СССР
АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКИЕ
СИСТЕМЫ

АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКИЕ
СИСТЕМЫ
Сборник статей
Научный редактор
академик Российской инженерной академии,
д-р техн, наук Г.Е. Лозино-Лозинский
Главный редактор
академик Российской инженерной академии,
д-р техн, наук, проф. А.Г. Братухин
Москва
Издательство МАИ
1997
ББК 27. 5.14.4
А 20
УДК 629.78
Редакционая коллегия:
Г. Е. Лозино-Лозинский, А. Г. Братухин,
А. Т. Тарасов., Э. Н. Дудар, Е. Г. Залуцкий
Сборник статей издан при содействии НПО “Молния” секции “Авиакосмическая” Российской
инженерной академии и Московского авиационного института
Авиационно-космические системы Сборник статей под редакцией
Г.Е. Лозино-Лозинского и А.Г. Братухина. - М.: Изд-во МАИ, 1997. - 416 с.: ил.
ISBN 5-7035-2068-1
Сборник состоит в основном из статей ведущих специалистов НПО “Молния”, в
которых изложены наиболее интересные научно-технические результаты работ по созда-
нию планера орбитального корабля многоразового использования “Буран” и проекти-
рованию перспективных авиационно-космических систем, в частности системы МАКС с
дозвуковым самолетом-носителем Ан-225 “Мрия”. Рассматриваются задачи аэро-
газодинамических исследовании, разработки новых конструкционных, теплозащитных и
теплоизоляционных материалов, проектирования, лабораторно-стендовых и летных
испытании, производства аэрокосмических летательных аппаратов и их бортовых
систем. Приведены результаты сравнительного анализа летно-технических и технико-
экономических характеристик перспективных многоразовых космических транспортных
систем (МКТС) различных типов, обсуждаются стратегические направления развития
МКТС.
Для специалистов в области авиационной и ракетно-космической техники и студен-
тов технических вузов. Сборник будет интересен широкому кругу читателей.
А 2705140400-318 Безобъявл.
094 (02)-97
ББК 27. 5.14.4
Приложение к журналу “Авиакосмичекая техника и технология”
Свидетельство о регистрации в Комитете Российской Федерации по печати
№ 014671 от 9 апреля 1996 года
ISBN 5-7035-2068-1
© Г.Е. Лозино-Лозинский, А .Г. Братухин, и др., 1997
© НПО “Молния”, секция “Авиакосмическая”
Российской инженерной академии, 1997
AEROSPACE TRANSPORT
SYSTEMS
Book of Technical Papers
Scientific Editor
Academician of Russian Academy of Engineering
Dr. G.E. Lozino-Lozinsky
Editor-in-Chief
Academician of Russian Academy of Engineering
Dr. Prof. A.G. Bratukhin
Moscow
Publishing House of Moscow Aviation Institute
1997
УДК 629.78
Editorial Board:
G. E. Lozino-Lozinsky, A. G. Bratukhin,
A. T. Tarasov, E. N. Dudar, E. G. Zalutsky
The Book of Technical Papers is published under with assistance of NPO MOLNIYA,
Aerospace Section of Russian Academy of Engineering and Moscow Aviation Institute
Aerospace Systems	Book of Technical Papers under edition of
G. E. Lozino-Lozinsky and A. G. Bratukhin. - Moscow: Publishing House of Moscow
Aviation Institute, 1997. - 416 pp. with illustrations.
The Book of Technical Papers consists basically of the Papers of the leading experts of NPO
MOLNIYA Russian Aerospace company. The most interesting scientific and technical results of
work on creation of the reusable BURAN Orbiter and on development of advanced Aerospace
Transportation Systems, particularly the MAKS system with the AN-225 MRIYA subsonic
Carrier-Plane, are presented in the Book. The tasks of aerodynamic and gasdynamic
investigations, development of new structural and heat protected materials, designing,
laboratory investigation, bench-tests and flight tests, production of the Aerospace flying vehicles
and their onboard systems are considered in the Papers.
The Book includes the results of the comparative analysis of performance and cost
estimation for various types of the advanced Reusable Space Transportation Systems (RSTS).
Strategic directions of the RSTS development are discussed.
For the experts in the field of the Aerospace industry and students of technical high schools.
The Book will be interesting to a wide circle of the readers.
Without declared price
Supplement to the AEROSPACE TECHNOLOGY Journal
Registered in Committee of Russian Federation on printing
No. 014671, April 9, 1996
© G.E. Lozino-Lozinsky, A.G. Bratukhin and others, 1997
© NPO MOLNIYA, Aerospace Section of Russian Academy
of Engineering, 1997
Уважаемый читатель !
В настоящий сборник в основном вошли статьи ведущих специалистов НПО
“Молния”, которые подводят итог деятельности предприятия за 20 лет его суще-
ствования.. Книга содержит две основные части: первая посвящена созданию планера
орбитального корабля многоразового использования “Буран”, вторая - исследователь-
ским и проектно-конструкторским работам по авиационно-космическим системам (АКС)
различных типов, в частности по Многоцелевой авиационно-космической системе
(МАКС) на базе дозвукового самолета-носителя Ан-225 “Мрия”.
Статьи отражают достижения отечественной авиационной промышленности в
области проектирования многоразовых орбитальных самолетов и авиационно-космиче-
ских систем, разработки и применения новых конструкционных и теплозащитных мате-
риалов, технологии изготовления сложных летательных аппаратов, аэро- и газодинами-
ческих исследований, создания и отработки бортовых систем и агрегатов, включая борто-
вой комплекс управления, вспомогательную силовую установку, гидросистему и другие
элементы орбитального корабля многоразового применения.
Первый раздел книги содержит наиболее интересные результаты работ по планеру
орбитального корабля “Буран” за весь период его создания - от проектирования конструк-
ции и аэродинамической компоновки до экспериментальной отработки на полунатурных
стендах и летающем аналоге, предназначенном для горизонтальных летных испытаний.
Авторы статей - высококвалифицированные специалисты, принимавшие непосред-
ственное участие в работах по ключевым направлениям. Поэтому для данной книги
выбрана как наиболее подходящая форма сборника отдельных статей, каждая из которых
представляет собой законченный труд, отражает личный взгляд автора на обсуждаемую
проблемуч а также достижения коллективов отдельных подразделений и НПО “Молния” в
целом. Многие статьи сборника содержат результаты работ, выполненных совместно с
научно-исследовательскими институтами и предприятиями, участвовавшими в программе
“Энергия” - “Буран”: ЦАГИ, ЛИИ, ВИАМ, НИАТ, СибНИИА, НПО “Энергия”, НПО
АП, МОКБ “Марс”, ТМЗ, ЭМЗ и многими другими.
Во втором разделе по результатам исследований НПО “Молния” дана классифи-
кация различных типов авиационно-космических систем и решаемых ими задач, приве-
дены результаты проектных работ и сравнительного технико-экономического анализа для
широкого спектра вариантов перспективных многоразовых космических транспортных
систем (МКТС). Наиболее подробно изложены вопросы проектирования МАКС, включая
обоснование выбора конструктивной схемы, анализ аэродинамических и летно-техни-
ческих характеристик, газодинамические и тепловые исследования, анализ особенностей
построения бортового комплекса управления.
Сборник продолжает и дополняет появившиеся в последние годы публикации,
посвященные достижениям отечественной аэрокосмической промышленности, в частно-
сти книгу “Многоразовый орбитальный корабль “Буран”, вышедшую в 1995 году в
издательстве “Машиностроение” под редакцией Ю.П.Семенова, Г.Е.Лозино-Лозинского,
В.Л.Лапыгина и В.А.Тимченко.
Авторы сборника надеются, что он будет представлять интерес для отечественных
и зарубежных специалистов, а также широкого круга читателей, желающих расширить
свои знания о передовой авиационно-космической технике.
Д-р техн, наук, профессор, академик РИА	А.Г. Братухин
5
КРЫЛО РЕШИЛО ЗАДАЧУ ОСВОЕНИЯ ЧЕЛОВЕКОМ
ВОЗДУШНОГО ОКЕАНА, КРЫЛО ТАКЖЕ ПОМОЖЕТ РАСШИРИТЬ
ИЗУЧЕНИЕ И ОСВОЕНИЕ КОСМОСА.
WINGS HAD HELPED MANKIND TO DEVELOP THE AIR OCEAN,
WINGS WILL HELP TO EXTEND THE SPACE INVESTIGATION AND
DEVELOPMENT.
6
СТРАТЕГИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
МНОГОРАЗОВЫХ КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ
СИСТЕМ
Г.Е. Лозино-Лозинский - Генеральный конструктор НПО “Молния”,
академик Российской инженерной академии
Освоение космического пространства играет все возрастающую роль в жизни
экономически развитых стран мира. Общее развитие космической деятель-
ности вынуждает эти страны начать разработку многоразовых космических транс-
портных систем (МКТС) на базе использования крылатых космических аппаратов.
