и отработки телеметрической информации наземного
комплекса управления, а также приемный пункт системы еди-
ного времени и специальные технические (инженерные) сис-
темы для нормального функционирования технологического
оборудования, жизнедеятельности обслуживающего персонала и
пожарной безопасности.
12.4. СРЕДСТВА ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОГО КОНТРОЛЯ
На участке спуска ОК прием ТМИ обеспечивается комплек-
сом средств посадочного района (рис. 12.2), в состав которого
входят станции непосредственного приема ТМИ собственно
ПК, две станции слежения ПИК и станция слежения Джусалы
из состава НКУ.
Каждая станция непосредственного приема ТМИ состоит из
антенной системы с пеленгационной аппаратурой для обеспече-
ния режима автосопровождения, дублированных приемников
метрового и дециметрового диапазонов, устройств контроля и
регистрации принимаемой ТМИ. Остронаправленные антенны
кроме режима автосопровождения могут работать также в режи-
396
ТМИсОК
Рис. 12.2. Схема телеметрических средств основного посадочного района
мах программного, ручного и внешнего наведения (от целеуказа-
ний, поступающих с системы “Вымпел”).
На ПК используются модифицированные станции непосред-
ственного приема ТМИ, отличающиеся в основном отсутствием
приемников метрового диапазона и наличием дополнительных
всенаправленных антенн (ВНА).
Сбор ТМИ при посадке ОК построен так, что принимаемая
информация со станций слежения ПИК и Джусалы селектиру-
ется на узле коммутации в Джусалы, а затем поступает на ПК.
Кроме того, на ПК ведутся прием ТМИ собственными сред-
ствами, а также обработка всей принятой ТМИ, отображение
части полученных данных в реальном масштабе времени для
персонала региональной группы управления ПК и передача пол-
ного потока ТМИ в наземный широкополосный канал связи
ПИК для последующей трансляции в ЦУП.
Учитывая большое значение посадочного участка полета ОК,
средства приема и обработки ТМИ, расположенью непосред-
ственно на ПК, также резервируются и включают:
пять станций непосредственного приема ТМИ, каждая из
которых оперативно подключается либо к ОНА, либо к ВНА;
четыре комплекта аппаратуры сопряжения станций непосред-
ственного приема ТМИ с ЭВМ;
две ЭВМ для обработки, анализа и подготовки ТМИ к отоб-
ражению в реальном масштабе времени;
397
32 дисплея на рабочих местах персонала региональной
группы управления;
средства приема и передачи на антенные приводы данных
оперативных целеуказаний о текущем нахождении ОК, поступа-
ющих от системы “Вымпел”.
Аналогичные телеметрические средства планируется устано-
вить для приема информации при посадке ОК на запасных
аэродромах при последующих пилотируемых полетах, причем их
предполагается разместить отдельно от командно-диспетчер-
ских пунктов запасных аэродромов на близлежащих станциях
слежения НКУ в Уссурийске и Симферополе.
Для первого полета ОК на ПК была принята следующая
схема обработки и отображения ТМИ в двух ЭВМ: массив кодо-
вой ТМИ обрабатывался параллельно в обеих ЭВМ, а датчико-
вая информация обрабатывалась раздельно: на первой ЭВМ — в
основном информация о работе постоянно действующих систем
ОК, а на второй ЭВМ — информация о состоянии конструкции
и посадочных систем.
Для обеспечения такой схемы и максимальной надежности
получения ТМИ на спуске средства приема и обработки данных
ПК настраивались и коммутировались так, что из пяти станций
непосредственного приема ТМИ одна находилась в “холодном”
резерве с возможностью приема данных любой из четырех
задействованных. Трансляция полного потока ТМИ в ЦУП дуб-
лировалась путем сопряжения двух станций с аппаратурой пере-
дачи широкополосной информации.
Математическое обеспечение обработки ТМИ, реализованное
в двух ЭВМ, позволяло в масштабе времени, близком к реаль-
ному (запаздывание не более 2...4 с), обрабатывать и отображать
массив данных, состоящий из 280 телеметрируемых
“датчиковых” параметров и 175 параметров кодовой телеметрии
БЦВК. Все 455 параметров были скомпонованы в 25 кадров
отображения на дисплеях персонала подгруппы анализа реги-
ональной группы управления посадкой по их принадлежности к
контролируемым посадочным системам и участкам траектории
посадки ОК.
Комплекс средств приема телеметрии посадочного района до
первого полета ОК был подвергнут автономной отработке, при
которой с помощью магнитных лент с записью телеметрии по
наземным испытаниям ОК проводилась отладка средств сопря-
жения с ЭВМ, собственно ЭВМ и их математического обеспече-
ния, и комплексной отработке, при которой осуществлялись
прием и обработка реальной ТМИ с орбитального комплекса
“Мир” и летающих лабораторий, а также отрабатывался прием
целеуказаний антенными системами телеметрических станций
от системы “Вымпел”.
НАЗЕМНЫЙ КОМПЛЕКС
УПРАВЛЕНИЯ ОРБИТАЛЬНЫМ
КОРАБЛЕМ
13.1. НАЗЕМНЫЙ КОМПЛЕКС УПРАВЛЕНИЯ КАК
СОСТАВЛЯЮЩАЯ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
13.1.1. Совместная разработка БКУ и НКУ ОК в
рамках АСУП
Под управлением полетом понимается комплекс взаимосвя-
занных действий, выполняемых бортовой автоматикой ОК,
экипажем и наземными средствами, направленных на выполне-
ние заданной программы полета с максимальной полнотой и
надежностью.
Задача управления полетом как часть общей проблемы разра-
ботки пилотируемых КА уходит своими корнями к первым поле-
там пилотируемых КК, когда было определено, что наземный
комплекс управления должен решать задачи сбора, обработки и
анализа траекторных измерений и телеметрической информа-
ции, планирования полетных операций и подготовки и передачи
на борт командно-программной информации. Программы
полета пилотируемых КК этого периода были достаточно прос-
тыми, а проектирование их бортового и наземного комплексов
управления проходило относительно обособленно.
При переходе к полетам долговременных орбитальных стан-
ций “Салют” и КК “Союз Т” с бортовыми вычислительными
машинами в составе их систем управления стал явно ощущаться
недостаток относительно независимого проектирования БКУ и
НКУ и появилась необходимость их взаимной увязки в рамках
единой системы.
При разработке ОК “Буран” необходимость такой системы
оказалась очевидной, и ею стала автоматизированная система
399
управления полетом, функционально объединившая бортовой и
наземный комплексы управления и образующая совместно с
экипажем и наземным персоналом управления сложную зам-
кнутую человеко-машинную систему.
Основными причинами перехода к таким принципам проек-
тирования для ОК явились:
усложнение задач, решаемых ОК, в частности его высокая
автономность, планируемое взаимодействие с орбитальным ком-
плексом “Мир” и высокоточная “самолетная” посадка на
аэродром;
решение всех задач по управлению движением и работой
бортовых систем ОК с помощью БЦВК;
увеличение телеметрического информационного потока в
канале “борт—Земля” и усложнение командного информацион-
ного потока в канале “Земля—борт”;
ограничение ресурсов (в основном временных), выделяемых
на разработку ОК в целом и на автоматизацию управления его
полетом в частности.
В рамках АСУП на отдельных этапах полета ОК происходит
не только функциональное, но и непосредственное объединение
БКУ и НКУ, работающих в этом случае в едином автоматичес-
ком контуре управления полетом в реальном масштабе времени.
Характерным примером такого объединения БКУ и НКУ явля-
ется участок спуска ОК после выхода из плазмы, на котором
работа автономной системы управления движением по расчету
текущего вектора состояния ОК корректируется по данным
наземных радиомаяков системы “Вымпел” (структурно система
“Вымпел” не входит в НКУ, но здесЁ> важна не формальная
принадлежность, а сам факт непосредственного взаимодействия
бортовой и наземной систем в реальном масштабе времени).
АСУП в целом и НКУ как основная ее составляющая обла-
дают всеми классическими признаками большой технической
системы (БТС). Ими являются:
значительное количество подсистем и элементов с трудно
формализуемыми связями между некоторыми из них:
переменность структуры в зависимости от конкретно реша-
емых задач в каждый период функционирования;
многокритериальность и неопределенность отдельных крите-
риев оптимизации структуры системы в целом;
присутствие человека в контуре управления, что делает пове-
дение системы относительно свободным в пределах некоторых
границ;
400
большая стоимость разработки и испытаний системы.
Исходя из принадлежности к БТС задача разработки АСУП и
НКУ решалась, во-первых, с использованием основных положе-
ний теории БТС и, во-вторых, с привлечением и обобщением
всего предшествующего опыта разработок НКУ одноразовых КК
и орбитальных станций, а также тенденций развития методов и
средств управления полетами.
13.1.2. Внешняя и внутренняя структурные схемы
АСУП
Начальным этапом разработки любой БТС являются постро-
ение ее структурных схем и их системный анализ.
Внешняя структурная схема АСУП (рис. 13.1) показывает
параметрические связи АСУП с взаимодействующими “наруж-
ными” системами, которыми для ОК являются:
управляемые системы ОК;
АСУП спутниковой системы контроля и управления (ССКУ),
использующая спутники-ретрансляторы типа “Луч” на геостаци-
онарных орбитах;
ПК ОК в составе основного и запасных аэродромов;
полигонный измерительный комплекс;
поисково-спасательный комплекс (ПСК);
центры обработки научной и прикладной информации
(ЦОНИ);
комплексный моделирующий стенд;
гидрометеоцентр.
Рис. 13.1. Внешняя структурная схема АСУП
27 Заказ 192
401
Внутренняя структурная схема АСУП (рис. 13.2) дает пред-
ставление об архитектуре самой АСУП и о параметрических свя-
зях между ее основными элементами, которыми являются:
в БКУ — системы отображения информации и органов управ-
ления, управления бортовыми системами, управления движе-
нием, контроля и диагностики, бортовых измерений, а также
бортовой радиотехнический комплекс (БРТК);
Рис. 13.2. Внутренняя структурная схема АСУП
402
в НКУ —средства приема и передачи всех видов полетной
информации на станциях слежения, система связи и передачи
данных (ССПД), средства ССКУ (СР и пункт ретрансляции),
баллистические центры (БЦ) и центр управления полетом.
Центральными звеньями внутренней структурной схемы
АСУП являются:
в БКУ — многомашинный БЦВК, построенный на базе одно-
типных цифровых вычислительных машин высокой производи-
тельности, в рамках которого с помощью бортового
математического обеспечения решаются задачи СУБС,
СОИ-ОУ, СУД и СКД, а также БРТК, осуществляющий обмен
основными видами информации с Землей в едином цифровом
потоке и дублированный автономными средствами для раздель-
ной передачи наиболее ответственных данных (телефонная связь
с экипажем и телеметрия);
в НКУ — ЦУП и его развитые вычислительные и связные
средства, сеть станций слежения, используемая для управления
полетом орбитальных станций “Салют” и “Мир” (с дооснаще-
нием их средствами обмена информацией в едином цифровом
потоке), ССПД с системой наземных и спутниковых каналов
связи и ССКУ с передачей информации по линии “ОК — СР —
наземный ретрансляционный пункт — ЦУП”.
13.1.3. Роль математического обеспечения
управления полетом
Рассматривая развитие средств и методов автоматизирован-
ного управления полетом, определившееся к началу разработки
АСУП ОК, можно утверждать, что после 1984 г. имело место
отставание потребного уровня автоматизации управления от
фактического. Анализ причин этого несоответствия показывает,
что после 1984 г. потребный уровень автоматизации сдержива-
ется в основном из-за отставания развития соответствующего
математического обеспечения.
Таким образом, при разработке ОК создание математического
обеспечения управления полетом имело первостепенное значе-
ние, а в связи с ограничением ресурсов, выделяемых на разра-
ботку и испытания ОК, оно выходит на критический путь
создания МКС в целом.
Необычно большие объемы математического обеспечения
управления полетом ОК потребовали создания специальных
проблемно-ориентированных машинных языков высокого
уровня, используемых как на этапе разработки, так и при назем-
ных и летных испытаниях ОК.
27*
403
При проектировании ОК, параллельно с разработкой проек-
тной, технической и эксплуатационной документации, на
каждую из его систем потребовалась разработка их математичес-
кого описания (модели), обязательно предусматривающего
различные варианты функционирования во всех возможных
штатных и нештатных ситуациях, а также алгоритмы распозна-
вания нештатных ситуаций и командные воздействия для пари-
рования отказов и неисправностей в системах (автоматически,
по командам с Земли или от экипажа). Совокупность таких
моделей образовала математическое описание ОК как объекта
управления в целом, которое было положено в основу разра-
ботки математического обеспечения БКУ и НКУ, а отдельными
фрагментами использовалось в математическом обеспечении
комплексных моделирующих стендов. При подготовке к полету
на эти стенды легла основная нагрузка по отработке бортового
МО командно-программного управления с Земли и взаимодей-
ствия бортового и наземного математического обеспечения
управления полетом в целом.
13.2. НАЗНАЧЕНИЕ И СТРУКТУРА НКУ
13.2.1. Задачи и состав
В соответствии с распределением функций между бортовым и
наземным комплексами управления НКУ обеспечивает:
обмен с БКУ всеми видами полетной информации (коман-
дно-программной, баллистико-навигационной, телеметричес-
кой, телевизионной и телефонной), а также
автоматизированный сбор, обработку и анализ всех ее видов;
автоматизированную разработку плана полета ОК и его
коррекцию с помощью командно-программного управления и
передачи указаний экипажу;
долговременное и оперативное планирование, анализ и коор-
динацию работы наземных средств управления и связи;
проведение сверки бортовых и наземных шкал времени.