В нашей стране с середины 60-х годов в ОКБ А.И. Микояна проводилась
разработка авиационно-космической транспортной системы “Спираль” с гипер-
звуковым самолетом-разгонщиком, способным достигать скорости полета, соот-
ветствующей числу Маха ~ 6. Второй ступенью системы “Спираль” был пилоти-
руемый многоразовый орбитальный самолет, для выхода которого на орбиту
искусственного спутника Земли предусматривался отделяемый ракетный ускори-
тель. Пилотируемый аналог орбитального самолета “Спираль” успешно выпол-
нил серию испытательных полетов, включая полеты после сброса с бомбардиров-
щика Ту-95. В дальнейшем в работах, проводимых в нашей стране и за рубежом, в
большей или меньшей степени использовались технические решения, заложенные
в проекте “Спираль”.
С начала 70-х годов в США начались работы по созданию МКТС “Спейс
Шаттл”. В нашей стране создание подобной МКТС “Энергия” - “Буран” было
развернуто после Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР в феврале
1976 года, а проектные исследования по этой системе начались еще в 1975 году в
Научно-производственном объединении “Энергия” под руководством академика
В.П. Глушко.
НПО “Энергия” Министерства общего машиностроения (МОМ) было го-
ловной организацией по проекту “Энергия” - “Буран” в целом, а на Министерство
авиационной промышленности (МАП) возлагалась задача создания планера орби-
тального корабля (ОК) многоразового применения. Для выполнения этой задачи
по инициативе министра авиационной промышленности П.В. Дементьева на базе
трех КБ было образовано специализированное предприятие - Научно-производ-
ственное объединение “Молния”, ставшее головным по разработке планера ОК
“Буран”. В качестве основной производственной базы был выбран Тушинский
машиностроительный завод.
Для обеспечения использования в новой разработке имеющегося научно-
технического задела приказом министра авиационной промышленности в НПО
“Молния” были переведены из ОКБ А.И. Микояна и ОКБ “Радуга” основные
специалисты, ранее работавшие по проекту “Спираль”.
На первом этапе существования НПО “Молния” следовало превратить
разрозненные по своим задачам конструкторские бюро в единый коллектив с
максимальным использованием опыта каждого КБ. Одновременно создавалась
кооперация предприятий для выполнения отдельных работ по этой новой для
отечественной авиационной промышленности теме. Координация работ по пла-
неру “Бурана” осуществлялась Главным техническим управлением (А.Г.Братухин)
и специально созданным 12-м Главным управлением (Р.С.Король) МАП.
Схема организации работ по планеру “Бурана” в укрупненном виде пока-
зана на рис. 1, отражающем основные связи НПО “Молния” с государственными
учреждениями, научно-исследовательскими институтами и предприятиями-сораз-
работчиками проекта.
7
Рис. 1. Взаимодействие НПО “Молния” с предприятиями-смежниками,
ОКБ, НИИ и министерствами при создании планера “Бурана”
Для обеспечения согласованной и эффективной работы обширной коопе-
рации регулярно проводились мероприятия по контролю выполнения всей про-
граммы и отдельных ее частей. Каждый квартал проводились заседания коллегии
МАП и Военно-промышленной комиссии (ВПК). Еженедельно первый замести-
тель министра авиационной промышленности (сначала И.С. Силаев, затем А.С.
Сысцов и А.Н.Геращенко) проводил совещания в НПО “Молния”. Основное нау-
чно-инженерное руководство осуществлялось Советом Главных конструкторов,
который собирался один раз в месяц под руководством Генерального конструк-
тора системы “Энергия” - “Буран” академика В.П. Глушко. Важность заседаний
Совета трудно переоценить, так как на них осуществлялась увязка работ по двум
сложнейшим объектам - ракете-носителю и многоразовому орбитальному ко-
раблю. На завершающем этапе работ заместитель Генерального конструктора
НПО “Энергия” Ю.П. Семенов успешно продолжил работу по руководству Сове-
том Главных конструкторов, обеспечив тщательную отработку всех частей сис-
темы на комплексном стенде НПО “Энергия”, а также подготовку к первому
орбитальному полету на космодроме Байконур.
Параллельно с решением первоочередных организационных вопросов с
первых дней жизни НПО “Молния” была начата разработка аванпроекта
орбитального корабля, на основе которого был составлен полный перечень всех
основных проблем, определены основные смежники и подготовлены для них тех-
нические задания и единая база исходных данных. Результаты работы этого этапа
легли в основу всех организационных решений ВПК и соответствующих приказов
министерств, участвующих в проекте. Хотелось бы отметить большую роль
руководителя ВПК Л.В. Смирнова - он вникал во все детали работ, уделяя особое
внимание вопросам надежности и безопасности, принимал меры для того, чтобы
избежать чрезмерных затрат на программу.
Решения ВПК обеспечили привлечение предприятий ряда отраслей про-
мышленности. Особенно важной была организация широкого фронта работ по
капитальному строительству для создания практически новых производственных
мощностей и уникальной лабораторно-стендовой базы. Был построен аэродром
высшего класса в Байконуре с длиной взлетно-посадочной полосы (ВПП) ~ 5 км и
расширен аэродром в Летно-исследовательском институте в г. Жуковский.
Одновременно с созданием производственных мощностей и лабораторно-
стендовой базы в ряде НИИ и КБ по техническим заданиям НПО “Молния”
проводилась разработка новых конструкционных и теплозащитных материалов,
8
технологических процессов, создавались математическое и программное обес-
печение, методы безбумажного проектирования, диагностики и неразрушающего
контроля. Отработка аэродинамической компоновки орбитального корабля по-
требовала проведения большого объема испытаний в аэродинамических трубах.
Для обеспечения этих испытаний в НПО “Молния” был создан модельный цех,
оперативно изготовлявший большое количество моделей.
Уже в самом начале существования НПО стало ясно, что без мощной вычи-
слительной базы с поставленной задачей не справиться. Оснащению предприятия
современными вычислительными средствами уделялось большое внимание в тече-
ние всего периода работ по программе “Буран”. Успех программы определила
прежде всего реализация последовательной отработки орбитального корабля и
его систем, включая этапы математического моделирования на ЭВМ, полунатур-
ного стендового моделирования, исследований на летающих моделях и лабора-
ториях, полноразмерном аналоге “Бурана” и, наконец, испытаний на комплексном
натурном стенде НПО “Энергия”.
Большой объем работ по программе создания “Бурана” выполнен на Экспе-
риментальном машиностроительном заводе (ЭМЗ) им. В.М. Мясищева, где разра-
батывались кабина и система жизнеобеспечения орбитального корабля. На летно-
исследовательской базе ЭМЗ отрабатывалась автоматическая посадка. На этом же
предприятии был создан самолет ВМ-Т, с помощью которого на внешней подве-
ске на Байконур доставлялись блоки ракеты-носителя “Энергия” и орбитальный
корабль “Буран”.
Комплектование состава летчиков для “Бурана” (в перспективе - летчиков-
космонавтов) также было совершенно новым направлением. Экипаж такого слож-
ного летательного аппарата должен обладать огромным объемом научно-
инженерных знаний, хорошо ориентироваться в работе разнообразных бортовых
систем “Бурана”, который на орбите совершает полет как искусственный спутник
Земли, выполняя при этом большое многообразие задач, а на участке возвращения
на Землю совершает планирующий спуск с изменением скорости в широком
диапазоне и завершает полет горизонтальной бездвигательной посадкой на ВПП.
Задачи отработки автоматической посадки на аналоге “Бурана” и обучения
летчиков тесно переплетались. Летчики выполнили большую серию испытатель-
ных полетов на пилотажно-динамическом стенде (ПДСТ), полноразмерном стенде
оборудования (ПРСО), летающих лабораториях на базе Ту-154 и, наконец, на ана-
логе орбитального корабля “Буран”, оснащенном турбореактивными двигателя-
ми. Руководитель группы летчиков заслуженный летчик-испытатель И.П. Волк
прошел тренировку и в полете на орбитальной станции “Мир”. Участие летного
состава в отработке системы автоматического управления было крайне необхо-
димым и важным для обеспечения эксплуатационной пригодности корабля.
Наиболее важные этапы создания “Бурана” отражены на рис. 2. Успешный
первый полет “Бурана” 15 ноября 1988 года подвел итог напряженной работы.
Несмотря на сложные погодные условия в районе Байконура, где в день полета
скорость ветра достигала 25 м/с, точность выполненной впервые в мире авто-
матической посадки орбитального корабля была очень высокой: отклонение
точки посадки от расчетной вдоль оси ВПП составило 15 м, а в боковом направ-
лении - 5,8 м. Таким образом, была подтверждена правильность принятых конст-
рукторских решений, достоверность результатов теоретических и эксперимен-
тальных исследований, инженерных и методических разработок.
Успех программы “Буран” в целом определился высоким творческим энту-
зиазмом всех участников работ. Ключевую роль сыграло участие многочислен-
ных коллективов предприятий-соразработчиков и научно-исследовательских инс-
титутов, в частности ЦАГИ, ЛИИ, ВИАМ, НИАТ, НПО “Техномаш”, ТМЗ, ЭМЗ
и многих других. Тесное взаимодействие НПО “Молния” с указанными организа-
циями нашло отражение в статьях данного сборника.
9
Рис. 2. Основные этапы создания орбитального корабля “Буран”
Результаты работ по орбитальному кораблю “Буран” нельзя оценивать
только вкладом непосредственно в развитие космонавтики. Многие разработки, в
частности новые материалы, технологические процессы, методы и средства нераз-
рушающего контроля, методы компьютерного проектирования, элементы бор-
тового и наземного оборудования, находят применение в других отраслях эконо-
мики. Созданные испытательная база и производственные мощности, подготов-
ленные высококвалифицированные научно-технические кадры также представ-
ляют собой весомый итог проделанной работы, определяющий потенциал нашей
аэрокосмической индустрии, который может найти применение и в других отрас-
лях. Хотелось бы отметить правильную, с моей точки зрения, мысль, высказанную
вдохновителем работ по системе “Энергия” - “Буран” членом Политбюро ЦК
КПСС Д.Ф.Устиновым, что работы по этой программе ценны не созданием
конкретной системы выведения, а прежде всего тем, что они закладывают основы
дальнейшего прогресса отечественной космонавтики.
Напряженная и успешная работа над “Бураном” не сняла вопрос о необхо-
димости более эффективного, а следовательно, и более перспективного решения
проблемы создания многоразовой системы выведения. Результаты работ по теме
“Спираль”, а также появление крупнейшего в мире грузового самолета Ан-225
“Мрия” по существу определили генеральную линию создания многоразовых
авиационно-космических систем выведения. Благодаря преимуществам подвиж-
ного воздушного старта такие системы обеспечивают возможность решения чрез-
10
вычайно широкого круга задач. Поэтому система на базе дозвукового самолета-
носителя Ан-225, проект которой разработан в НПО “Молния”, получила назва-
ние - Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС). Учитывая, что в
последние годы в передовых аэрокосмических странах мира прорабатывается
широкий спектр различных концепций МКТС, в НПО “Молния” был проведен
сравнительный технико-экономический анализ большого многообразия схем
перспективных систем выведения, различающихся типом старта и двигательной
установки, числом ступеней и степенью многоразовости. Результаты этого
анализа показывают, что в ближайшей перспективе наиболее экономически
целесообразны системы, оптимально сочетающие преимущества как ракетно-
космической, так и авиационной техники. В ходе проведенных исследований были
определены следующие важнейшие критерии для сравнительной оценки вариантов
перспективных МКТС:
1.	Высокая оперативность, определяемая не только временем предполетной под-
готовки, но и временем от запуска до стыковки с орбитальным объектом,
например со станциями “Мир” или “Альфа”.
2.	Возможность запуска непосредственно в плоскость орбит низких наклонений,
что очень важно для России и стран с похожим географическим положением.
3.	Высокая экологичность, т.е. обеспечение экологической чистоты продуктов
сгорания, отсутствие полей отчуждения на суше и одноразовых элементов,
засоряющих околоземное космическое пространство.
4.	Низкая (в 5... 10 раз ниже по сравнению с существующими системами) стои-
мость выведения 1 кг полезной нагрузки на рабочие орбиты.
5.	Возможность выполнения большого круга задач в широком диапазоне высот и
наклонений орбиты.
6.	Возможность возвращения на Землю спутников и других орбитальных
объектов.
Приведенные в данном сборнике статьи подтверждают, что система МАКС
наиболее полно удовлетворяет этим критериям. Эта система может иметь хорошие
перспективы развития в будущем в результате создания сверхтяжелого самолета-
носителя “Геракл” схемы триплан, что позволит практически удвоить массу
полезной нагрузки и улучшить эксплуатационные характеристики. Несмотря на
то, что в случае использования “Геракла” в качестве самолета-носителя масса
полезного груза полностью многоразового варианта МАКС возрастает до 8 тонн
(для орбиты с высотой 200 км и наклонением 51°), вариант системы со сбрасы-
ваемым баком по-прежнему будет иметь преимущества в большом числе задач,
благодаря более низкой доле массы конструкции в общей выведенной массе орби-
тальной ступени.
Дальнейшее развитие космонавтики непосредственно связано с созданием
высокоэффективных, экономически целесообразных и экологически безопасных
многоразовых космических транспортных систем. Сейчас с большой долей
уверенности можно сказать, что XXI век будет веком бурного освоения косми-
ческого пространства в интересах всего человечества и крылатые системы выведе-
ния станут основным средством обеспечения грузопотока по маршруту “Земля -
Орбита - Земля”.
II

Создание планера
орбитального
корабля “Буран”
Орбитальный корабль “Буран” - пилотируемый летательный аппарат, предназначен-
ный для доставки на орбиту разнообразных грузов и экипажей космических стан-
ций, обслуживания орбитальных объектов и возвращения их на Землю. В соответствии с
этим корабль имеет бортовые системы, присущие космическому летательному аппарату:
•	объединенную двигательную установку для управления траекторией движения центра
масс и угловым движением относительно центра масс на орбите;
•	отсек полезного груза;
•	кабинный модуль с системой жизнеобеспечения экипажа для условий космического
полета;
•	средства стыковки с орбитальными объектами;
•	радиотехническое и навигационное оборудование и другие системы и агрегаты,
необходимые для функционирования на орбите и на участке атмосферного полета
(системы электроснабжения, терморегулирования, бортовой комплекс управления и др.).
В то же время при возвращении с орбиты на Землю корабль выполняет планирующий
спуск в атмосфере с использованием аэродинамической подъемной силы и завершает
полет горизонтальной посадкой на взлетно-посадочную полосу аэродрома. Поэтому
“Буран” подобно обычным самолетам имеет крыло, вертикальный киль и отклоняемые
аэродинамические поверхности для управления на атмосферном участке возвращения на
Землю и оснащен посадочными устройствами.
Как и любой возвращаемый с орбиты космический аппарат, орбитальный корабль
при входе в атмосферу подвергается сильному аэродинамическому нагреву, что вызывает
необходимость создания системы теплозащитного покрытия. По сравнению с баллисти-
ческими спускаемыми аппаратами теплозащита “Бурана” гораздо сложнее и эффективнее,
так как крылатый орбитальный корабль имеет более сложную конфигурацию и рассчитан
на многократное применение.
В отличие от ряда книг, справочников и публикаций с описанием систем космиче-
ского корабля “Буран”, в данном сборнике статей в основном рассматриваются те функ-
ции “Бурана”, которые присущи ему как самолету, а именно выполнение полета в атмо-
сфере и посадки на аэродроме.
Конструктивной основой “Бурана” является планер, имеющий своеобразную аэро-
динамическую конфигурацию, ориентированную на полет с суборбитальными скоростями
в верхних слоях атмосферы, гиперзвуковыми - в стратосфере, трансзвуковыми - при
предпосадочном маневрировании и, наконец, дозвуковыми - при заходе на посадку и
посадке. При создании этого планера авиационные специалисты решили ряд новых
технических проблем, что обеспечило освоение высот до 100 км и скоростей полета до
чисел М = 25...27 - много больших, чем достигнутые ранее истребителями-перехват-
чиками.
Описанию указанных проблем, путей и методов их решения авиационной промыш-
ленностью и посвящен первый раздел данного сборника. В нем опубликованы статьи
ведущих специалистов НПО “Молния” - разработчиков, изготовителей и испытателей
планера “Бурана” и других летательных аппаратов, создаваемых в обеспечение работ по
планеру. В ряде случаев эти статьи подготовлены совместно с работниками научно-
исследовательских институтов и предприятий-соразработчиков или самими представи-
телями смежных организаций, принимавших участие в создании “Бурана”.
Основное внимание в статьях уделено факторам новизны проекта, описанию особен-
ностей конструкции аэрокосмического планера, отличающих его от планеров обычных
самолетов, а также от аналогичных зарубежных проектов. Поэтому в статьях детально
рассмотрены приоритетные разработки нашей страны, в частности рассказывается об
автоматической посадке “Бурана” после выполнения орбитального полета, ее концепции
и инструментальном обеспечении. Детально описаны новые аэрокосмические технологии,
позволившие: сформировать математическую модель обводов планера; рассчитать,
спроектировать и изготовить без чертежей многорежимную теплозащиту; создать цельно-
сварную кабину; провести неразрушающий контроль и комплексные испытания всех
жизненно важных узлов и соединений. Подробно описаны уникальная лабораторно-
стендовая база НПО “Молния”, методы и результаты полунатурного моделирования.