В состав наземного комплекса управления входят:
центр управления полетом, являющийся центральным звеном
НКУ и АСУП в целом;
технические средства наземных и плавучих станций слеже-
ния, служащие для приема и передачи всех видов полетной
информации;
технические средства ССПД (включая наземные и спутнико-
вые средства), обеспечивающие обмен данными между станци-
ями слежения и ЦУП;
технические средства ССКУ, обеспечивающие связь ОК с
ЦУП через геостационарные СР;
404
технические средства ЦУП.
В качестве станций слежения к управлению полетом при
первом запуске ОК привлекались шесть наземных станций: в
Евпатории, Москве, Джусалы, Улан-Удэ, Уссурийске и Петро-
павловске-Камчатском, а для контроля ОК на посадочном
витке — корабли слежения “Космонавт Георгий Доброволь-
ский” и “Маршал Неделин” (в точке с координатами 45° ю.ш. и
133° з.д.) в Тихом океане и два корабля слежения “Космонавт
Владислав Волков” (5° с.ш. и 30° з.д.) и “Космонавт Павел
Беляев” (16° с.ш. и 21° з.д.) в Атлантическом океане.
Система связи и передачи данных обеспечивает надежную и
синхронную работу НКУ как территориально разнесенной сис-
темы и включает сеть наземных и спутниковых, телефонных и
телевизионных каналов связи. В качестве спутников-ретрансля-
торов ССПД использовались СР “Радуга” и “Горизонт” на геос-
тационарных орбитах для связи с кораблями слежения в Тихом
океане и высокоэллиптические СР “Молния” для связи назем-
ных станций слежения с ЦУП.
Все наземные станции и корабль слежения “Космонавт Геор-
гий Добровольский” были оборудованы аппаратурой для обмена
с ЦУП широкополосной (телевизионной, телеметрической ) и
телефонной информацией в реальном масштабе времени, три
других корабля слежения принимали и обрабатывали теле-
метрию на собственных средствах, а результаты этой обработки
передавали в ЦУП по телефонным каналам.
Спутниковая система контроля и управления, привлекаемая к
управлению первым полетом ОК, включала в себя один геоста-
ционарный СР “Космос-1897” (типа “Луч”) с точкой стояния
12° в.д. и подмосковный пункт ретрансляции, связанный с ЦУП
широкополосными каналами.
Наиболее тесно при первом запуске ОК с НКУ взаимодей-
ствовали такие “внешние” системы, как ПИК и ПК, средства и
математическое обеспечение которых привлекались к управ-
лению полетом на участках выведения на орбиту и при спуске.
Одним из важных элементов АСУП были дублирующие БЦ,
которые совместно с головным БЦ, размещенным в ЦУП, прив-
лекались к обработке и анализу траекторной информации на
всех участках полета ОК.
13.2.2. Обмен полетной информацией
Для обеспечения высокой надежности управления полетом
НКУ имеет глубокое резервирование по трактам и режимам
обмена данными, аппаратному составу станций слежения и
перекрытию их зон видимости.
405
Рис. 13.3. Схема обмена информацией между НКУ и БКУ:
1, 2, 3 — спутники связи “Горизонт”, “Радуга”, “Молния”; 4 — спутник-ретранслятор “Луч”; 5 — орбитальный корабль “Буран”;
6, 7, 9, 10 — корабли слежения “Космонавт Владислав Волков”, “Космонавт Павел Беляев”, “Космонавт Георгий
Добровольский”, “Маршал Неделин”; <? — зона действия спутника-ретранслятора “Луч”
Обмен между НКУ и БКУ всеми видами полетной информа-
ции (рис. 13.3) осуществлялся как через наземные и плавучие
станции слежения, так и через ССКУ. Через наземные станции
слежения связь с ОК могла обеспечиваться в течение 5...25 мин
на 11 из 16 суточных витках полета (продолжительностью
порядка 90 мин каждый при высоте круговой рабочей орбиты
ОК 250...300 км), а привлечение кораблей слежения в Атланти-
ческом и Тихом океанах позволяло обеспечить дополнительную
связь с ОК продолжительностью 5... 10 мин на посадочных вит-
ках. ССКУ с одним СР и одним пунктом ретрансляции обеспе-
чивала связь с ОК на всех суточных витках продолжительностью
около 40 мин (т.е. примерно 45% от общего времени полета на
витке). В дальнейшем использование второго СР увеличивает ее
продолжительность до 70 мин на каждом витке, а привлечение
третьего СР и второго пункта ретрансляции может обеспечить
постоянную (глобальную) связь с ОК.
Телеметрическая, телевизионная и телефонная связь с ОК
осуществлялась в двух режимах: первый — при обмене данными
через объединенный приемопередатчик в режиме единого циф-
рового потока (ЕЦП) через станции слежения и через ССКУ и
второй — при раздельном обмене через автономные приемопе-
редатчики (только по линии связи через станции слежения).
При использовании объединенного приемопередатчика теле-
метрическая и телефонная информация передается как через
всенаправленные антенны при работе через станции слежения,
так и через малонаправленные (АФАР) и остронаправленную
антенны при работе через' ССКУ, а телевизионная
информация — только через ОНА. При первом беспилотном
полете ОНА на ОК не устанавливалась и передача телевизион-
ной информации с борта происходила только через автономные
передатчики и ВНА в зоне видимости наземных станций.
Обмен командно-программной и траекторной информацией с
ОК осуществляется только в режиме ЕЦП через АФАР и ОНА
(по линии связи через ССКУ) и через ВНА (по линии связи
через станции слежения).
Станции слежения оборудуются избыточным количеством
приемопередающих и преобразующих средств обмена информа-
цией ЕЦП, а также автономными средствами приема отдельных
видов полетной информации в целях дублирования, а в отдель-
ных случаях и троирования средств обмена данными с ОК.
Состав наземных станций слежения, а также расположение
кораблей слежения и спутников-ретрансляторов ССКУ выбира-
ется из расчета надежного перекрытия зон видимости ОК и, сле-
довательно, получения данных при наблюдении на небольших
углах места одновременно от нескольких источников, что позво-
407
ляет выбирать и передавать в ЦУП наиболее качественную
информацию.
Особенности сбора и передачи данных при предстартовой под-
готовке и на участке выведения ОК на орбиту. На участке пред-
стартовой подготовки ЦУП получает телеметрическую
информацию с ОК (и может передавать на него команды) через
систему широкополосных наземных каналов ПИК, а затем через
ССПД с использованием как наземных, так и спутниковых
каналов, а также контролирует готовность к пуску средств ПК и
станций слежения.
На участке выведения на орбиту основным режимом обмена
командно-программной информацией с ОК является передача
ЕПЦ через СР ССКУ, линия связи которой дублируется воз-
можностью обмена ЕЦП через станцию слежения в Джусалы.
Прием телевизионной информации и обмен телефонной инфор-
мацией (при пилотируемых пусках) осуществляются через одну
из станций слежения ПИК.
Телеметрическая информация принимается с автономных
бортовых передатчиков станциями слежения ПИК, в Джусалы и
в Улан-Удэ, а затем в реальном масштабе времени передается в
ЦУП через наземные и спутниковые широкополосные каналы
ССПД.
При возникновении нештатных ситуаций на участке выведе-
ния, приводящих в том числе и к маневру возврата ОК на
основной аэродром, антенные системы приема всех видов
полетной информации на станциях слежения ПИК наводятся с
помощью целеуказаний системы “Вымпел”, а станций слежения
НКУ — по командам ЦУП с использованием заранее рассчитан-
ных вариантов программ наведения.
Телеметрическая информация о первом маневре довыведения
ОК на орбиту принимается станцией слежения в Уссурийске, а о
втором маневре довыведения — кораблями слежения в Тихом
океане.
Траекторный контроль при полете ОК совместно с PH
ведется с помощью наземных станций ПИК, а принятые траек-
торные измерения в реальном масштабе времени передаются для
обработки в головной БЦ ЦУП и в дублирующие БЦ.
Командно-программная информация выдается на ОК на
участке выведения только в заранее рассмотренных нештатных
ситуациях. Такая КП И выдается из ЦУП через СР, антенны
которого отслеживают ОК при штатном полете по заранее
рассчитанной программе и останавливаются по команде из ЦУП
при реализации маневра возврата.
Особенности сбора и передачи данных на орбитальном участке
полета. На орбитальном участке средства НКУ в зоне действия
408
станций слежения обеспечивают получение телеметрической,
телевизионной и телефонной информации с ОК, как правило,
по автономным радиолиниям. Обмен командно-программной и
телеметрической информацией и переговоры с экипажем ОК
вне зон станций слежения осуществляются через СР ССКУ в
режиме ЕЦП, причем вся полетная информация со станций сле-
жения или с пункта ретрансляции в реальном масштабе времени
передается в ЦУП.
Баллистическое обеспечение полета (прием, обработка и
интерпретация траекторных измерений, контроль работы борто-
вой автономной системы навигации, баллистические расчеты по
штатной программе полета с подготовкой данных для передачи
на борт ОК, предложения по изменению при необходимости
заданной баллистической схемы полета) осуществляется голов-
ным БЦ ЦУП и двумя дублирующими БЦ. Траекторные измере-
ния передаются со станций слежения или пункта ретрансляции
в реальном масштабе времени параллельно во все три БЦ,
расчеты которых для повышения надежности сверяются между
собой.
Баллистическая схема полета ОК такова, что выдача тормоз-
ного импульса для схода с орбиты проходит вне зон наземных
станций слежения и СР (последний при первом полете ОК
располагался над Атлантическим океаном). Точка выдачи
тормозного импульса находится в Тихом океане и имеет коорди-
наты 45° ю.ш. и 135° з.д. В этой точке для контроля первого
полета ОК располагались корабли слежения “Космонавт Геор-
гий Добровольский” и “Маршал Неделин”. С первого из них
принятая с ОК ТМИ в реальном масштабе времени через СР
“Горизонт” передавалась на станцию слежения в Петропавлов-
ске-Камчатском, а затем через спутниковые широкополосные
каналы ССПД — в ЦУП, а со второго, дублирующего, — ТМИ
после обработки передавалась по телефонным каналам через СР
“Радуга” на станцию слежения в Петропавловске-Камчатском, а
затем по наземным телефонным каналам ССПД в ЦУП.
Трасса передачи данных из района тормозного импульса в
ЦУП с учетом использования нескольких СР составила более
120 000 км.
Телеметрическая информация с ОК после его схода с орбиты
до входа в плазму принималась двумя кораблями слежения в
Атлантическом океане или передавалась через геостационарный
СР ССКУ, через который при необходимости на ОК могла быть
передана и командно-программная информация из ЦУП.
При движении ОК в плазме (на высоте от 80 до 50 км) в тече-
ние 16... 18 мин связь с ОК отсутствовала.
409
Особенности обмена информацией и слежения за ОК на учас-
тке спуска и посадки. Выход из плазмы и восстановление инфор-
мационного обмена с ОК происходят на высоте 40...50 км при
удалении 350...450 км от ВПП ПК.
При посадке ОК на основной аэродром командно-програм-
мная информация на ОК передается через СР ССКУ (основная
линия связи) и через станцию слежения в Джусалы (дублиру-
ющая линия связи), а телеметрическая и телевизионная инфор-
мация с ОК принимается по автономным радиолиниям
станциями слежения в Джусалы, ПИК и ПК, а затем в реальном
масштабе времени передается в ЦУП. Телефонная связь с
экипажем на расстоянии 450...200 км осуществляется через
станции слежения ПИК, а на расстоянии менее 200 км — через
радиостанции ПК. Траекторный контроль, а также автоматичес-
кий расчет и передача целеуказаний для наведения на ОК антен-
ных систем станций слежения осуществляются подсистемой
контроля за полетом системы навигации и посадки “Вымпел”.
Обработанная средствами системы “Вымпел” траекторная
информация отображается персоналу управления региональной
группы на ПК и в реальном масштабе времени передается в
ЦУП по специально закрепленным телефонным каналам ССПД.
При посадке на запасные аэродромы обмен всеми видами
полетной информации ОК предполагается осуществлять через
станции слежения в Уссурийске и Симферополе, а также с
помощью средств запасных аэродромов.
Для визуального контроля за движением и состоянием внеш-
них элементов ОК с высоты 18... 16 км (и оказания при необхо-
димости помощи экипажу ОК при пилотируемых полетах)
используются самолеты оптико-телевизионного наблюдения и
непосредственного сопровождения. При первом запуске ОК к
наблюдению за ним привлекался самолет МиГ-25ПУ, оборудо-
ванный телевизионной камерой и аппаратурой для передачи
изображения на Землю, которое принималось станциями слеже-
ния ПИК и транслировалось по широкополосным каналам в
ЦУП и на ПК.
Штатная работа средств НКУ из состава АСУП и средств ПК
заканчивается после останова ОК на ВПП, однако эти средства
и соответствующие каналы ССПД и ССКУ используются также
группой послеполетного обслуживания для контроля и при
необходимости управления системами ОК и после посадки.