14
УДК 629.782.02
СОЗДАНИЕ ПЛАНЕРА ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН” -
ОДНА ИЗ ВАЖНЫХ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ЗАДАЧ
АВИАЦИОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
А.Г. Братухин
В статье обобщен опыт разработки новых техно-
логий, конструкционных и функциональных материалов,
обеспечивающих создание авиационно-космических сис-
тем, в частности планера орбитального корабля
“Буран”.
В 1976 году руководство страны приняло
решение о создании многоразовой
космической системы. Это решение было
продиктовано требованиями развития аэро-
космической техники и задачами снижения
стоимости выведения полезных нагрузок в
космос. В определенной мере это решение
было ответным мероприятием на создание
США системы “Спейс Шаттл”.
Головным исполнителем, ответственным
за весь комплекс, было Министерство общего
машиностроения и в его составе головное
предприятие - НПО “Энергия”.
Орбитальный корабль “Буран”, выво-
димый в космос самой мощной в мире ракет-
ной системой “Энергия”, должен был обеспе-
чивать работу на орбите со своей полезной
нагрузкой и при возврате с этой нагрузкой на
землю функционировать как самолет, совер-
шая посадку на аэродром. Основой орбиталь-
ного самолета являлся планер, и на Минис-
терство авиационной промышленности была
возложена ответственность за его создание.
Отвлечение существовавших авиационных
предприятий с загрузкой их аэрокосмической
тематикой было признано нецелесообразным,
и было создано специализированное научно-
производственное объединение “Молния”.
Речь шла о создании первого в стране косми-
ческого самолета, причем новыми для авиа-
строения были:
•	диапазоны скоростей полета от орбиталь-
ных до дозвуковых, намного превышающие
освоенные истребителями скорости полета до
чисел Маха 2,5...3;
•	диапазоны высот - от поверхности Земли
до орбиты;
•	температура нагрева поверхности - до
1750°С;
•	необычные требования по безмоторному
полету и точной автоматической посадке.
При создании нового предприятия был
максимально учтен опыт, научно-техничес-
кий потенциал, производственные возмож-
ности и технические связи различных конст-
рукторских бюро.
Во вновь образованное объединение
влились:
1.	Конструкторское бюро “Буревестник” во
главе с Главным конструктором А.В.Потопа-
ловым. Оно привнесло опыт конструирова-
ния больших скоростных самолетов (изделие
Т1 или “сотка”), а также ракет с диапазоном
скоростей полета от дозвуковых до больших
сверхзвуковых.
2.	Конструкторское бюро “Молния” (Глав-
ный конструктор - М.Р.Бисноват). Был ис-
пользован опыт этого КБ в создании автома-
тически дистанционно управляемых ракетных
аппаратов.
3.	Экспериментальный машиностроительный
завод (Генеральный конструктор - В.М.Мяси-
щев), где имелся уникальный опыт создания
высотных самолетов, тяжелых самолетов-
бомбардировщиков, гермокабин и наземного
и летного обслуживания на собственной лет-
но-испытательной базе.
15
Все названные организации были обяза-
ны сохранить и развивать свою прежнюю
тематику - высотные самолеты, ракетные сис-
темы типа “земля-воздух” и “воздух-воздух”,
летающие мишени, что и было с успехом
выполнено без ущерба для аэрокосмической
тематики.
На серийный многопрофильный Тушин-
ский машиностроительный завод, имевший
опыт строительства крупных самолетов Т-4 и
находящийся рядом с НПО “Молния”, была
возложена трудная задача - стать головным
изготовителем и одновременно разработчи-
ком новых производственных технологичес-
ких процессов.
Руководителем нового научно-производ-
ственного объединения - Генеральным дирек-
тором и Главным конструктором - стал
Г.ЕЛозино-Лозинский, собравший своих
сподвижников из МКБ “Зенит”, где они при-
обрели опыт создания первоклассных само-
летов-истребителей МиГ и осуществляли
первую в стране разработку авиационно-
космической системы “Спираль” с опытной
отработкой посадочных режимов орбиталь-
ного самолета оригинальной конфигурации.
К работам были подключены ведущие от-
раслевые институты: ЦАГИ, ВИАМ, НИАТ,
ЛИИ, а также ряд научных организаций Ака-
демии наук и смежных отраслей радиоэлект-
роники, ракетной и космической техники.
С первых решений и документов нового
проекта начал работать аппарат оперативных
совещаний у руководителя объединения, опи-
рающийся на решения Совета Главных конст-
рукторов. Тщательно разрабатывались де-
тальные планы работ, проходящие в боль-
шинстве случаев через коллегию Министерст-
ва авиационной промышленности и оформ-
ляемые приказами по министерству.
Руководители авиационной отрасли лич-
но участвовали в еженедельных оперативных
совещаниях у Генерального директора НПО
“Молния” и с помощью Военно-промышлен-
ной комиссии при ЦК КПСС и Совете
Министров СССР создали широкую коопе-
рацию из более чем ста предприятий несколь-
ких отраслей, обеспечивавших разработку и
испытания планера орбитального корабля
“Буран”. В министерстве авиационной про-
мышленности было создано специализиро-
ванное 12-е Главное управление, координи-
рующее работы по авиакосмической темати-
ке. Контроль состояния проекта осуществлял-
ся специальным оперативным центром коопе-
рации и контроля работ, охватывающим ком-
пьютерным документооборотом все пред-
приятия-изготовители и службы космодрома.
Параллельно с разработкой проекта было
развернуто строительство уникальной аэро-
космической лабораторно-стендовой базы и
специализированных производственно-цехо-
вых сооружений. Все наукоемкие проектно-
производственные процессы отлаживались
под руководством и при участии Главного
научно-технического управления Министер-
ства авиационной промышленности (ГНТУ
МАП). По планам ГНТУ осуществлялась
сдача первой и второй очереди САПР НПО
“Молния”, внедрялись программно-техничес-
кие комплексы на ТМЗ и в конструкторских
бюро.
Работа, как известно, привела к успеху, и
первая в мире автоматическая посадка с ор-
биты “Бурана” 15 ноября 1988 года показала,
во-первых, результативность всех организа-
ционно-технических мероприятий и, во-вто-
рых, появление в стране новой совокупности
научно-технических аэрокосмических техно-
логий, положенных затем в основу создания
будущих перспективных авиационно-косми-
ческих систем.
Выполнить столь сложную и новую для
отрасли задачу удалось не только и не
столько благодаря возможной в то время
всемерной и безусловной мобилизации всех
сил отраслей, сколько за счет правильного
научно-технического подхода, в основу кото-
рого положена отраслевая комплексная сис-
тема управления качеством проектирования и
производства авиационной техники, обеспе-
чивающая высокую надежность будущего из-
делия (рис. 1). Научное руководство постоян-
ным ее совершенствованием осуществляет
многие годы автор статьи.
Концепция, опирающаяся на системный
подход, общепринятый при производстве са-
молетов гражданской и военной авиации,
приобрела реальные очертания в работе над
планером “Бурана”, где компьютерные инте-
грированные системы стали основой и ядром
процессов безбумажной технологии и имита-
ционного моделирования.
Рис. 2 иллюстрирует принцип информа-
ционного обмена в процессах безбумажной
технологии, которая была отмечена премией
Совета Министров СССР.
Формообразование, изготовление и мон-
таж плиточной теплозащиты осуществлялись
без чертежей и плазов с опорой на конст-
рукторские банки данных и с автоматической
генерацией программ разметки-обработки-
контроля плиток, демпфирующих подложек и
технологических ложементов, фиксирующих
полуфабрикаты плиток.
16
ОБЕСПЕЧЕНИЕ КАЧЕСТВА НИР и ОКР
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННОГО КАЧЕСТВА
1.	Прогноз
2.	Фундамент,
исследования
3.	САПР
4.	ЦКП
двигатели и сис-
темы, ЛА, мате-
риалы,
оборудование,
ПКИ,
технология
1. Опережаю-
щие нормативы
технического
уровня
2,НИРиОКР
3. Стандартиза-
ция и уннфикац.
4. Экспертиза
двигатели и сис-
темы, ЛА, мате-
риалы,
оборудование,
ПКИ,
технология
1. Математиче-
ское моделиро-
вание
2. Опережаю-
щне лаборатор-
ные и натурные
испытания
двигатели и сис-
темы, ЛА, мате-
риалы,
оборудование,
ПКИ,
технология
средства
контроля,
управление
Система
диагностики
и контроля
Средства
подготовки
Летно-
технического
состава
тренажеры,
методы обучения,
Информацией,
система обеспе-
чения безопас-
ности, надежно-
сти, контроле*
пригодности,
эксцлуатацион.