13.2.3. Технические средства НКУ
Средства станций слежения. Основным средством приема и
регистрации телеметрической информации с автономных пере-
410
датчиков ОК, устанавливаемым на всех наземных и плавучих
станциях слежения, является приеморегистрирующая станция,
которая состоит из антенной системы с пеленгационной аппара-
турой для обеспечения автоматического сопровождения дубли-
рованных приемников метрового и дециметрового диапазонов,
устройств контроля и регистрации принимаемой телеметрии.
Антенны станции кроме режима автоматического сопровожде-
ния могут работать также в режимах программного, ручного и
внешнего наведения.
На ПК используется модификация станции, отличающаяся в
основном отсутствием приемника метрового диапазона и нали-
чием дополнительных В НА.
Основным средством обмена информацией ЕЦП на станциях
слежения является приемопередающая наземная станция в сос-
таве антенной системы, работающей в режиме автоматического
сопровождения, модулятора передатчика серийной командной
радиолинии (применяемой также для управления полетом орби-
тальных станций и одноразовых КК), устройств сопряжения и
информационного обмена. Для обмена ЕЦП через ССКУ
используется троированная аппаратура пункта ретрансляции, а
для формирования и разделения его информации — специаль-
ная аппаратура ЦУП.
Для приема информации с автономных телевизионных пере-
датчиков ОК и телефонной связи с экипажем по автономным
каналам все наземные станции слежения оборудованы аппара-
турой телевизионного наблюдения и приемопередающей аппара-
турой телефонных сообщений, которые включают отдельные
антенные системы, работающие в режимах автоматического соп-
ровождения, ручного наведения и наведения от системы “Вым-
пел” (для станций слежения ПИК), дублированные
телевизионные приемники и приемопередающую телефонную
радиоаппаратуру, а также магнитофоны для регистрации перего-
воров с экипажем.
Для телефонной связи с экипажем ОК на участке спуска спе-
циальной системой радиосвязи оборудуется также и ПК.
Вся телеметрическая, телевизионная, телефонная информа-
ция и данные обратного канала ЕЦП (с содержанием в различ-
ных сочетаниях телеметрической информации, траекторных
измерений, квитанций на радиокоманды и телефонных сообще-
ний от экипажа) передаются со станций слежения в реальном
масштабе времени в ЦУП через широкополосные и телефонные
каналы ССПД.
Средства системы связи и передачи данных. ССПД НКУ бази-
руется на использовании наземных и спутниковых широкопо-
лосных (с пропускной способностью до 10 Мбит/с) и
411
среднескоростных (1200...2400 бит/с) каналов связи с аппара-
турой уплотнения информации на станциях слежения и в ЦУП.
С помощью аппаратуры уплотнения по каждому из широко-
полосных каналов может быть передано несколько полных пото-
ков ТМИ с ОК или проведен дуплексный обмен ЕЦП с
уменьшенными возможностямй по числу передаваемых полных
потоков ТМИ. Наземная часть ССПД включает широкополос-
ные каналы ЦУП со станциями слежения в Евпатории и в Джу-
салы и телефонные каналы связи со всеми остальными
станциями.
Наземная подсистема спутниковой части ССПД состоит из
приемопередающих станций спутниковой связи с антенными
системами, размещаемыми на всех основных станциях слеже-
ния, и подмосковной центральной станции спутниковой связи,
связанной с ЦУП наземными широкополосными каналами. В
качестве СР в ССПД используются высокоэллиптические спут-
ники связи “Молния”.
Средства спутниковой системы контроля и управления. Основу
наземной подсистемы ССКУ составляют приемопередающая
аппаратура ЕЦП, размещенная на подмосковном ретрансляци-
онном пункте (второй такой пункт планируется разместить на
Дальнем Востоке), а также аппаратура формирования и разделе-
ния информации ЕЦП в ЦУП.
В качестве СР в ССКУ используются геостационарные спут-
ники типа “Луч”, оборудованные аппаратурой ретрансляции
ЕЦП и тремя антеннами, одна из которых используется на
линии связи “СР — наземный пункт ретрансляции”, а две
другие — на линии связи “СР — ОК” в дециметровом и санти-
метровом диапазонах волн.
Управление средствами ССКУ осуществляется из собствен-
ного отдельного центра при взаимодействии с ЦУП.
13.3. ЦЕНТР УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
Центр управления полетом ОК, размещенный в Калинин-
граде Московской области, входит в состав российского Центра
управления пилотируемыми полетами, является центральным
звеном АСУП ОК. Он предназначен для непрерывного кругло-
суточного управления его полетом.
В период подготовки к полету ЦУП обеспечивает тренировки
персонала управления полетом, средств НКУ и средств, взаимо-
действующих с АСУП.
На участке предстартовой подготовки ЦУП принимает с СК
всю ТМИ по ОК и осуществляет поддержку группы пуска
МРКК.
412
На участке выведения ЦУП работает в информационном
режиме и обеспечивает прием, обработку и отображение ТМИ с
ОК (а также отдельной группы основных телеметрических пара-
метров с PH “Энергия”), прием телевизионного изображения от
внешних и внутренних телекамер, траекторной информации по
радиответчикам PH и телефонную связь с экипажем. В заплани-
рованных нештатных ситуациях предусмотрена выдача на борт
ОК командно-программной информации.
На участках довыведения на орбиту и на орбитальном участке
полета ЦУП работает в основном режиме управления и обеспе-
чивает обмен, обработку и отображение всех видов полетной
информации.
На участке спуска и посадки ЦУП, в том числе и размещен-
ный в нем специальный сектор ОКДП, взаимодействующий в
реальном масштабе времени с системой навигации и посадки
“Вымпел” ПК, контролирует состояние бортовых систем ОК,
траекторию его движения и при необходимости выдает рекомен-
дации экипажу ОК и пилотам самолетов сопровождения. В неш-
татных ситуациях предусмотрена выдача на борт ОК
командно-программной информации.
13.3.1. Задачи и состав
В состав ЦУП входят информационно-вычислительный ком-
плекс (ИВК), коллективные и индивидуальные средства отобра-
жения всех видов полетной информации, а также средства
внешних и внутренних связей.
Для управления полетом ОК в составе подмосковного ЦУП
создан специальный комплекс с отдельным главным залом
управления и помещениями групп поддержки со стандартизиро-
ванными рабочими местами, оборудованными встроенными
средствами отображения и связи.
Информационно-вычислительный комплекс ЦУП является глу-
боко резервированной многоуровневой распределенной вычис-
лительной системой и состоит из телеметрического (ТМ ИВК),
баллистического (БИВК) и командного (КИВК) комплексов
(рис. 13.4).
ТМ ИВК состоит из четырех параллельно работающих систем
обработки полных потоков ТМИ, сопряженных с многомашин-
ным вычислительным комплексом (МВК) “Эльбрус”, причем
каждая система построена на базе двухмашинного комплекса,
образуемого ЭВМ четвертого поколения ПС-2000 и ЭВМ СМ-2,
а МВК “Эльбрус” состоит из двух ЭВМ четвертого поколения
ВС-2 и одной ВС-1. ЭВМ ПС-2000 выполняет предварительную
413
Траекторная
Рис. 13.4. Структурная схема ИВК ЦУП
обработку данных измерений, ЭВМ СМ-2 — транспортные фун-
кции, а ЭВМ ВС-2 — вторичную обработку, анализ информации
и подготовку кадров отображения для передачи в систему вза-
имодействия с пользователями, которая обеспечивает отображе-
ние заданных кадров обработанной ТМИ на рабочих местах
персонала управления полетом. В качестве дублирующих средств
обработки ТМИ служат три комплекса обработки на базе двух-
машинной системы ЭВМ АС-6 — БЭСМ-6, штатно привлека-
емые к работам по орбитальному комплексу “Мир”.
Характеристики ТМ ИВК позволяют обрабатывать и отобра-
жать в реальном масштабе времени до 32 • 103 телеметрируемых
параметров, объединенных в потоки по 256 кбит/с.
КИВК состоит из одной ЭВМ ВС-1 и трех ЭВМ СМ-2М, при
этом ЭВМ ВС-1 хранит базу данных для работы командно-прог-
раммного математического обеспечения и осуществляет автома-
тизированную подготовку сеансов связи с ОК, а ЭВМ СМ-2М
проводит передачу подготовленных пакетов командно-програм-
мной информации в дублированное устройство формирования
ЕЦП, откуда она через аппаратуру уплотнения широкополосных
каналов передается на пункт ретрансляции (для обмена через СР
ССКУ) или на станции слежения (для обмена через НКУ).
Производительность КИВК совместно со средствами формиро-
вания ЕЦП позволяет ЦУП обмениваться КП И с ОК в темпе от
32 до 128 кбит/с.
БИВК состоит из двух двухмашинных комплексов ЭВМ
БЭСМ-6 — CM—2М и двух ЭВМ СВС. Его отличительной
чертой является межмашинная связь с ТМ ИВК для передачи из
него ТМИ, содержащей рассчитанный БЦВК текущий вектор
состояния ОК. Сопряжение БИВК с ТМ ИВК обеспечивается
через резервированную систему процессоров ПС-6. Производи-
тельность БИВК позволяет обрабатывать траекторную инфор-
мацию в реальном масштабе времени и прогнозировать
движение МРКК и ОК, в том числе при нештатных ситуациях,
приводящих к МВ.
Общее быстродействие центрального ядра ИВК составляет
около 100-106 операций в секунду, а внешняя оперативная
память ИВК, базирующаяся в основном на дисках ЕС-5066М
(емкостью по 100 Мбайт каждый), —‘около 2 Гбайт.
Для подготовки исходных данных по всем видам обрабатыва-
емой и передаваемой информации, а также для обработки ТМИ
по научным и народнохозяйственным экспериментам ЭВМ
ВС-1 сопряжена с локальной сетью ПЭВМ.
Управление выдачей информации на коллективные средства
отображения главного зала управления ЦУП происходит через
415
троированную систему ЭВМ СМ-4, сопряженную с МВК
“Эльбрус”.
При разработке математического обеспечения управления
полетом ОК был использован накопленный опыт аналогичных
разработок по одноразовым транспортным КК и орбитальным
станциям. Стандартизация отдельных операций подготовки и
обработки полетной информации и модульный принцип созда-
ния МО позволили сократить вдвое объем вновь разработанного
МО управления полетом для ОК. Но в целом новизна задач
обмена информацией для ОК, среди которых следует прежде
всего выделить резко возросший объем ТМИ БЦВК, межмашин-
ный обмен КПИ между ИВК ЦУП и БЦВК ОК, требования
обработки траекторной информации и прогноза движения в
реальном масштабе времени потребовали новой разработки МО
управления полетом объемом около 2 • 106 машинных команд
(рис. 13.5).
Математическое обеспечение обработки полных потоков
ТМИ объединяет алгоритмы распаковки телеметрического
кадра, выделения достоверной и существенной информации,
преобразования аналоговой и кодовой (цифровой) информации
в физические значения контролируемых параметров, компо-
новку заданных форматов отображения и документирование.
Для первого полета ОК созданное МО позволило отобразить для
персонала управления в реальном масштабе времени приблизи-
тельно 4000 телеметрируемых параметров ОК (примерно 30%
общего объема бортовых измерений), представляемых в составе
140 табличных и 60 графических форматов отображения, сгруп-
пированных по принадлежности к бортовым системам ОК или
контролируемым режимам полета.
Математическое обеспечение командно-программного управ-
ления с применением проблемно-ориентированных языков
высокого уровня позволило подготовить массивы цифровой
командной информации, передаваемые в сеансах связи с ОК в
составе ЕЦП. Предусмотрена автоматизация подготовки коман-
дно-программных данных. С помощью специально разработан-
ного языка описания сеансов связи “физические” команды
управления преобразуются в массивы “Пролог-Ц — программ”.
Язык “Пролог-Ц” является подмножеством языка “Пролог”, на
котором разрабатывается бортовое программно-математическое
обеспечение БЦВК ОК. Переданные на борт “Пролог-Ц —
программы” автоматически перетранслируются в команды
БЦВК. Предусмотрена также разработка КПИ в виде “прямых”
цифровых массивов, непосредственно (без перетрансляции) вза-
имодействующих с бортовым ПМО.
416
Общее МО
Специальное МО
.................
Распознавание режима РТС,
Распаковка ТМ-кадра
Обработка ТМИ БЦВК
Модули обработки
и анализа тми
Обработка аналоговой
телеметрии
Анализ ТМИ
Подготовка кадров
отображения
Язык описания сеан-
сов связи
Формирование ОПП
Модули планирования
и командно-программно
го управления
Формирование ДПП и УВ
в сеансах связи
Формирование бортовой
программы полета
Подготовка ковров
отображения
Модули 6Н0
Обработка траекторной
информации
БИО служебных полетных
операций
БИО экспериментов
Прогноз 6 ВИВ для активного
участка полета и спуска
Подготовка кадров отображения
Рис. 13.5. Структурная схема математического обеспечения управления полетом,
реализуемая в ЦУП:
БНО — баллистико-навигационное обеспечение; ДПП и ОПП — детальный и
общий планы полета; РМВ — реальный масштаб времени; У В — управляющее
воздействие
28 Заказ 192
417
Для первого полета ОК была предусмотрена выдача на борт
160 массивов команд (управляющих воздействий), из которых 16
требовались в штатном полете, а остальные — для парирования
возможных нештатных ситуаций. В составе этих массивов были
как “прямые” команды на управление отдельными агрегатами
бортовых систем, так и комплексные управляющие воздействия
для реализации на борту ОК отдельных достаточно сложных
полетных операций.