иремонтной
технологично-
сти
рекламации,
информация о
безопасности,
параметрический
причинно-следст-
венный анализ
ОПЕРЕЖАЮЩАЯ СЕРТИФИКАЦИЯ ПРОДУКЦИИ
Опережающая
сертификация
материалов
и ПКИ
двигатели и сис-
темы, ЛА, мате-
риалы,
оборудование,
ПКИ,
технология
Комплексная система
обеспечения
качества
ft
Опережающая
сертификация
технологии и
технодогичес-
кого оборудо-
вания
двигатели и сис-
темы, ЛА, мате-
риалы,
оборудование,
ПКИ,
технология
двигатели и сис-
темы, ЛА, мате-
риалы,
оборудование,
ПКИ,
технология
Опережающая
сертификация
летательного
аппарата
ОБЕСПЕЧЕНИЕ
Технологичес-
кое обеспечение
качества
технологии,
оборудование,
металлургия,
статистические
методы управле-
ния качеством
КАЧЕСТВА В СЕР.
Организацион-
ные прющипы
управления ка-
чеством в про-
изводстве и
организационно
-экономический
мехяшазм...........
стандарты, под-
готовка кадров,
сбор информа-
ции, целевое уп-
равление качест-
вом, ...
ПРОИЗВОДСТВЕ
Сертификация
производства
экологическая
экспертиза,
сертиф. рабочих
мест, сертификац.
системы контро-
ля испытаний
Рис. 1. Системный подход при производстве самолетов гражданской и военной авиации
00
ПРИНЦИПЫ СОЗДАНИЯ
												
	ИМИТАЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ		НАТУРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ (СТЕНДЫ)		ГРУППОВАЯ ТЕХНОЛОГИЯ		ЕДИНЫЙ ИНТЕРФЕЙС		ЕДИНЫЙ ПРО- ГРАММНО-ТЕХ- НИЧЕСК. БАЗИС		ЛОКАЛЬНАЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬ- НАЯ СЕТЬ	

Рис. 2. Сквозная система обработки конструкторской и технологической информации в подготовке и управлении
производством теплозащитных элементов космического корабля многоразового применения “Буран”
заготовительное производство	Л У Р м
РАСКРОЙ	
основное производство	С К В Ф.Ф Т
МЕХАНООБРАБОТКА	
основное производство	и п т о Н
КОНТРОЛЬ	
основное производство	к ш п
ТЕРМООБРАБОТКА	
сборочное производство	п И м
ОБМЕР ПОВЕРХНОСТИ	
На рис. 3 показаны образцы теплозащи-
тных материалов для жестких плиток из
сверхчистого и сверхтонкого стекловолокна с
боросиликатным покрытием и гибкой тепло-
изоляции из синтетического фетра, разра-
ботанных в ВИАМ и НПО “Технология”
(руководители Р.Е.Шалин и А.Г.Ромашин).
На рис. 4 и 5 представлены специально
разработанные в КБ “Микрон” (Главный
конструктор В.И.Аксенов) по ТЗ НПО
“Молния” многокоординатный контурно-
фрезерный станок СКФ5-400, а также измери-
тельные комплекты ПИМ-01 и ПИМ-02
(изготовитель АО ВЗПО “Техника”).
Рис. 3. Материалы теплозащиты:
1	- межплиточный вкладыш;
2	- гибкая теплозащита с покрытием;
3	- плитка с белым покрытием;
4	- плитка с черным покрытием;
5	- гибкая теплозащита из кварцевого волокна;
6	- фетр-подложка;
7	- клей-герметик
19
Рис. 4. Контурно-фрезерный станок СКФ5-400 для многокоординатной обработки плиток ТЗП
Рис. 5. Измерительные комплекты ПИМ-01 и ПИМ-02
20
Потребные для обработки и монтажа
плиток особая чистота и точность реализо-
ваны в специальном корпусе - цехе № i i i Ту-
шинского машиностроительного завода (ди-
ректор И.К.Зверев, на основном этапе созда-
ния “Бурана” - С.Г.Арутюнов), где под руко-
водством ГНТУ МАП была развернута авто-
матизированная система, управляющая спе-
циализированными станками, измерительны-
ми и разметочными машинами.
Реализация систем безбумажной техноло-
гии - плод коллективных усилий конструк-
торских бюро, институтов, заводов Мин-
авиапрома. Принципы таких технологий не-
однократно обсуждались на Совете Главных
конструкторов САПР в ГНТУ МАП.
Общая идеология сквозного управления
качеством самолетов конкретизировалась для
планера “Бурана” уникальным и не имевшим
прежде прототипов в авиации и ракетной тех-
нике полноразмерным стендом оборудования,
представляющим собой наземный полунатур-
ный аналог всего бортового комплекса с
имитацией основных алгоритмов управле-
ния, шасси и приборно-командного оборудо-
вания.
В трибологической лаборатории, не
имеющей аналогов в Европе по многооб-
разию имитируемых условий трения, были
испытаны все механизмы планера, работаю-
щие в вакууме и в разреженной атмосфере.
Интересной и новой для авиастроения
была технология воздушной перевозки “Бу-
рана” и ракетных блоков на внешней под-
веске, для чего был создан на базе самолета-
бомбардировщика ЗМ самолет-транспорти-
ровщик ВМТ “Атлант”. Большой комплекс
аэродинамических и термопрочностных ис-
пытаний был проведен в ЦАГИ.
Испытания теплозащиты на вибростен-
дах, в термобарокамерах, на плазмотронах и
в акустических камерах позволили обеспе-
чить ее надежность при многоразовом нагру-
жении с учетом многообразных климати-
ческих условий. Созданы производственные
установки, не имевшие ранее аналогов в авиа-
строении. Таков автоматизированный стенд
сварки кабины на Тушинском машинострои-
тельном заводе.
Большинство технологических разрабо-
ток “Бурана” нашли в той или иной мере
применение в авиастроении. Примером тому
служит использование в авиастроении алю-
миниевого сплава 1201, впервые применен-
ного для планера “Бурана”. Другой пример -
развитие автоматизированных бортовых сис-
тем управления, примененных для полета
“Бурана”.
В процессе создания и испытаний планера
переосмыслены начальные представления об
основных научно-технических проблемах и
поставлено больше вопросов, чем их было в
начале разработки проекта.
Окрепло убеждение в целесообразности и
эффективности действительно многоразовых
и многофункциональных авиационно-косми-
ческих систем - систем выведения в космос
XXI века.
Появилось понятие критических аэро-
космических технологий, обеспечивающих
конкурентоспособность России на рынке кос-
мических товаров и услуг. Эти технологии
являются продолжением и развитием аэро-
космических технологий первого этапа,
обеспечивавших создание первых в стране
воздушно-космических самолетов. Именно
этим, новым, опережающим традиционный
технический уровень по стране, технологиям
и посвящен этот сборник. В нем сделана
попытка собрать описания новаторских даже
для авиации методов и средств проекти-
рования, производства и испытаний.
Главная цель сборника - обмен опытом в
авиастроении и обоснование путей развития
авиационно-космических систем. Сборник
отличается от других справочников и книг,
описывающих системы “Бурана” и его конст-
рукцию. Его отличие в том, что показыва-
ется в основном не то, что сделано, что скон-
струировано, как летает и как выглядит
орбитальный корабль, а то, как можно
делать, как делали, какими методами рабо-
тали, исследовали и испытывали и какими
путями обеспечили успех в самом первом
полете, выполненном по полной программе.
В сборнике отражено творческое участие
тех специалистов, которые, в основном, опре-
делили успех создания и испытаний планера
“Бурана”.
Если у читателя возникнет интерес к под-
нятым проектам, появятся вопросы и желание
ближе познакомиться с новейшими аэрокос-
мическими технологиями, то мы, авторы кни-
ги, будем считать свою задачу выполненной,
и создатели отечественной техники с удоволь-
ствием помогут более детально разобраться в
комплексе интересных научно-технических
задач на стыке авиации и космонавтики.
Литература
Братухин А.Г. Технологическое обеспечение
высокого качества, надежности, ресурса авиа-
ционной техники. - М.: Машиностроение,
1996.
21
УДК 629.7.001.5
ОПЫТНЫЙ ЗАВОД НПО “МОЛНИЯ”
ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ
А.С. Башилов
В статье отражены основные направления
деятельности опытного завода НПО “Молния” по соз-
данию лабораторно-экспериментальной базы, организа-
ции производства: аэродинамических моделей, вспо-
могательной силовой установки, фрагментов конструк-
ции в подтверждение их работоспособности для исполь-
зования на орбитальном корабле “Буран”. Представлены
новые разработанные и внедренные технологические
процессы, а также показана роль опытного завода в
организации кооперации множества предприятий стра-
ны, привлеченных к работам по теме “Буран”.
Процесс создания орбитального корабля
(ОК) “Буран” был связан с необхо-
димостью проведения полного объема назем-
ных экспериментально-исследовательских ра-
бот, исследований и отработки как отдельных
систем, так и изделия в целом на специальных
стендах.