Созданное для первого полета математическое баллисти-
ко-навигационное обеспечение позволяло обрабатывать и отоб-
ражать в масштабе времени, близком к реальному, траекторию
полета МРКК на участке выведения на орбиту, а на орбиталь-
ном участке и участке спуска выделять и обрабатывать траек-
торную информацию из ЕЦП. Всего для персонала управления
полетом из БИВК поступало около 15 форматов отображения
баллистико-навигационных данных, сгруппированных по основ-
ным динамическим операциям первого полета ОК.
На участке спуска обработка траекторной информации
выполнялась также на ПК по измерениям радиолокационной
подсистемы траекторного контроля системы навигации и
посадки “Вымпел”. Результаты этих измерений отображались в
специальных форматах на рабочих местах ОКДП ПК и передава-
лись в реальном масштабе времени в ЦУП.
Индивидуальные средства отображения служат для преобразо-
вания и представления в наглядной форме на РМ персонала
управления всех видов полетной информации, поступающей из
ИВК ЦУП, а также телевизионной информации, поступающей в
ЦУП через каналы связи ССПД с ОК, СК и ПК.
В состав индивидуальных средств отображения входят телеви-
зионные мониторы на РМ персонала управления ЦУП, комму-
таторы телевизионных сигналов, а также система
взаимодействия ИВК с пользователями и отображения обрабо-
танной информации на цветных мониторах.
Передача кадров отображения через телевизионные коммута-
торы позволяет отобразить на любом из 150 РМ ЦУП по вызову
любой из имеющихся в ИВК кадров информации или телевизи-
онных “картинок”, принимаемых узлом связи ЦУП.
Коллективные средства отображения предназначены для пред-
ставления персоналу управления и руководству полетом опера-
тивной обобщенной информации о ходе и выполнении
программы полета. В их состав входят просветные и телевизион-
ные экраны, размещаемые в главном зале управления ЦУП,
оптико-проекционные средства, телевизионные проекторы и
светоинформационные табло.
418
Средства связи узла связи ЦУП служат для обмена всеми
видами полетной информации между ЦУП, НКУ и привлека-
емыми к управлению полетом средствами, а также для обеспече-
ния внутренних связей ЦУП.
В их состав входят системы приема и передачи информации
по широкополосным (телевизионным) каналам связи, дальней
телефонной и телеграфной связи с элементами НКУ и привле-
каемыми средствами, телефонной связи с экипажем ОК и внут-
ренней оперативной связи ЦУП.
Система широкополосной связи используется
для обмена информацией в ЕЦП между ЦУП и НКУ и передачи
телеметрической и телевизионной информации в ЦУП и базиру-
ется на аппаратуре уплотнения и разделения широкополосных
данных, связанной с соответствующими каналами ССПД.
Система дальней телефонной связи служит
для организации циркулярной дуплексной связи отдельных
служб и групп ЦУП с элементами НКУ и привлекаемыми сред-
ствами. В первом полете ОК использовалось около 10 таких
отдельных циркуляров (телеметрический, баллистический,
командный, технического руководства и т.п.). По телеграфным
каналам осуществляется документальное подтверждение пере-
данных по телефону директив, а также передача в ЦУП опера-
тивных сообщений о работе используемых средств. Система
телефонной и телеграфной связи ЦУП базируется на аппаратуре
уплотнения телефонных каналов, связанной со среднескорос-
тными каналами ССПД.
По отдельным закрепленным телефонным каналам осущес-
твлялась передача в ЦУП с ПК цифровой траекторной информа-
ции с системы “Вымпел”.
Система связи с экипажем обеспечивает передачу
телефонных, телеграфных и фототелеграфных сообщений от
экипажа с использованием модуляционной и коммутирующей
аппаратуры ЦУП, выходящей на специально закрепленные теле-
фонные каналы связи ССПД и на аппаратуру формирования
ЕЦП.
Система внутренней оперативной связи
предназначена для обмена телефонной информацией между
персоналом управления полетом внутри ЦУП и использует внут-
ренние телефонные каналы и оконечные шлемофонные устрой-
ства на РМ персонала управления полетом в главном зале
управления, группах поддержки и в помещениях технических
средств ЦУП.
28*
419
13.3.2. Организация управления полетом
В такой сложной системе, как АСУП, кроме обеспечения
требуемой степени надежности функционирования отдельных ее
компонентов и взаимодействующих служб каждый из них дол-
жен надежно и своевременно обмениваться данными со всеми
другими. Полет ОК требует координации работы ЦУП и распо-
ложенных в различных районах земного шара станций слежения
с функционированием всех средств связи и передачи данных и
действиями персонала ЦУП. Все эти компоненты АСУП дол-
жны работать как единое целое.
Совокупность организационных мероприятий при управле-
нии полетом призвана объединить технические возможности
бортовых и наземных средств управления с целенаправленными
действиями специалистов ЦУП, станций слежения и экипажа
ОК в целях поддержания максимальной полноты заданной прог-
раммы полета при обеспечении требуемого уровня безопасности
экипажа.
К управлению полетом ОК на различных уровнях привлека-
лись тысячи специалистов, от организации, степени подготов-
ленности и индивидуальных качеств которых во многом
зависела четкость управления.
Конкретная организационная структура ЦУП ориентирована
на обеспечение руководства полетом и взаимодействие персо-
нала управления при анализе состояния ОК по данным телемет-
рической и траекторной информации и сообщениям экипажа,
при планировании полета и выработке управляющих воздей-
ствий для передачи на борт, при анализе состояния средств ЦУП
и НКУ и оптимальном привлечении их средств к управлению
полетом с учетом эффективного взаимодействия ЦУП с внеш-
ними организациями.
При многосуточных полетах КК, в том числе и ОК, ЦУП
работает круглосуточно, поэтому предусматривается его посмен-
ная работа, при которой продолжительность работы каждой
смены зависит от интенсивности и цикличности выполняемых
полетных операций.
Организация управления полетом первого ОК (рис. 13.6)
выполнялась при постоянной работе ЦУП во взаимодействии с
орбитальным комплексом “Мир”. Подготовку и работы по
обеим этим программам координирует руководитель космичес-
кими полетами.
Руководство полетом ОК в целом и принятие “стратегичес-
ких” решений по управлению им в нештатных ситуациях (сокра-
щение программы полета, отмена сближения и стыковки с
другими КА, досрочные спуски с орбиты, переносы или измене-
420
ние программ сложных экспериментов и т.д.) осуществляет
руководитель полета ОК по согласованию с руководителем кос-
мическими полетами и Государственной комиссией.
Руководитель полета имеет заместителей по основным нап-
равлениям работы, каждый из которых в предполетный период
ведет подготовку персонала и технических средств к управлению
по своему направлению.
Оперативное (“тактическое”) управление полетом ведет смен-
ный руководитель полета, который руководит также работой
средств НКУ и ЦУП через своих заместителей в смене по нап-
равлениям. Часть персонала управления подчиняется непосред-
ственно сменному руководителю полета, часть — его
заместителям по НКУ и ЦУП.
Каждая смена ЦУП включает:
а) группу оперативного планирования для
разработки детального плана полета на текущие сутки с учетом
общего плана полета, фактического состояния ОК и средств
НКУ и ЦУП, а также формирования программы каждого сеанса
связи текущих полетных суток;
6) груп пу анализа для оценки работы бортовых систем
ОК и выработки рекомендаций для группы оперативного плани-
рования по дальнейшему использованию бортовой аппаратуры.
В ее состав входит подгруппа контроля работоспособности поса-
дочных систем ОК. Группа анализа совместно с группой опера-
тивного планирования при необходимости готовит задания для
наземных стендов по моделированию полетных операций и
идентификации отказов;
в) груп пу АСУП для комплексного анализа работы БКУ
и НКУ, а также оценки качества работы математического обес-
печения ЦУП по передаче КПИ на ОК;
(группы а, б, в, а также группа л — группа баллистических
расчетов,'функции которой будут рассмотрены ниже, — явля-
ются центральными в организационной структуре персонала
управления, обеспечивая подготовку и реализацию основных
решений в ходе полета);
г) груп пу анализа и подготовки научных
и народнохозяйственных экспериментов,
которая анализирует работу научной и прикладной аппаратуры
ОК и с учетом предварительных результатов уже выполненных
экспериментов дает предложения в группу оперативного плани-
рования по корректировке программы бортовых исследований и
организует связь ЦУП с ЦОНИ;
д) груп пу свя зи с эки па жем, которая в соответ-
ствии с планом сеансов радиосвязи, составленным группой опе-
422
ративного планирования, разрабатывает радиограммы для
передачи на ОК и ведет непосредственную связь с его экипажем;
е) труп пу медицинского контроля для опера-
тивной оценки состояния экипажа ОК и подготовки в случае
необходимости рекомендаций для группы оперативного плани-
рования по изменению режима дня и проведению лечебно-про-
филактических мероприятий;
(работу групп а, б, в, г, д, е (в первом полете групп а, б, в) в
каждой смене координирует непосредственно сменный руково-
дитель полета);
ж) группу реализации управляющих воз-
дей ствий, которая оперативно руководит работой средств
станций слежения и контролирует прохождение программы
сеанса связи и отдельных радиокоманд на борт ОК непосред-
ственно в сеансах связи;
з) труп пу анализа работы средств НКУ, кон-
тролирующую состояние приемопередающих средств станций
слежения, проведение регламентных работ на них и при необхо-
димости готовящую рекомендации для групп реализации и опе-
ративного планирования по изменению состава наземных
средств, привлекаемых к управлению полетом;
и) группу внешних связей НКУ для контроля сос-
тояния всех видов связи станций слежения с ЦУП и при необхо-
димости подготовки рекомендаций по изменению состава
каналов связи, привлекаемых для передачи полетной информа-
ции;
(работу групп ж, з, и координирует заместитель руководителя
полета по НКУ);
к) группу сбора и обработки ТМИ, которая орга-
низует и контролирует работу средств и математического обеспе-
чения ТМ ИВК, а также качество каналов связи и ТМИ,
передаваемой в ЦУП со станций слежения и через ССКУ;
л) труп пу баллистических рас ч е то в, которая в
соответствии с детальным и общим планами полета ведет расчет
траектории движения ОК на БИВК, обеспечивает все группы
ЦУП стандартной баллистической информацией о зонах связи с
ОК и световой обстановке на орбите, выполняет расчеты орби-
тальных маневров ОК, маневра схода с орбиты ИСЗ при спуске
и передает в группу оперативного планирования данные для их
реализации, а также контролирует качество траекторных измере-
ний, поступающих в ЦУП, и, если это необходимо, направляет
заявки в группу оперативного планирования на проведение
дополнительных траекторных измерений; группа баллистических
расчетов входит в состав головного БЦ, проводит обмен дан-
ными с дублирующими БЦ и координирует их работу;
423
м) группу автоматизации управляющих
воздействий, контролирующую на основе программы
сеанса связи, разработанной группой оперативного планирова-
ния, формирование массивов радиокоманд в КИВК ЦУП и их
прохождение на ОК в зоне связи;
«) группы обслуживания ИВК ЦУП, средств
отображе ния (индивидуальных и коллективных) и внут-
ренних связей ЦУП, которые обеспечивают и организуют
надежное функционирование технических средств ЦУП;
(работу групп к, л, м, н координирует заместитель руководи-
теля полета по ЦУП);
о) ре ги ональ ную группу управления посад-
кой, размещенную в ОКДП ОК (для пилотируемого полета
создаются аналогичные группы на запасных аэродромах),
которая включает подгруппы анализа работы бортовых систем
ОК и управления, располагает средствами обработки и отобра-
жения телеметрической и траекторной информации и связи с
экипажем, а по указанию ЦУП может брать на себя управление
полетом ОК на участке спуска и посадки;
п) группу контроля и анализа системы
“ В ы м пел”, которая контролирует подготовку и работу ради-
отехнических подсистем обеспечения посадки ОК на основном
и запасных аэродромах, а также работу бортовых средств коррек-
ции СУ ОК и наземных средств обработки и отображения траек-
торной информации на спуске;
р) груп пу контроля и анализа средств ПК,
осуществляющую связь с основным и запасным аэродромами
посадки ОК, а также взаимодействие ЦУП с Гидрометеоцентром
по метеоусловиям посадки ОК и контролирующую подготовку и
состояние ВПП и средств обслуживания на основном и запас-
ных аэродромах;
(работу групп о, п, р координирует заместитель руководителя
полета по посадке).
Работа руководителя полета, его заместителей, сменного
руководителя полета и руководителей групп ЦУП и региональ-
ной группы управления посадкой в отличие от руководства
обычными коллективами характерна тем, что каждый из них
является в то же время и оператором. Как руководитель он ста-
вит задачу перед остальными операторами, следит за своевре-
менностью принятия ими решений, но одновременно с этим
должен держать в поле зрения всю основную конкретную
информацию о ходе полета, состоянии ОК, НКУ и ПК и
нередко принимать ответственные самостоятельные решения, от
которых могут зависеть выполнение программы полета и безо-
пасность экипажа. Как оператор в составе группы он в интере-
424
сах общего дела в какие-то периоды своей деятельности может
временно уступать функции лидера другому члену группы.
Достаточно узкая специализация операторов в группах, с
одной стороны, способствует более квалифицированному
решению ими своих задач, но, с другой стороны, требует боль-
шого доверия между ними и руководителями групп в сменах,
четкой согласованности действий каждого из них в каждой
группе во времени.