На территории НПО “Молния” не было
подходящих помещений для проведения полу-
натурного моделирования работы агрегатов,
систем и ОК. Создание лабораторно-стендо-
вой базы пришлось начинать с нулевого
цикла строительства.
Генеральный конструктор Г.Е.Лозино-
Лозинский определил следующую очеред-
ность создания стендов и лабораторий:
•	полноразмерный стенд оборудования орби-
тального корабля (ПРСО);
•	пилотажно-динамический стенд-тренажер
(ПДСТ);
•	пилотажно-статический стецд (ПСС);
•	комплексный стенд шасси (КСЩ);
•	лаборатория статических испытаний с за-
лом разрывных машин, не имеющая анало-
гов в отрасли, зал отработки антенно-
фидерных устройств;
•	лаборатории виброакустических и тепло-
вакуумных испытаний и т.д., оснащенные
ЭВМ для управления и записи параметров в
автоматическом режиме.
Очень большая и технически сложная
работа выполнена опытным заводом (ОЗ) по
изготовлению и монтажу уникального комп-
лекса из семи стендов для испытаний всех
типов подшипников узлов трения типа
“подшипник” и “вал-втулка” с наружным ди-
аметром корпуса от 10 до 85 мм и с наружным
диаметром контртела от 6 до 55 мм для ОК
“Буран”. Этот комплекс может быть исполь-
зован для отработки перспективных авиакос-
мических систем и самолетов всех типов.
Задачи НПО “Молния” по созданию ла-
бораторно-стендового комплекса были гран-
диозны, и решение их усложнялось жесткими
сроками реализации.
Началась напряженная творческая работа
совместно с ГипроНИИавиапромом (ГАП)
по созданию технических проектов на про-
мышленные корпуса, различные стенды, ла-
боратории и т.д. Одновременно на ОЗ было
организовано изготовление элементов конст-
рукции стендов. Специалисты НПО “Мол-
ния” и ГАП выполнили монтаж стендов
ПРСО, ПДСТ, ПСС, КСШ в еще строящемся
лабораторном корпусе. Даже строители Глав-
спецстроя и ГАП были поражены энтузиаз-
мом и самоотдачей инженерно-технического
персонала и рабочих в реализации постав-
ленной задачи.
Помимо создания лабораторно-экспери-
ментальной базы ,в задачи опытного завода
входило:
•	организация кооперации с научно-иссле-
довательскими институтами (НИАТ, ВИАМ,
ВИЛС, ЦАГИ, НИИ “Графит”, ОНПО
“Технология”, ЦНИИМВ, НИТМ и др.)
заводами Министерства авиационной про-
мышленности, Министерства общего маши-
22
построения и других министерств по изготов-
лению “Бурана”;
•	создание модельного производства;
•	изготовление отдельных агрегатов орби-
тального корабля, в первую очередь вспомо-
гательной силовой установки (ВСУ);
•	изготовление фрагментов конструкции ор-
битального корабля для проведения комплек-
сных испытаний;
•	организация капитального строительства;
•	финансово-хозяйственное обеспечение
объединения.
Для расширения технических возмож-
ностей ОЗ необходимо было провести его ре-
конструкцию, создав новые производствен-
ные подразделения, специализированные уча-
стки, лаборатории и вычислительные комп-
лексы, изменить структуру технических
служб. Было реконструировано более 11000 м2
производственных площадей, в том числе:
3000 м2 для основного производства, 2000 м2
для лабораторий, 2500 м2 под вычислитель-
ную технику, 1500 м2 для цехов вспомога-
тельного производства, остальные предназна-
чались для бытовых и складских помещений.
Широкий диапазон режимов работы
“Буран” и значительный объем исследований
по выбору аэродинамической компоновки и
определению аэродинамических характерис-
тик потребовали разработки и изготовления
большого количества различных видов моде-
лей в масштабах 1:10, 1:30, 1:40,5, 1:60, 1:80,
1:100 ит.д.
Было создано уникальное модельное про-
изводство, оснащенное необходимым метал-
лорежущим и контрольно-измерительным
оборудованием, включая современные отече-
ственные и импортные станки с числовым
программным управлением (ЧПУ) и контро-
льно-измерительные машины типа “Инс-
пектор”.
В тесном контакте с ЦАГИ решались все
технические вопросы компоновки моделей с
определением точности их изготовления по
обводам.
Впервые в отрасли была разработана и
изготовлена и конструктивно-подобная мо-
дель “Бурана” в масштабе 1:10. Все детали ее
конструкции изготавливались из нержавею-
щей стали 12Х18Н10Т и алюминиевых
сплавов АМГ6М, АМГ6БМ толщиной 0,1...
0,3 мм; 0,2...0,4 мм. Малая толщина и недо-
статочная жесткость деталей обусловили не-
обходимость создания уникальной оснастки
для сборки и точечной сварки агрегатов моде-
ли, а для сварки в труднодоступных местах -
специального инструмента и роботов.
Опытному заводу в 1982 году было пору-
чено изготовление вспомогательной силовой
установки, разработанной НПО “Молния”
для ОК “Буран”. Эта задача была принци-
пиально новой и чрезвычайно сложной.
Однако коллектив ИТР и рабочих ОЗ смог на
существующих площадях создать производст-
во высокой культуры, обеспечив изготовле-
ние, отработку и испытания нескольких де-
сятков ВСУ.
Чистота помещений, в которых произ-
водилась сборка узлов, агрегатов и общая
сборка, соответствовала 4-му классу и требо-
ваниям вакуумной гигиены. На участках про-
мывки и испытаний был предусмотрен пяти-
кратный, на остальных - трехкратный (за сме-
ну) воздухообмен. Благодаря этому, а также
комплексу других мероприятий концентра-
ция паров бензина, спирта и хладона не пре-
вышала допустимых норм.
Было изготовлено 10 единиц специально
разработанного стендового оборудования,
1500 единиц технологического оснащения,
организовано 25 специализированных участ-
ков на опытном заводе и в ряде других
организаций (НИИхиммаш, РЕММАШ,
ГИПХидр.).
Разработаны и внедрены уникальные
технологические процессы:
•	изготовления сильфона из материала
фторопласт Ф-4 с толщиной стенки гофра
0,5 ± 0,05 мм путем механической обработки;
•	изготовления полусфер для бака ВСУ
0 650 мм, толщиной 3 мм из нержавеющей
стали ЭИ-654 штамповкой взрывом в
несколько переходов с последующей калиб-
ровкой (взамен традиционной инструмен-
тальной штамповки), что позволило получить
высокое качество полусфер и значительно
снизить трудоемкость их изготовления. Этот
технологический процесс может быть исполь-
зован на предприятиях авиационной про-
мышленности.
Одними из важнейших задач Опытного
завода были: разработка, внедрение и освое-
ние совместно со специалистами отраслевых
институтов (НИАТ, ВИАМ, ВИЛС, ЦАГИ,
ОНПО “Технология” и др.) новых технологи-
ческих процессов.
Новые технологические процессы разра-
батывались для внедрения в конструкцию
планера “Бурана” новых материалов и отде-
льных агрегатов орбитального корабля, изго-
товляемых Опытным заводом. Для произво-
дства сотовых конструкций панелей элевонов
и кожухов руля направления и воздушного
тормоза разработан ряд технологических
процессов, в том числе:
23
•	изготовление сотовых наполнителей;
•	вакуумная пайка панелей;
•	неразрушающий контроль качества пайки;
•	пескоструйная обработка поверхностей
панелей с толщиной обшивки 0,3 мм под
лакокрасочное покрытие;
•	полировка поверхностей под нанесение
никель-серебряного покрытия;
•	вакуумный отжиг панелей;
•	нанесение покрытия никель-серебро с коэф-
фициентом черноты в = 0,1, в вакуумной
камере методом охлаждения.
При освоении новых конструкционных
металлических, неметаллических, компози-
ционных, керамических и стеклопластиковых
материалов разработаны и внедрены следую-
щие технологические процессы:
•	механическая обработка (фрезерование,
точение, сверление, шлифование, размерно-
чистовая и упрочняющая обработка и т.д.)