Каждая смена должна стремиться обеспечить полет ОК с
минимальными отклонениями от запланированной программы.
При возникновении нештатной ситуации главная задача состоит
в том, чтобы максимально быстро провести ее анализ и вырабо-
тать программу выхода из нештатной ситуации из числа заранее
подготовленных, записанных в документации и неоднократно
оттренированных операций. Это естественно: ведь над вариан-
тами нештатной программы работали на протяжении всей под-
готовки к полету и в них учитывались все мельчайшие детали
работы систем ОК и наземных служб.
Но если в реальном полете возникнет непредусмотренная
нештатная ситуация, то задача персонала ЦУП — разработать за
часы (а иногда и минуты!) новый вариант программы полета и
выдать необходимые указания экипажу и наземным службам.
В процессе полета, когда критическим фактором зачастую
становится время выработки решения, постоянно возникает
потребность в простых и достаточно “грубых” решениях. Искус-
ство специалиста по управлению полетом заключается в том,
чтобы эффективность принятого приближенного (“грубого”)
решения находилась в допустимых пределах.
При непредусмотренных нештатных ситуациях специалист
ЦУП всегда должен помнить, что лучше подготовить и реализо-
вать приближенное решение, которое может быть использовано,
чем точное, но запоздавшее, а значит, уже не нужное решение.
13.4. ПОДГОТОВКА АСУП, НКУ И НАЗЕМНОГО
ПЕРСОНАЛА К УПРАВЛЕНИЮ ПЕРВЫМ
БЕСПИЛОТНЫМ ПОЛЕТОМ ОК
Подготовка АСУП и НКУ к управлению первым полетом ОК
проводилась в рамках специальной комплексной программы
экспериментальной отработки, разработанной с учетом:
выполнения основного объема экспериментальных работ в
наземных условиях до начала летных испытаний при наиболь-
шем приближении к условиям реального полета (в том числе с
учетом возможных неблагоприятных сочетаний внешних фак-
торов и режимов работ, а также нештатных ситуаций);
425
1 ‘ 1 АИ БКУ и НКУ '
| БКУ Отработка СУ j
Отработки 6РТК ।
Отработка СБИ ®
Отработка СКД
Отработка СОИ-ОУ
ПУП | Отработка техн, средств 1
Отработка СМОКПУ |
Отработка СНОСНО |
Отработка СМО I ТМИ
с: Отработка средств приема ТМИ
Отработка средств обид- на (кпибнотми)
Отработка средств 1 приема Тви ’
Отработка средств 1 обмена ТЛ<РИ 1
Отработка средств ССПД
Отработка средств ССКУ
Отработка средств системы „Вымпел” j
Отработка средств ПК
КИ БКУ и НКУ
I Совместные испытания
средств и МО БКУ ОК на
I комплексных стендах
| Испытания средств и
МО ОК на летающей
лаборатории Ту-15ЫЛ и
при полетах аналога ОК
I Совместная отработка .
у средств и МО ЦУП при -в
. взаимодействии с КМС
У-
Совместные испытания
всех средств каждой
станции слежения при взаимо
действии с ЦУП
Комплексные испытания
всех станций слежения
совместно с ЦУП по прог-
рамме первого палета ОК
Совместная отработка
средств ПКОК с помощью
летающей лаборатории
Ту-15^ АЛ
Рис. 13.7. Схема отработки БКУ и НКУ
ИИ БКУ ц НКУ в составе
________АСУП, тренировки_____________
Испытания взаимодействия средств
и МО БКУ й НКУ при отработке управля-
ющих воздействий, выдаваемых из ЦУП
на комплексный стенд и КМС
Комплексные испытания БКУ и НКУ
при отработке взаимодействия
ЦУП с ОК через ССКУ (СР„Космос-1897”
и пункт ретрансляции) и нахождении
ОК на площадке ОКИ ОДУ
Комплексные испытания БКУ и НКУ
при отработке взаимодействия ЦУП
с ОК через станцию слежения Джусалы
и нахождении ОК на СК (в сборе с PH)
Комплексные испытания всех поса-
дочных средств на участке
спуска при полетах летающих
лабораторий МиГ-25 ПУ иТу-15ЧЛА
Автономные (с использованием КМС)
и комплексные тренировки
персонала управления в ЦУП и
региональной группы ПК
оптимизации комплексирования наземной отработки в целях
получения максимального достоверного объема информации о
функционировании систем НКУ и АСУП в целом с учетом
временных ограничений на испытания;
сочетания методов математического и физического моделиро-
вания с реальным использованием средств, предусмотренных в
полете для обработки и анализа всех видов полетной информа-
ции;
максимального использования существующего опыта созда-
ния и отработки космической и авиационной техники.
Наземная дополетная отработка АСУП как функционального
объединения БКУ и НКУ и привлекаемых к управлению поле-
том наземных средств при подготовке к первому запуску ОК
включала автономные и комплексные испытания отдельно БКУ
и НКУ, их совместные испытания по программе отработки
АСУП в целом для участков выведения и орбитального полета и
комплексные испытания всех средств по обмену информацией
на участке спуска и посадки (рис. 13.7).
Проведенные на заключительном этапе подготовки к полету
комплексные тренировки наземного персонала управления мак-
симально использовали работы и этапы отработки бортовых и
наземных средств управления полетом.
Следует отметить, что при испытаниях БКУ на комплексном
стенде ОК было отработано взаимодействие математического
обеспечения БКУ и ЦУП по обмену КП И, в том числе основ-
ные управляющие воздействия НКУ на ОК, предусмотренные в
штатном полете и в рассмотренных нештатных ситуациях. Пол-
ный объем управляющих воздействий отрабатывался при вза-
имодействии ЦУП с КМС.
13.4.1. Автономные и комплексные испытания
средств НКУ и ЦУП
Автономные и комплексные испытания средств НКУ прово-
дились в несколько этапов.
На первом этапе проводились АИ последовательно отдельных
средств НКУ на каждой станции слежения, при этом раздельно
отрабатывались средства приема и передачи полных потоков
телеметрической и телевизионной информации, средства обмена
информацией ЕЦП и телефонной связи при взаимодействии с
ЦУП через соответствующие широкополосные и телефонные
каналы ССПД и широкополосные каналы ССКУ. На этом этапе
особо следует отметить отработку передачи данных ЕЦП с
использованием СР “Луч” и подмосковного пункта ретрансля-
427
ции, а также отработку передачи ТМИ в ЦУП с плавучих стан-
ций слежения в Тихом океане.
На втором этапе одновременно проводились испытания всех
средств каждой отдельной станции слежения при взаимодей-
ствии с ЦУП.
И наконец, на завершающем этапе проводились комплексные
испытания всех средств станций слежения при взаимодействии с
ЦУП через каналы ССПД и ССКУ по полной программе обмена
информацией первого кратковременного полета ОК.
Параллельно с этими испытаниями НКУ отрабатывались
средства и математическое обеспечение ЦУП: вначале авто-
номно отрабатывались средства и разделы МО (обработка и ана-
лиз ТМИ и траекторных измерений, формирование и обмен
КП И в ЕЦП, прием телевизионной информации и обмен теле-
фонными сообщениями), а затем совместно средства и матема-
тическое обеспечение ЦУП с комплексным задействованием
ИВК, средств отображения и связи.
Особо следует остановиться на отработке средств и математи-
ческого обеспечения приема и обработки траекторной информа-
ции. При отработке других видов информации в качестве
тестовых использовались данные, полученные на предшеству-
ющих этапах наземных испытаний ОК, или данные моделирова-
ния полета на КМС. Что же касается траекторных измерений,
получаемых в режиме ЕЦП, то к первому полету их моделирова-
ние на наземных стендах не было реализовано и требовалась
специальная подготовка тестовых баллистико-навигационных
данных. Для их получения использовались реальные траектор-
ные измерения по полету орбитального комплекса “Мир”,
которые с помощью специально разработанного математичес-
кого обеспечения перекодировались в формат ЕЦП. Преобразо-
ванные таким образом траекторные измерения направлялись на
станции слежения, откуда при тренировках передавались в ЦУП.
13.4.2. Совместные испытания БКУ и НКУ по
программе отработки АСУП
Отработка взаимодействия БКУ и НКУ при обмене всеми
видами полетной информации проводилась на завершающей
стадии подготовки к полету ОК с привлечением находящегося к
этому времени на космодроме реального ОК, ЦУП, станции сле-
жения в Джусалы и штатных каналов связи ПИК, ССПД и
ССКУ.
На первом этапе отработки проверялась связь ОК с ЦУП по
обмену ЕЦП (КПИ и ТМИ) по тракту ССКУ “ОК - СР
“Луч” — подмосковный пункт ретрансляции — ЦУП”, а также
428
по обмену ТМИ через широкополосные наземные и спутнико-
вые каналы ПИК и ССПД. На этом этапе испытаний ОК нахо-
дился на площадке ОКИ ОДУ. Из ЦУП были последовательно
выданы управляющие воздействия на ОК от начального установ-
ления связи по каналу ЕЦП в малоформатном кадре до обмена
КП И и ТМИ в запланированных тестовых сеансах связи. Обмен
КП И с ОК контролировался в ЦУП по полному потоку ТМИ, а
ЦУП в реальном масштабе времени привлекался к обработке и
анализу телеметрической информации по огневым испытаниям
ОДУ.
На втором этапе отработки взаимодействия БКУ и НКУ
проверялась связь ОК с ЦУП по обмену ЕЦП через станцию
слежения в Джусалы и далее (совместно с полными потоками
ТМИ) через широкополосные каналы ПИК и ССПД. На этом
этапе испытаний ОК находился в сборе с PH на СК. Работы по
этой программе проводились дважды и совмещались с комплек-
сными испытаниями PH и ОК при “сухом” вывозе.
13.4.3. Комплексная отработка средств обмена всеми
видами информации на участке спуска и посадки
Отработка средств обмена всеми видами полетной информа-
ции на участке спуска и посадки проводилась в три этапа: на
первом испытаниям подверглись только наземные средства, на
втором и третьем испытания проводились с использованием
летающей лаборатории МиГ-25ПУ.
В процессе этих испытаний отрабатывалось взаимодействие
аппаратуры приема ТМИ на станциях слежения в Джусалы,
станциях слежения ПИК и ПК; средств обработки, отображения
и документирования телеметрической информации ОКДП ПК и
ЦУП; аппаратуры приема телевизионной информации станций
слежения ПИК и обмена телефонной информацией станций
слежения ПИК и ПК; средств системы “Вымпел” на ПК и сек-
тора командно-диспетчерского пункта системы “Вымпел” в
ЦУП, а также средств выработки и передачи оперативных целе-
указаний антенным системам ПК и станциям слежения ПИК.
Привлекаемый к отработке посадочных средств самолет
МиГ-25ПУ совершал полеты с высоты 18... 16 км по траекто-
риям, близким к траектории движения ОК, и был оснащен
аппаратурой, позволявшей проводить отработку реальной назем-
ной аппаратуры приема телевизионной информации, радиолока-
ционных средств траекторного контроля системы “Вымпел”,
проверять аппаратуру обмена телефонной информацией с
экипажем ОК и в ограниченном объеме — средств приема ТМИ
(их дополнительная проверка проводилась при полетах лета-
429
ющей лаборатории Ту-154ЛЛ). Управление полетом самоле-
та-имитатора осуществлялось из ОКДП ПК.
На первом этапе испытаний проверялась правильность отра-
ботки целеуказаний от системы “Вымпел” средствами станций
слежения ПИК и в Джусалы по информации модели движения
ОК, заложенной в память наземного вычислительного ком-
плекса системы “Вымпел”.
На втором этапе испытаний проверялись наземные техничес-
кие средства, расположенные в районе ПК, с использованием
самолета МиГ-25ПУ, при этом оценивались работа подсистемы
траекторного контроля системы “Вымпел”, динамика отслежи-
вания целеуказаний наземными средствами, качество принима-
емой информации и отображения траекторных данных о полете
имитатора на ОКДП.
На третьем этапе испытаний с использованием самолета
МиГ-25ПУ проводилась комплексная проверка технических
средств обмена, математического обеспечения обработки инфор-
мации о спуске ОК и отображения обработанной траекторной
информации параллельно на ПК и в ЦУП с одновременным
проведением комплексных тренировок персонала ЦУП и реги-
ональной группы управления посадкой.
Всего по программе второго и третьего этапов испытаний
было выполнено 30 полетов самолета МиГ-25ПУ с 54 заходами
на посадку по траекториям снижения, близким к траектории
ОК, а также дополнительные полеты по отработке методики
целеуказаний с Земли пилотам самолета сопровождения для
встречи с ОК.
13.4.4. Тренировки персонала ЦУП
Тренировки персонала управления полетом с отработкой тех-
нологии и циклограмм взаимодействия и обмена всеми видами
полетной информации, а также полетной документации прово-
дились в несколько этапов с различным уровнем моделирования
полета и объемом привлекаемых средств БКУ и НКУ АСУП.
На первом этапе основной состав персонала ЦУП отрабаты-
вал действия по управлению полетом при взаимодействии с
КМС, который, воплощая идею имитационного моделирования
полета, является наиболее дешевым и доступным средством
моделирования, позволяющим отработать основной объем
полетных операций без привлечения дорогостоящих (и занятых
на других летных испытаниях) реальных средств НКУ и каналов
связи ССПД и ССКУ.
430
Основными элементами KMC являются:
вычислительный комплекс для реализации математического
обеспечения моделей бортовых систем и динамики движения
ОК;
реальный БЦВК;
пульты управления стенда;
рабочие места экипажа с СОИ-ОУ (для моделирования пило-
тируемого полета);
имитаторы внешней обстановки в иллюминаторах и оптичес-
ких приборах ОК (для моделирования и тренировок по прог-
рамме пилотируемого полета).
Вычислительный комплекс КМС построен в виде многома-
шинной трехуровневой вычислительной системы. Ее I уровень
представляет собой двухмашинный комплекс ВК-2Р-60, объеди-
няющий две ЭВМ ЕС 1060 (в качестве резервного может быть
использован вычислительный комплекс на базе ЭВМ БЭСМ-6),
на котором реализуется математическое обеспечение моделиро-
вания бортовых систем и динамики движения центра масс ОК.
II уровень состоит из трех пар двухпроцессорных ЭВМ СМ-2,
причем каждая пара (одна из ЭВМ каждой пары постоянно
находится в “горячем” резерве) решает соответственно задачи
обмена данными с ЦУП, с БЦВК, с реальной аппаратурой и
пультами стенда (для пилотируемого полета добавляется четвер-
тая пара СМ-2 для обмена данными с имитаторами внешней
обстановки). III уровень образуют БЦВК и четыре аналоговые
машины АВК-32 для моделирования движения ОК относительно
центра масс.
Всего было проведено 16 тренировок по полной программе
первого беспилотного полета ОК со “сквозным” моделирова-
нием на КМС.
На втором этапе подготовки полный состав персонала ЦУП
взаимодействовал с реальным НКУ, ПИК и ПК, региональной
группой управления посадкой по программе обмена данными
первого полета ОК. Было проведено семь таких комплексных
тренировок.
Третий этап тренировок совмещался с работами на космод-
роме во время отработки связи с ОК через СР ССКУ (одна
тренировка), при комплексной отработке посадочных средств
(две тренировки), при проверках PH совместно с ОК на СК (две
тренировки) и при проверках контрольного набора стартовой
подготовки ОК (три тренировки).
Этот заключительный этап характеризовался наиболее пол-
ным привлечением всех средств и персонала ЦУП при взаимо-
действии с реальным ОК и летающими имитаторами.
ПЕРВЫЙ ПОЛЕТ ОРБИТАЛЬНОГО
КОРАБЛЯ “БУРАН”
К этому полету готовились более 12 лет. И еще 17 дней из-за
отмены старта 29 октября 1988 г., когда за 51 с до него не
прошло нормальное отведение площадки с приборами прицели-
вания и была выдана команда на отмену старта. А затем слив
компонентов топлива, профилактика, выявление причин отказа
и их устранение. “Не торопиться! — предупреждал председатель
Государственной комиссии В. X. Догужиев. — Прежде всего
безопасность!” Все происходило на глазах миллионов телезрите-
лей... Очень высоко напряжение ожидания...
Задачей первого полета МРКК “Энергия”—“Буран” были
продолжение летной отработки PH “Энергия” и проверка фун-
кционирования конструкции и бортовых систем ОК “Буран” на
наиболее напряженных участках полета (выведение и спуск с
орбиты) с минимальной длительностью орбитального участка.
Из соображений безопасности первый испытательный полет
ОК “Буран” был определен как беспилотный, что традиционно
для отечественной космонавтики, с полной автоматизацией всех
динамических операций вплоть до рулежки по ВПП.
Первый беспилотный полет ОК “Буран” был запланирован
непродолжительным: два витка, или 206 мин полета.
В соответствии с его задачами и программой были задейство-
ваны состав и режимы работы бортовых и наземных систем.
Наземный комплекс управления, мозговым центром которого
является ЦУП, в первом полете ОК “Буран” задействовал шесть
наземных станций слежения, четыре плавучие станции и сис-
тему связи и передачи данных, состоящую из сети наземных и
спутниковых широкополосных и телефонных каналов связи.
Космодром Байконур 15 ноября 1988 г. На старте МРКК
“Энергия” — “Буран”. Циклограмма предстартовой подготовки
проходит без замечаний. Но погодные условия ухудшаются.
Председатель Государственной комиссии получает очередной
432
доклад метеорологической службы с прогнозом: “Штормовое
предупреждение”. Учитывая важность момента, синоптики пот-
ребовали письменно подтвердить получение тревожного прог-
ноза. В авиации посадка — самый ответственный этап полета,
особенно в сложных метеорологических условиях. ОК “Буран”
не имеет двигателей для полета в атмосфере, в первом полете на
его борту не было экипажа, а посадка предусматривалась с
первого и единственного захода. Специалисты, создавшие ОК
“Буран”, заверили членов Государственной комиссии, что они
уверены в успехе: для системы автоматической посадки этот
случай непредельный. Решение на пуск было принято.
В 6 ч 00 мин по московскому времени МРКК
“Энергия”—“Буран” отрывается от стартового стола и почти
сразу же уходит в низкую облачность. Проходит 8 мин участка
выведения. В 6 ч 08 мин 03 с завершается работа PH, и ОК
“Буран” начинает первый самостоятельный полет. Высота над
поверхностью Земли составляет около 150 км, и, как это предус-
мотрено баллистической схемой полета, выполняется довыведе-
ние ОК на орбиту собственными средствами. В течение
последующих 40 мин проводятся два маневра довыведения ОК
на рабочую орбиту наклонением 51,6° и высотой 250...260 км.
Параметры этих маневров (величину, направление и момент
отработки импульса ОДУ) автоматически рассчитывает БЦВК в
соответствии с заложенными полетным заданием и реальными
параметрами движения на момент отделения от PH.
Первый маневр происходит в зоне связи наземных станций
слежения, второй — над Тихим океаном. Передача телеметри-
ческой информации о втором маневре проходит по трассе
“ОК — плавучая станция слежения в Тихом океане — стаци-
онарный спутник связи — ретрансляционная станция “Орбита”
в Петропавловске-Камчатском — высокоэллиптический спутник
связи — подмосковный ретрансляционный пункт — ЦУП”
протяженностью более 120 000 км.
Вне участков маневров для соблюдения теплового режима ОК
движется в орбитальной ориентации левым крылом к Земле.
Правильность заданной ориентации подтверждается как прини-
маемой ТМИ, так и “картинкой” с бортовой телекамеры, разме-
щенной по продольной оси ОК за остеклением кабины. Четко
работает командная радиолиния, исполняются передаваемые из
ЦУП команды на управление телеметрической и телевизионной
системами ОК.
Наступает одна из завершающих операций — перезагрузка
оперативной памяти БЦВК для работы на участке спуска и пере-
качка топлива из носовых баков в кормовые для обеспечения
посадочной центровки.
29 Заказ 192
433
Проходит полтора часа полета, БЦВК рассчитывает и сооб-
щает в ЦУП параметры тормозного маневра для схода с орбиты.
Уточненные данные о скорости и направлении ветра передаются
на борт и закладываются в банк данных системы. ОК стабилизи-
руется кормой вперед и вверх. В 8 ч 20 мин в последний раз
включается маршевый двигатель и отрабатывает заданную вели-
чину скорости. ОК начинает снижаться и через 30 мин “цеп-
ляет” атмосферу. За время снижения до высоты 100 км РСУ
развернула ОК носом вперед, и, “протиснувшись” в узкую щель
ограничений, он входит в атмосферу. В 8 ч 53 мин на высоте
90 км с ним прекращается связь из-за плазменных образований.
Движение ОК в плазме более чем в три раза продолжительнее,
чем при спуске одноразовых КК типа “Союз”, и по расчету сос-
тавляет 16... 19 мин.
В 9 ч 11 мин, когда ОК находился на высоте 50 км, стали пос-
тупать доклады: “Есть прием телеметрии!”, “Есть обнаружение
корабля средствами посадочных локаторов!”, “Системы корабля
работают нормально!”. В этот момент он находился в 550 км от
ВПП, и, хотя его скорость уменьшилась, она все же в 10 раз
превышала скорость звука. До посадки оставалось чуть больше
10 мин...
“Буран” пришел в прицельную зону — на рубеж 20 км — с
минимальными отклонениями, что было весьма кстати при
посадке в плохих погодных условиях. РСУ и ее исполнительные
органы отключились, и только аэродинамические рули, задей-
ствованные еще на высоте 90 км, ведут ОК к следующему ориен-
тиру — ключевой точке. Интенсивно гасится в атмосфере
скорость. Полет проходит строго по расчетной траектории сни-
жения, на контрольных дисплеях ЦУП его отметка смешается к
ВПП ПК практически в середине допустимого коридора воз-
врата. “Буран” приближается к аэродрому несколько правее оси
посадочной полосы, все идет к тому, что он будет “рассеивать”
остаток энергии на ближнем “цилиндре”. Так думали специ-
алисты и летчики-испытатели, дежурившие на объединенном
командно-диспетчерском пункте. Включаются бортовые и
наземные средства радиомаячной системы. После отметки 10 км
“Буран” летит, можно сказать, по знакомой дороге, проторен-
ной летающей лабораторией Ту-154ЛЛ и аналогом ОК.
На ОКДП высшая степень напряжения: “Буран” круто изме-
нил курс и летит почти поперек оси ВПП. В чем дело? Проана-
лизировав ситуацию, служба управления докладывает: “Все в
порядке! Система не ошиблась, а просто на сей раз оказалась
“умнее”. “Буран” будет заходить на полосу не левым кругом, как
предполагалось, а правым. Выход в ключевую точку проходит по
434
оптимальной для данных начальных условий траектории при
практически предельном встречно-боковом ветре”.
Волнение на ОКДП уменьшилось. Орбитальный корабль,
совершив “свой” маневр, погасил энергию, преодолел все встре-
тившиеся ему возмущения на “цилиндре выверки курса” и
правым виражом вышел в ключевую точку.
Еще на высоте около 7 км, несмотря на сложности целеуказа-
ния, на сближение с “Бураном” вылетел самолет сопровождения
МиГ-25, пилотируемый летчиком-испытателем М. Толбоевым.
Благодаря искусству пилота на экране уверенно наблюдалось
четкое телевизионное изображение корабля — целого и
как-будто невредимого.
На высоте 4 км — выход на посадочную глиссаду. Изображе-
ние в ЦУП начинают передавать аэродромные телекамеры. Еще
минута — и выпуск шасси... И в 9 ч 24 мин 42 с после выполне-
ния орбитального полета и прохождения почти 8000 км в
верхних слоях атмосферы, опережая всего на 1 с расчетное
время, “Буран”, борясь с сильным встречно-боковым ветром,
мягко коснулся взлетно-посадочной полосы и после небольшого
пробега в 9 ч 25 мин 24 с замер в ее центре. Над ним, прощаясь,
пронесся самолет сопровождения... Необычно красивая,
правильная и изящная посадка 80-тонного корабля! Просто не
верится, что полет беспилотный. Кажется, что самый хороший
летчик не смог бы посадить “Буран” лучше. Везде, где специ-
алисты и просто причастные к этому полету люди наблюдали
посадку “Бурана”, взрыв эмоций. Огромное напряжение, с
которым велась подготовка первого полета, усиленное к тому же
предшествующей отменой старта, нашло свой выход. Нескрыва-
емая радость и гордость, восторг и смятение, облегчение и
огромная усталость — все можно было видеть на лицах в эти
минуты. Так сложилось, что космос считается технологической
витриной мира. И эта посадка позволила людям на ВПП возле
остывающего “Бурана” или у экранов телевизоров в ЦУП вновь
ощутить необычайное по остроте чувство национальной
гордости, радости. Радости за свою державу, мощный интеллек-
туальный потенциал нашего народа. Большая, сложная и труд-
ная работа сделана!
После останова “Бурана” на ВПП в течение 10 мин контро-
лируется приведение бортовых систем в исходное состояние и их
выключение. По просьбе группы послеполетного обслуживания
из ЦУП через спутник связи выдается последняя команда на
борт: системы корабля обесточены. Все! Программа первого
испытательного полета выполнена полностью!
29»
435
Заключение
Полет орбитального корабля “Буран”, выведенного на орбиту
ракетой-носителем “Энергия”, вызвал множество откликов как у
нас в стране, так и за рубежом. Он оценивается как выдающееся
достижение отечественной науки и техники. Однако высказыва-
ются и другие, часто противоречивые и во многом негативные,
мнения относительно целесообразности его создания и возмож-
ных направлений дальнейшего использования.
Какими же были основные причинные связи при принятии
решения о разработке проекта и что он дал нашей стране?
Прежде всего следует сказать о том, что в конце 1970-х и в
первой половине 1980-х годов создание МКС
“Энергия”—“Буран” стимулировалось появлением американской
многоразовой транспортной космической системы “Спейс
шаттл”, возможностью ее военного применения и связанными с
нею планами разработки так называемой стратегической оборон-
ной инициативы (СОИ) в США. Наличие системы “Спейс шаттл”
давало некоторым зарубежным политикам и военным деятелям
возможность утверждать об отставании Советского Союза в
области космоса, строить планы “технологического отрыва” в
рамках объявленной в 1983 г. программы СОИ, предусматрива-
ющей создание эшелонированной системы ПРО с элементами
космического базирования, и индустриального освоения кос-
моса.