деталей из сплавов ВТ-23, 1201, 01420, 01460,
ЭП-648, ЭИ-654, ЭП-718, ЭП-742, ЭП-696,
ВЖ-122, ВЖЛ-16, ВНС-17, АБМ-1, АБМ40-3
и др., из материалов “Гравимол”, КМУ-ЧЭ,
ТСМ-520, СТАФ-1, СТП-6, ОСП-1, ТЗСПК-2,
органит-5Т и др.;
•	калибровка концов тонкостенных труб
36...42 мм из сплава ПТ-7М методом пред-
варительной деформации с последующей тер-
мофиксацией для паяных соединений трубо-
проводов;
•	сварка и пайка токами высокой частоты из
трубопроводов материала ПТ-7М;
•	формообразование сотовых паяных пане-
лей методом гибки с растяжением на прессах
с ЧПУ типа “Луар”;
•	электронно-лучевая и автоматическая
аргонно-дуговая сварка стали ЭИ-654 тол-
щиной 1...3 мм;
•	нанесение жаростойких покрытий на
детали из ниобиевого сплава ВИ-2АЭМП и
молибденового сплава ВМ-1;
•	клепка болт-заклепочных соединений в
пакетах из композиционного материала
КМУ-ЧЭ;
•	клепка раскаткой на пакетах с клиновид-
ностью до 15°С для повышения прочности
соединения.
В Воскресенском филиале ВИАМ прово-
дились работы по формообразованию профи-
лей (стрингеров) методом стесненного изгиба
из материала АБМ-1 и сварка труб для
раскосов из этого же сплава. На этом
предприятии Опытным заводом был создан
участок по обработке бериллия и установлено
оборудование с ЧПУ для различных опера-
ций механической обработки рамок остек-
ления из бериллия, которые в 2,5 раза легче
штампованных (ВТ-23).
При различных видах механосборочных
работ широко применялись универсально-
сборочные приспособления, что позволяло
экономить до 240 тонн металла в год.
Были разработаны и внедрены автома-
тизированные системы проектирования
технологических процессов АПТ-ЕС (ЭВМ-
1055), АПТ-СМ (ЭВМ СМ-4) и система
графического контроля на ЭВМ “Консберг”,
что позволяло разрабатывать 2500 программ
в год для станков с ЧПУ при изготовлении
деталей сложных форм и поверхностей.
Развитие производства на Опытном заво-
де требовало четкого планирования, что было
достигнуто внедрением автоматизированных
систем:
•	управления основным и вспомогательным
производством;
•	формирования межцеховых маршрутов;
•	учета сырья, материалов и топлива;
•	учета труда и заработной платы и др.
Внедрение этих систем позволило повы-
сить мобильность и эффективность произ-
водства.
Большой вклад в развитие Опытного
завода, расширение его технических возмож-
ностей, разработку и внедрение уникальных
технологических процессов внесли: главный
технолог Б.В.Богданов, главный металлург
К.Н.Сергеев, главный метролог В.В. Полика-
нов, начальник производства Х.М. Рисен-
берг, начальники отделов Е.В.Зыков,
Л.В.Вульфович, начальники цехов А.Д.Кузя-
ев, Ю.В.Матвейкин, Ю.С.Смирнов и другие.
Руководство и координация работ осуществ-
лялась директором завода Д.А.Решетнико-
вым.
Заключение
Опыт организации производства аэроди-
намических моделей, ВСУ, фрагментов конст-
рукции ОК “Буран”, изготовления и монтажа
экспериментально-стендового оборудования,
а также разработанные и внедренные техно-
логические процессы безусловно будут испо-
льзованы при создании перспективных авиа-
космических систем и могут найти приме-
нение в авиационной промышленности и ряде
отраслей машиностроения.
24
УДК 629.7.001.5
ТУШИНСКИЙ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНЫЙ ЗАВОД
И.К. Зверев, С.Г. Арутюнов
Дан исторический обзор деятельности Тушинского
машиностроительного завода (ТМЗ) и Машино-
строительного конструкторского бюро “Буревестник”
начиная с 30-х годов. Рассказывается о периоде созда-
ния кооперации предприятий для выполнения програм-
мы “Буран”, разработке новых технологических процес-
сов, расширении производственной базы ТМЗ, выпол-
нении работ по изготовлению агрегатов и планера орби-
тального корабля “Буран”. Отражены производст-
венные связи ТМЗ с многочисленными предприятиями-
смежниками, конструкторскими бюро и научно-
исследовательскими институтами, принимавшими
участие в работах по программе “Буран”.
Коллективы НПО “Молния” и Тушинс-
кого машиностроительного завода судь-
ба свела вместе в создании новых образцов
летательной техники задолго до начала
совместных работ по теме “Буран”.
Тушинский машиностроительный завод
создан в 1932 году с целью освоения новей-
ших образцов авиационной техники и техно-
логии. История завода - часть истории раз-
вития авиации страны:
•	1932... 1935гг. - производство цельнометал-
лических самолетов “Сталь-2”, “Сталь-3”
конструкции А.И.Путилова с использованием
при изготовлении планера самолетов впервые
сварных конструкций из нержавеющих ста-
лей. Самолеты эксплуатировались на линии
ГВФ “Москва - Нижний Новгород” вплоть
до начала Великой Отечественной войны.
•	1936... 1941 гг. - освоение и выпуск новых
конструкций самолетов-истребителей ДИ-6,
Як-1, Як-3, АНИТА-1.
•	1942... 1945 гг. - обеспечение фронта в годы
Великой Отечественной войны самолетами
Як-7, Як-9. Было выпущено около трех тысяч
боевых самолетов, организован их ремонт и
восстановление.
•	1946... 1950 гг. - переход на выпуск мирной
продукции - троллейбусы МТБ-82 и трамваи
МТБ-82, освоение производства самолета
Ту -2, товары народного потребления.
•	1951... 1965 гг. - освоение и выпуск новей-
ших видов оборонной техники разработки
Генеральных и Главных конструкторов
С.А.Лавочкина, А.Н.Туполева, А.М.Исаева,
Д.Д.Севрука, А.И.Привалова, И.И.Карту-
кова - двигатели, ускорители, передвижные
автоматизированные контрольные станции,
аэросани.
Вот в этот период в связи со значитель-
ным усложнением техники на базе заводского
КБ-82 и было создано в 1965 году машино-
строительное конструкторское бюро “Буре-
25
вестник” для обеспечения серийного произ-
водства и разработки новых видов авиацион-
ной техники. Главным конструктором МКБ
“Буревестник” был назначен бывший глав-
ный инженер завода А.В. Потопалов. В 1976
году МКБ вошло в состав НПО “Молния”.
•	1966... 1978 гг. - производство антенных
передвижных комплексов “Нева” и волновод-
ных систем разработки НИИРП им. Распле-
тина во главе с Главным конструктором
Г.Г.Бубновым, производство крыльев и топ-
ливных баков самолета МиГ-23.
Совершенно новой, этапной была работа
в период 1966... 1974 гг. по строительству
самолета Т-4 разработки ОКБ П.О.Сухого,
конструкция планера которого была сварной
из титановых сплавов и нержавеющих сталей.
Конструкторское сопровождение в производ-
стве осуществляло МКБ “Буревестник”, им
же проведены работы по разработке мото-
гондол.
При строительстве самолета Т-4 заводом
при участии ВИАМ, НИАТ, ОКБ П.О.Сухого
впервые осваивалась автоматическая сварка
в нейтральных средах новейших марок тита-
новых сплавов, нержавеющих сталей, тита-
новое литье в вакуумных печах. Автомати-
ческая сварка сквозным проплавом, автома-
тический контроль качества точечной сварки,
массовое изготовление деталей на станках с
ЧПУ, химическое фрезерование тонколисто-
вых деталей из титановых сплавов и нержа-
веющих сталей и многое другое. Эти про-
цессы представляли собой серьезнейшие науч-
но-технологические проблемы, которые и бы-
ли успешно решены нашей наукой и про-
мышленностью.
Заводом за время его существования был
накоплен большой опыт по изготовлению
образцов новой техники, поэтому решение
поручить Тушинскому машиностроительно-
му заводу как головному предприятию
строительство планера и общую сборку
корабля “Буран” было в какой-то степени
закономерным и встречено коллективом с
большим энтузиазмом.
Коллективом завода под руководством
директора С.Г.Арупонова, первого замести-
теля директора И.К.Зверева, главных инжене-
ров завода В.П.Порубиновского, Ю.А.Бирю-
кова, заместителя директора завода В.М.Ро-
маненко выработана основная концепция
строительства на заводе планеров орбиталь-
ного корабля “Буран”, реконструкции завода,
строительства новых производственных кор-
пусов, создания широкой кооперации и освое-
ния новых технологических процессов.
При непосредственном участии руководи-
телей производства, цехов и технологических
служб завода М.Н.Вострикова, Н.В.Волкова,
В.И.Тарасова, А.С.Шалимова, Н.Л.Соболева,
В.Ф.Неелова, П.А.Новикова, Е.А.Сабоцин-
ского, Б.В.Горбачева, М.И.Зуева, Б.П.Комо-
лова и многих других разработаны техно-
логические процессы, изготовлено оснащение
и построены орбитальные корабли для стати-
ческих испытаний, технологической проверки
всего цикла подготовки корабля на техни-
ческой позиции, летающий аналог корабля и,
наконец, сами орбитальные корабли.