В то время военные и политические круги нашей страны
стремились к выравниванию положения и к созданию отечес-
твенной системы, которая по своим возможностям не уступала
бы системе “Спейс шаттл”. В связи с этим при разработке МКС
“Буран” (так изначально называлась система) учитывались как
военные аспекты, так и проблемы мирного освоения космоса, в
том числе перспективные планы разработки космической тех-
ники и необходимость создания задела для будущих крупных
космических проектов (развитые орбитальные комплексы, базы
на Луне, межпланетные перелеты и т.п.). Для реализации таких
проектов важным было предложение НПО “Энергия” о созда-
нии в рамках МКС “Буран” мощной ракеты-носителя будущего,
на рациональность реализации которой неоднократно и настой-
436
чиво обращал внимание академик В. П. Глушко. При разработке
МКС “Буран” учитывались потребности науки и народного
хозяйства в проведении исследований и выполнении космичес-
ких работ, а также целесообразность и необходимость освоения
отечественной промышленностью новых технологий.
Цели разработки МКС “Буран” формировались на основе
комплексного подхода как к задачам обороны, так и к интересам
различных отраслей и направлений развития науки, техники и
народного хозяйства страны.
Успешный пуск ракеты-носителя “Энергия”, а затем и
МРКК “Энергия”—“Буран” и первая в мире автоматическая
посадка многоразового орбитального корабля показали высокий
уровень научного, технологического и производственного потен-
циала ракетно-космической отрасли нашей страны и ее возмож-
ности по реализации самых сложных научно-технических
проектов. Наша страна стала обладать ракетно-космической сис-
темой, которая сопоставима с системой “Спейс шаттл”, а в
ракетной части превосходит ее, и которая при необходимости
способна служить основой противодействия СОИ, т.е. быть
сдерживающим началом. Тем самым был сделан важный вклад в
создание предпосылок для последовавшего оздоровления обста-
новки в мире. Это стало технико-политическим аспектом полез-
ности создания МКС “Энергия”—“Буран”.
Ожидать получения экономического эффекта от первых поле-
тов орбитального корабля “Буран” так же неразумно, как нера-
зумно было требовать отдачи от первого самолета или первого
искусственного спутника Земли. Орбитальный корабль “Буран”
положил начало новому направлению в отечественной космо-
навтике. Подобно первым разработкам в других отраслях тех-
ники он как бы опережает свое время. Однако с учетом планов
перехода к промышленному освоению космоса, основу которого
будут составлять обслуживаемые орбитальные комплексы, он
органично вписывается в них как элемент их космической
инфраструктуры, без которого ее практическое использование
представляется недостаточно эффективным.
Ракета-носитель “Энергия” в семействе средств выведения,
как орбитальный корабль “Буран” в структуре орбитальных ком-
плексов, занимает особое место. Возможно ее использование с
применением дополнительных разгонных блоков для выведения
на геостационарную орбиту унифицированных платформ массой
15 т и более как в целях организации глобальной системы связи
(телефонных, телевизионных информационных комплексов),
охватывающих всю территорию земного шара, так и в интересах
создания системы экологического наблюдения Земли. PH
“Энергия” как ракета тяжелого класса может служить основой
437
для строительства орбитальных комплексов нового поколения, а
также для реализации более отдаленных космических проектов,
например освоения Луны или полета к Марсу.
Для решения этих задач необходимо выведение на орбиту
крупных блоков и конструкций, доставка которых другими сред-
ствами выведения, в том числе многоразовыми, еще долгое
время будет невозможна.
Конкретной областью применения МРКК “Энергия”—
“Буран” в народном хозяйстве и экономически оправданным
использованием орбитального корабля “Буран” могут быть
задачи создания и обслуживания орбитальных комплексов типа
“Мир”.
Развертывание на орбите промышленного производства мате-
риалов и препаратов, проведения широких исследований и наб-
людений требуют организации доставки на орбитальную
станцию до 60 т и возвращения на Землю до 30 т грузов еже-
годно. Использование ОК “Буран” позволяет обеспечить пот-
ребный грузовой поток, а также более рационально и
экономически эффективно подойти к созданию будущих специ-
ализированных модулей.
Такие дорогостоящие модули можно было бы возвращать на
Землю для подготовки к повторному использованию или модер-
низации, что особенно эффективно для биотехнологических
модулей, требующих регулярной профилактики. Кроме сокраще-
ния затрат на изготовление модулей применение ОК “Буран”
позволило бы существенно повысить их практическую отдачу за
счет исключения систем и двигательных установок для их довы-
ведения на орбиту орбитальной станции и стыковки с ней.
При выполнении грузовых операций один полет ОК “Буран”
способен заменить полеты 6... 10 транспортных космических
кораблей “Прогресс” по доставке грузов на орбитальную
станцию и такое же количество космических кораблей для воз-
вращения, т.е. один запуск ОК “Буран” мог бы заменить 15...20
запусков одноразовых КК, стоимость которых почти в два раза
выше стоимости одного запуска ОК “Буран”.
По предварительным оценкам, использование ОК “Буран”
для обслуживания орбитальной станции в течение пяти лет дало
бы возможность существенно сократить эксплуатационные
расходы и высвободить производственные мощности за счет
повторного использования модулей и их бортовых систем.
Еще одной областью возможного применения ОК “Буран”
являются сборка и обслуживание больших конструкций, в том
числе ферменных конструкций орбитальных станций, антенных
систем больших радиотелескопов, концентраторов солнечной
438
энергии и т.д., создание многих из которых практически невоз-
можно на Земле.
Орбитальный корабль “Буран” обладает возможностью
проводить транспортно-техническое обслуживание космических
аппаратов с использованием доставляемого оборудования путем
замены и ремонта вышедших из строя агрегатов, что может
продлить время активного существования космических аппара-
тов в 2...2,5 раза й соответственно сократить объем производ-
ства.
Для проведения транспортно-технического обслуживания ОК
“Буран” оснащен универсальным бортовым комплексом обслу-
живания полезных грузов, который может быть применен при
работах с малыми космическими аппаратами.
Орбитальный корабль “Буран” может также использоваться
для возвращения на Землю космических аппаратов и их состав-
ных частей. Это направление имеет два аспекта: первый — воз-
вращение экологически опасных космических аппаратов и
космических аппаратов, предназначенных для повторного
использования, и второй — проведение исследований конструк-
ций и материалов после их длительного пребывания в космосе.
В ряде случаев представлялось целесообразным выведение
ОК “Буран” космических аппаратов благодаря его возможнос-
тям по их обслуживанию и несмотря на высокую удельную сто-
имость выведения по сравнению с одноразовыми носителями.
Это особенно эффективно при доставке на орбиту сложных
дорогостоящих космических аппаратов, так как после выведения
существует возможность проверить их функционирование,
устранить неполадки и обеспечить надежную работу при дли-
тельной эксплуатации.
И, наконец, возможно использование ОК “Буран” как самос-
тоятельного космического аппарата с целью проведения в авто-
номном полете исследований и экспериментов, отработки
систем перспективных космических комплексов с многократ-
ным использованием дорогостоящей исследовательской аппара-
туры.
И еще несколько слов о назначении и использовании орби-
тального корабля “Буран”. В печати можно встретить утвержде-
ния о том, что США совершили ошибку, приняв решение о
разработке МТКС “Спейс шаттл”, а СССР в свою очередь, под-
ражая Америке, необоснованно втянулся в космическую гонку.
Можно с уверенностью сказать, что и МТКС “Спейс шаттл”, и
МРКК “Энергия” — “Буран” являются закономерным и необхо-
димым шагом в развитии космических программ с той оговор-
кой, что они сопоставимы в плане орбитальных операций, но в
МРКК “Энергия” — “Буран” предусмотрена возможность
439
эксплуатировать как саму систему, так и отдельно ракету-носи-
тель “Энергия”, а МТКС “Спейс шаттл” не имеет такой воз-
можности, поэтому американские специалисты рассматривают
создание ее грузового варианта “Шаттл-С”.
Что же касается ошибочности программы “Спейс шаттл”, то
это заблуждение, основанное на некоторых полемических пуб-
ликациях в американской прессе. Проведено большое
количество успешных запусков корабля. Увеличивается
количество заказчиков на участие в полетах.
Говоря об экономической отдаче, которая ожидалась от
эксплуатации ОК “Буран”, нельзя не остановиться на вопросе
использования научно-технического задела, созданного при его
разработке. В основу конструкции и систем ОК “Буран” зало-
жены технические решения, многие из которых не имеют анало-
гов в мировой практике; разработаны новые системы,
конструктивные материалы, оборудование, теплозащитные пок-
рытия и новые технологические процессы. Все эти достижения
могут быть широко использованы практически во всех отраслях
народного хозяйства — от производства товаров народного пот-
ребления и медицины до атомной энергетики. Эффект от их
внедрения может исчисляться миллиардами рублей. Американ-
ский опыт показывает, что космические программы окупаются с
лихвой. Так, при затратах на “лунную” программу около
23 млрд. дол. экономический эффект от использования в
промышленности технологий, разработанных по проекту, был
оценен в 70 млрд. дол.
При создании ОК “Буран” было получено около 600 ориги-
нальных научно-технических достижений. Это новые техноло-
гии и материалы, станки и устройства, программы и методики,
экспериментальные установки, измерительная техника,
автоматизированные системы управления и т.п., часть из
которых опробована и освоена в различных отраслях промыш-
ленности, а многие ждут своего применения.
Система контроля и диагностики ОК “Буран” может быть
использована как основа для повышения надежности и безопас-
ности работы сложных комплексов, в том числе атомных элек-
тростанций. Ее внедрение может позволить практически
исключить человека с его ограниченными возможностями из
процесса принятия решений в экстремальных ситуациях. Эколо-
гически чистые источники электроэнергии ОК могут использо-
ваться в различных отраслях народного хозяйства, например в
автомобилестроении для карьерных самосвалов; а полностью
автоматическая посадка ОК “Буран” открывает дорогу к всепо-
годному использованию аэропортов.
440
Материалы, без которых было бы невозможно создание
ракетно-космических систем (высоколегированные жаропроч-
ные стали, сплавы на основе алюминия и магния, высокоогне-
упорная керамика, высокочастотные диэлектрики,
теплозащитные материалы, смазки, клей, герметики, резина,
тончайшие полимерные металлизированные пленки, антифрик-
ционные и антикоррозийные покрытия), имеют многообразную
и порой неожиданную сферу применения. Так, разработанный
углерод-углеродный материал нашел широкое применение в
медицине, оказавшись почти идеальным для изготовления
искусственных суставов в технике протезирования.
Новые технологии могут эффективно использоваться в любой
отрасли промышленности. Например, автоматическая сварка с
помощью специальных сварочных головок может применяться в
пищевой промышленности для сварки трубопроводов оборудо-
вания по переработке молока и выработке сахара, а также в неф-
техимической промышленности и атомной энергетике. Пайка с
использованием припоев без серебра может сэкономить значи-
тельное его количество. Высокоточное герметичное литье из
жаропрочных сплавов успешно употребляется при изготовлении
корпусов клапанов и насосов для молочной промышленности.
В процессе разработки ОК “Буран” была создана современ-
ная экспериментальная база для отработки и испытаний дета-
лей, узлов и агрегатов, в том числе комплекс уникальных
стендов для испытаний на статическую, динамическую, ударную
и вибрационную прочность крупногабаритных конструкций,
безэховая камера проверки радиосистем и т.д. Эта база могла бы
быть использована на договорной основе всеми машиностро-
ительными отраслями, так как включает большой набор совре-
менных измерительных средств с автоматизированной
обработкой результатов измерений, а также многочисленные
методики и банк программного обеспечения, необходимые для
изучения состояния элементов конструкции любых машин и
механизмов.
Использование в народном хозяйстве научно-технических
достижений позволило бы со временем компенсировать затраты
на создание МРКК "Энергия” — “Буран”. Однако это будет
зависеть от восприимчивости нашей экономики и промышлен-
ности к нововведениям, их переориентации на выпуск конку-
рентоспособных, отвечающих мировому уровню технических
разработок.
В связи со снятием завесы секретности другим возможным
источником средств, который позволяет компенсировать затраты
на космические разработки, а также решать часть задач, связан-
ных с конверсией оборонных отраслей, является выход на внеш-
441
ний рынок. Авиационная и космическая отрасли — одни из
немногих, развитие которых шло на принципах прямой конку-
ренции с Западом. В них всегда действовало правило: работать
на опережение, непрерывно совершенствуя свои разработки; а
если у потенциального конкурента появлялась какая-то
новинка, нечто подобное и даже лучше должно было быть неза-
медлительно создано и у нас. Поэтому в этих отраслях так высок
уровень исследований и разработок технических решений и
ракетно-космических средств, которыми располагает только
наша страна. Предоставление на коммерческой основе с оплатой
в твердой валюте инженерных услуг по реализации научно-тех-
нических проектов в космосе с использованием наших ракет-
но-космических средств, создание объектов и сооружений
наземного комплекса, выполнение разработок в области ракет-
но-космической техники по заданиям иностранных заказчиков,
продажа лицензий на использование изобретений и различных
технических сведений (“ноу-хау”), обладающих коммерческой
ценностью, реализация космической продукции (кристаллы,
полупроводники, сплавы и т.п.) и информации, полученной в
ходе космических полетов, представляются весьма перспектив-
ными направлениями экспорта и обеспечения валютных поступ-
лений.
В заключение следует сказать, что к созданию МРКК
“Энергия”—“Буран” были привлечены большие научно-техни-
ческие, производственные и строительные силы всей страны.
Сложилась эффективная кооперация предприятий и отраслей с
высококвалифицированными кадрами, мощным интеллектуаль-
ным и производственным потенциалом, накоплен передовой
опыт, образован крупный научно-технический задел, созданы
мощная экспериментальная и производственная базы, постро-
ены, оснащены и введены в эксплуатацию сложные системы и
средства подготовки запуска и управления полетом. Все это с
полным основанием можно считать нашим национальным дос-
тоянием.
Такие возможности и перспективы использования МРКК
“Энергия”—“Буран” виделись в конце 1980-х — самом начале
1990-х годов. К моменту же выхода книги ситуация изменилась.
Вследствие ослабления напряженности в мире утратили свою
значимость военно-политические аспекты возможного исполь-
зования МРКК “Энергия”—“Буран”. Подписанные в начале
1990-х годов Россией соглашения о сотрудничестве в космичес-
кой области с НАСА США, Европейским космическим агент-
ством, космическими агентствами других стран направлены на
совместное использование взаимодополняющих возможностей и
космических разработок, с тем чтобы сократить расходы
442
стран-участииц на космические программы и высвободить сред-
ства на решение других национальных задач. Так, в США и
России были пересмотрены программы создания самостоятель-
ных космических станций “Фридом” и “Мир-2” и достигнуто
соглашение о создании на их базе международной космической
станции “Альфа” с привлечением стран — членов ЕКА, Японии
и Канады. В Англии и Франции приостановлены работы по
многоразовым аппаратам “Хоттол” и “Гермес”.
В такой обстановке, при наличии отечественного парка одно-
разовых ракет-носителей и кораблей, в условиях переживаемых
нашей страной трудностей перехода к рыночной экономике,
ограниченных возможностей государственного финансирования
российской космической программы, отсутствия крупных
небюджетных заказов на использование МРКК
“Энергия”—“Буран”, правительство России в 1994 г. приняло
решение о приостановке работ по этой программе. Выделено
финансирование только на поддержание сохранности созданных
объектов и сооружений.
МРКК “Энергия”—“Буран” опередила свое время. Потенци-
альные возможности этой системы превосходят потребности
современной национальной космической программы
середины—конца 1990-х годов. Будет ли вновь востребован этот
потенциал, зависит от появления практических заказчиков и
прежде всего способности привлечь международное сообщество
к решению с помощью космических средств таких общечелове-
ческих проблем, как глобальная телесвязь, восстановление озо-
нового слоя, освещение полярных районов, утилизация ядерных
отходов и др.
Хотелось бы выразить надежду, что государственная мудрость
позволит найти оптимальный путь использования созданного
достояния. Несмотря на трудности в экономике, в динамичной
и острой обстановке нашего времени очень важно сохранить
высокий качественный уровень космической промышленности,
потеря которого может дорого (если не невосполнимо!) обойтись
нашей стране.
ОГЛАВЛЕНИЕ
От авторов............................................................ 5
Принятые сокращения................................................... 7
Введение............................................................. 14
Глава 1. Орбитальный корабль “Буран” и его характеристики .... 20
1.1. Корабль и ракетно-космическая система.................. 20
1.1.1. Составные части МКС................................... 20
1.1.2. Цели разработки и структурная схема МРКК.............. 25
1.2. Назначение и область применения........................ 28
1.2.1. Проблемы эксплуатации КА на орбитах................... 28
1.2.2. Операции обслуживания................................. 30
1.2.3. Область применения ОК :............................... 33
1.3. Основные проектные решения............................. 35
1.4. Конструкция и характеристики ..................... 47
1.4.1. Компоновка ОК......................................... 49
1.4.2. Установка полезных грузов и сменных элементов ОК. . . 51
1.4.3. Сменные отсеки и универсальное оборудование....... 53
Глава 2. Программа полета и безопасность экипажа..................... 58
2.1. Программа полета....................................... 58
2.2. Безопасность экипажа в полете.......................... 80
2.2.1. Общие сведения.................................... 80
2.2.2. Задачи безопасности на различных участках полета.... 80
2.2.3. Пожаровзрывобезопасность.......................... 82
2.2.4. Особенности и контроль полета на участке выведения . . 84
2.2.5. Нештатное завершение полета....................... 85
2.2.6. Способы и средства спасения....................... 87
2.3. Нештатные ситуации и резервные программы орбитального
этапа полета................................. 90
Глава 3. Планер орбитального корабля................................ 101
3.1. Выбор аэродинамической компоновки и аэродинамические
характеристики ОК............................ 101
3.2. Вопросы газодинамики и теплообмена........ 103
3.3. Конструкция.................................. 112
3.4. Теплозашита.................................. 124
3.5. Системы планера.............................. 130
3.5.1. Вспомогательная силовая установка.................... 130
3.5.2. Гидравлическая система............................... 137
3.5.3. Посадочные устройства................................ 140
3.5.4. Система распределения и коммутации................... 142
3.5.5. Бортовой комплекс системы управления створками,
радиаторами и замками................................ 143
3.5.6. Система наддува и вентиляции......................... 147
444
Гл а в а 4. Бортовые системы орбитального корабля................... 151
4.1. Назначение и состав................................... 151
4.1.1. Общие сведения....................................... 151
4.1.2. Комплекс бортовых систем............................ 154
4.2. Основы построения программы работы бортовых систем . . 162
4.2.1. Принципы построения логики управления................ 162
4.2.2. Типовые полетные операции............................ 166
4.3. Системы ОК............................................. 174
4.3.1. Бортовой радиотехнический комплекс................... 174
4.3.2. Бортовой телевизионный комплекс...................... 177
4.3.3. Система бортовых измерений........................... 180
4.3.4. Система электропитания............................... 183
4.3.5. Система пожаровзрывопредупреждения................... 186
Глава 5. Объединенная двигательная установка........................ 190
5.1. Назначение и состав................................... 190
5.2. Основные проектно-конструкторские решения.............. 194
5.3. Пневмогидравлическая система ОДУ....................... 195
5.3.1. Принцип построения................................... 195
5.3.2. Работа пневмогидравлической системы.................. 197
5.4. Агрегаты и системы ОДУ................................. 199
5.4.1. Маршевый двигатель................................... 199
5.4.2. Двигатели управления................................. 201
5.4.3. Капиллярное заборное устройство...................... 203
5.4.4. Пассивные и активные средства термостатирования
кислорода........................................... 205
5.4.5. Система контроля, диагностики и аварийной защиты. . . 206
5.5. Конструктивные особенности ОДУ........................ 207
5.5.1. Основные блоки.......................'............... 207
5.5.2. Дополнительные блоки................................. 209
5.6. Технический уровень ОДУ............................... 211
Глава 6. Обеспечение деятельности экипажа и теплового режима . . . 215
6.1. Кабина экипажа и рабочие места........................ 215
6.1.1. Общие сведения....................................... 215
6.1.2. Характеристика кабины................................ 216
6.1.3. Компоновка кабины и рабочих мест..................... 218
6.2. Средства жизнеобеспечения............................. 221
6.2.1. Функциональное построение............................ 221
6.2.2. Параметры атмосферы обитаемых отсеков................ 222
6.2.3. Индивидуальные средства жизнеобеспечения............. 225
6.2.4. Система водообеспечения.............................. 229
6.2.5. Средства обеспечения питанием........................ 233
6.2.6. Ассенизационно-санитарное устройство................. 234
6.3. Средства медико-биологического обеспечения............. 235
6.3.1. Назначение..................................... . 235
6.3.2. Состав. ............................................. 236
6.4. Экспериментальная отработка СЖО........................ 239
6.5. Система обеспечения безопасности экипажа............... 245
6.6. Система обеспечения теплового режима.................. 247
6.7. Средства противопожарной защиты....................... 252
Глава 7. Система управления орбитального корабля.................... 254
7.1. Назначение и состав................................... 254
7.2. Бортовой цифровой вычислительный комплекс............. 256
445
7.3. Комплекс командных приборов.......................... 257
7.4. Резервирование и надежность.......................... 259
7.5. Особенности конструкции.............................. 261
7.6. Система сбора технологической информации............. 262
7.7. Программное обеспечение.............................. 264
7.8. Комплексная отработка бортового программного
обеспечения............................................... 267
Глава 8. Система управления движением............................. 270
8.1. Назначение и состав.................................. 270
8.2. Предстартовая подготовка ОК и выведение его на
промежуточную орбиту...................................... 272
8.3. Довыведение и орбитальный маневр..................... 273
8.4. Коррекция инерциальной системы координат............. 277
8.5. Сближение и стыковка................................. 280
8.6. Восстановление ориентации............................ 282
8.7. Спуск в атмосфере.................................... 284
8.8. Программное обеспечение управления движением........ 291
Глава 9. Посадка орбитального корабля............................. 294
9.1. Общие сведения....................................... 294
9.2. Аэродинамические характеристики ОК на участке спуска и
посадки.............................................. 296
9.3. Схема полета на участке посадки...................... 300
9.4. Структура и характеристики средств посадки........... 305
9.5. Ручное управление посадкой........................... 312
9.6. Стенды для отработки посадки......................... 317
9.7. Летающий аналог ОК................................... 320
9.8. Летающие лаборатории................................. 321
9.9. Горизонтальные летные испытания...................... 323
Глава 10. Экспериментальная отработка орбитального корабля....... 326
10.1. Основные задачи и проблемы.......................... 326
10.2. Комплексная программа............................... 327
10.3. Исследовательские испытания......................... 328
10.4. Автономные испытания................................ 331
10.5. Комплексные испытания............................... 335
10.6. Экспериментальная стендовая база.................... 341
Глава 11. Подготовка орбитального корабля к запуску на техническом и
стартовом комплексах.............................................. 345
11.1. Цели и задачи наземной подготовки................... 345
11.2. Технический комплекс................................ 347
11.3. Наземная подготовка....................:............ 352
11.3.1. Этапы............................................. 352
11.3.2. Технология........................................ 355
11.4. Электрические испытания............................. 358
11.5. Средства наземной подготовки........................ 366
11.6. Подготовка ОК в запуску............................. 375
11.6.1. Организация наземной подготовки.................. 375
11.6.2. Наземная подготовка ОК на техническом комплексе . . . 376
11.6.3. Экспериментальный вывоз ОК в составе МРКК на
стартовый комплекс........................................ 377
11.6.4. Завершение наземной подготовки на техническом
комплексе................................................. 378
11.6.5 Подготовка ОК на стартовом комплексе и запуск..... 379
446
Глава 12. Посадочный комплекс орбитального корабля................. 386
12.1. Назначение и состав.................................. 386
12.2. Средства и оборудование.............................. 390
12.3. Объединенный командно-диспетчерский пункт............ 395
12.4. Средства телеметрического контроля................... 396
Глава 13. Наземный комплекс управления орбитальным кораблем . . . 399
13.1. Наземный комплекс управления как составляющая автома-
тизированной системы управления полетом................... 399
13.1.1. Совместная разработка БКУ и НКУ ОК в рамках АСУП . 399
13.1.2. Внешняя и внутренняя структурные схемы АСУП .... 401
13.1.3. Роль математического обеспечения управления полетом . 403
13.2. Назначение и структура НКУ........................... 404
13.2.1. Задачи и состав......*............................. 404
13.2.2. Обмен полетной информацией......................... 405
13.2.3. Технические средства НКУ........................... 410
13.3. Центр управления полетом............................. 412
13.3.1. Задачи и состав.................................... 413
13.3.2. Организация управления полетом..................... 420
13.4. Подготовка АСУП, НКУ и наземного персонала к управле-
нию первым беспилотным полетом ОК......................... 425
13.4.1. Автономные и комплексные испытания средств НКУ и
ЦУП........................................................ 427
13.4.2. Совместные испытания БКУ и НКУ по программе
отработки АСУП............................................. 428
13.4.3. Комплексная отработка средств обмена всеми видами
информации на участке спуска и посадки..................... 429
13.4.4. Тренировки персонала ЦУП........................... 430
Глава 14. Первый полет орбитального корабля “Буран”............. 432
Заключение......................................................... 436
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ
СЕМЕНОВ Юрий Павлович, ЛОЗИНО-ЛОЗИНСКИЙ Глеб Евгеньевич,
ЛАПЫГИН Владимир Лаврентьевич, ТИМЧЕНКО Владимир Александрович
и др.
МНОГОРАЗОВЫЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ “БУРАН”
Редакторы Б. Ф. Кузьмин, Е. В. Рослякова, Л. Л. Черкасова
Художник Н. М, Веселов
Художественный редактор Т. Н. Погорелова
Технические редакторы И. Н. Раченкова, А. Я. Дубинская
Корректоры Н. М. Кущ-Жарко, Т. П. Топчий
ИБ № 7724
Лицензия ЛР № 080003 от 15.08.91
Сдано в набор 16.05.95. Подписано в печать 27.07.95. Формат 60 х 90 1/16.
Бумага офсетная № 1. Гарнитура Таймс.
Печать офсетная. Усл.печл. 29,0 (в т.ч. цв. вкл. 1,0.)
Уч.-издл. 29,66 (в т.ч. цв. вкл. 1,44.) Тираж 6000 экз. Заказ 192
Ордена Трудового Красного Знамени издательство “Машиностроение”,
107076, Москва, Стромынский пер., 4
Оригинал-макет и электронная версия подготовлены компанией
ЭЛЕКТРОНИНФОРМ, тел./факс: (095) 120-8082.
Отпечатано с готовых фотоформ на полиграфическом предприятии «Офсет».
400001, Волгоград, ул. КИМ, 6.