В разработке технологических процессов,
изготовлении оснащения для производства
орбитального корабля большую помощь
заводу оказали НПО “Молния”, НИАТ,
ВИАМ, институт электросварки им. Патона,
Савеловское производственное объединение
“Прогресс”, Ржевское производственное
объединение “Электромеханика”, Владимир-
ское производственное объединение “Тех-
ника”.
Инженерами Ю.Я.Христоевым, Ю.И.
Альтштадт, С.В.Браун, И.Т.Тютенковым сов-
местно с НИАТ и СПО “Прогресс” внедрен
комплекс уникального оборудования с ЧПУ
для обработки кромок и автоматической
сварки панелей герметичной кабины диамет-
ром 6 м, сварки и пайки неповоротных сты-
ков соединения труб, в том числе биметал-
лических.
Очень сложными оказались проблемы
разработки и освоения технологии и оборудо-
вания по изготовлению и монтажу элементов
теплоизоляции на планер. Руководителями
работ М.Н.Востриковым, инженерами Б.Д.
Поляковым, А.В.Слуцким, П.М.Радченко,
А.И.Строковым, В.И.Ивченко совместно с
НИАТ и НПО “Молния” разработана и вне-
дрена комплексная автоматическая система
обмера поверхности планера с набором необ-
ходимой информации и корректировкой про-
грамм для станков с ЧПУ, на которых изго-
товлялись плитки теплозащиты. Техпроцесс
фрезерования плиток, выбор режущего инст-
румента и режимы обработки обеспечили ин-
женеры П.В.Журавлев и С.П.Марченков. Тех-
нология и оборудование, внедренные при не-
посредственном участии инженеров А.С.Куз-
нецова, Н.В.Паньшина, В.В.Парфенова, Т.А.
Рахимовой и других специалистов, позволили
обеспечить решение всех проблем при изго-
товлении элементов теплоизоляционных пли-
ток и их монтаже на ОК как на заводе, так и
на техпозиции. Высококвалифицированные
рабочие, такие, как В.М.Корин, А.П.Романо-
вский, В.МЛковлев, фрезеровщики станков с
26
ЧПУ и другие, реализовали эти технические
новшества в процессе их производства и мон-
тажа теплозащиты корабля. Внедрено обору-
дование с ЧПУ и технологический процесс
раскроя фетровой подложки с помощью луча
лазера.
На космодроме “Байконур” была создана
специальная база по досборке корабля после
его воздушной транспортировки на техничес-
кую позицию, проведения необходимых авто-
матических испытаний систем, с успехом
выполненных инженерами и испытателями
Ю.В.Быстровым, В.М.Качановым, В.С.Дей-
неко, Э.М.Мамыкиным и другими. Установ-
лена гибкая технологическая линия с ЭВМ и
станками с ЧПУ для изготовления тех плиток
ТЗП, которые затем устанавливались на ко-
рабль на последних этапах технологического
цикла.
В процессе создания корабля выросла
целая плеяда молодых талантливых инжене-
ров, таких, как начальники цехов Б.А.Федин,
В.С.Комиссарчук, Ф.А.Фараджев, С.П.Гу-
щин, технологи В.И.Колонгаев и целый ряд
других, высокая квалификация которых
подтвердила марку заводского инженерного
корпуса.
Разумеется, что без реконструкции цехов
завода, строительства новых производст-
венных корпусов и создания новой лабора-
торной базы, обеспечивающих и производ-
ство, и необходимые испытания как деталей
агрегатов, так корабля в целом, выполнить
эту грандиозную задачу было бы просто
невозможно. Были построены и оснащены
необходимым оборудованием корпус №111
окончательной сборки корабля и изготовле-
ния элементов и нанесения теплозащитного
покрытия, корпуса №112 и №112А - сборки
модуля кабины и его испытаний на герме-
тичность и прочность, корпус №110 - общей
сборки корабля, новые корпуса плазового
цеха и цеха сборки крупногабаритной оснаст-
ки, корпус общих складов для материалов и
комплектующих изделий, а также новая голо-
вная трансформаторная подстанция, компрес-
сорная станция низкого давления, второй во-
допроводный ввод, тепловая заводская стан-
ция, станция оборотного водоснабжения, за-
водская АТС, пожарное депо. Проложены
инженерные сети в подземном коллекторе,
построены причалы для транспортировки
изделия водным путем на берегу Химкинско-
го водохранилища и в г. Жуковском, изготов-
лены оснастка и специальная баржа. Вся эта
работа проведена под руководством замести-
теля директора по капитальному строитель-
ству Л.К.Шмакова заместителем главного ин-
женера В.И.Хохловым, главным энергетиком
Б.М.Барановым, главными механиками М.Н.
Тарасовым и Е.Г.Никольским, конструкто-
ром А.А.Слуцким.
В ходе освоения и производства этого
изделия был решен целый комплекс организа-
ционных, управленческих, технических и
технологических задач.
Разработана и внедрена Комплексная сис-
тема управления качеством работы совмест-
но с ГипроНИИавиапромом - концепция
проектирования и строительства специаль-
ных производственных корпусов с заданными
требованиями по чистоте воздушной среды,
климатическим условиям, специальному энер-
гопитанию, кондиционированию и др.
Новые технологические процессы позво-
лили выполнить формообразование оребрен-
ных крупногабаритных панелей сложной кри-
визны с жесткими требованиями на герметич-
ность и точность их исполнения.
Решение вопросов взаимозаменяемости
деталей и агрегатов, поставляемых на завод
по кооперации, было реализовано в серии
технологических процессов, разработанных
совместно с НПО “Молния” и НИАТ, с
применением автоматизированных рабочих
мест на базе математического обеспечения
построения и раскроя плазов, а также
формирования сечений объемной оснастки и
изготовления деталей.
Совместно с НИАТ разработаны и внед-
рены технологические процессы механичес-
кой обработки панелей под последующую
сварку в автоматическом режиме для агре-
гатов диаметром до 6 метров с соблюдением
повышенных требований качества и герме-
тичности швов.
НИАТ совместно с Савеловским произ-
водственным объединением “Прогресс” соз-
дана уникальная установка для этих целей и
другое сборочно-сварочное оборудование.
Это позволило создать производство сборки-
сварки цельносварных крупногабаритных
кабин с применением бездоводочных сбороч-
ных процессов, исключающих последующую
правку конструкции и обеспечивающих высо-
кое качество сварных швов и надежность
агрегатов.
Силовые трубчатые конструкции из
листов титановых сплавов и нержавеющих
сталей толщиной до 0,5 мм, примененные на
корабле, потребовали разработки и внедре-
ния новых технологий автоматической свар-
ки в камерах с нейтральной средой.
Уникальный технологический комплекс с
системой математического обеспечения и
управления от ЭВМ работами по изготовле-
27
нию, контролю и монтажу теплозащитных
элементов корабля “Буран”, разработанный и
освоенный на заводе совместно с НПО “Мол-
ния” и НИАТ, позволил:
•	сформировать технологическую модель
теплозащиты с учетом реального состояния
поверхности корабля и описанием геометрии
плиток по фактическим размерам агрегатов и
обводообразующих узлов;
•	генерировать около 800 тысяч управляю-
щих программ для реализации процессов
изготовления, контроля, монтажа теплозащи-
ты и необходимого оснащения;
•	создать систему группового управления
технологическим оборудованием на основе
сети ЭВМ с распределением ресурсов и безбу-
мажной технологии обработки производст-
венной информации в диалоговом режиме;
•	создать комплекс уникального техноло-
гического оборудования для обмера агрега-
тов планера и планера в целом, разметки под
монтаж плиток, контроля усилий прижима и
качества их монтажа;
•	освоить уникальную технологию обработ-
ки теплозащитных плиток на специальных 5-
координатных станках с ЧПУ с использова-
нием специального алмазного инструмента
(ВНИИАлмаз).
Разработанная методика, спроектирован-
ное и изготовленное оборудование с соответ-
ствующим оснащением к нему позволили
проводить все работы по комплексному
контролю качества герметичности планера
корабля в целом, а комплекс необходимых
транспортных средств обеспечивал транс-
портировку корабля и его агрегатов водным,
воздушным и сухопутным способами.
Накопленный заводом опыт дал возмож-
ность НТО “Интегро” при Тушинском маши-
ностроительном заводе создать первую
российскую версию STEP ориентированной
CALS технологии. Данная технология пред-
назначена для компьютерной поддержки
жизненного цикла продукции в соответствии
с Международными стандартами ISO 13303
(STEP) и ISO 13584 (P.LIB) и позволяет
создать основу (среду) для интеллектуального
обмена контактно-зависимыми (чувствитель-
ными) данными о продуктах (изделиях), а
также ее реализации в сроки, необходимые
для удовлетворения потребностей междуна-
родной кооперации.
Заводом успешно осуществлена на прак-
тике система взаимозаменяемости и коорди-
нации работ по обеспечению поставки комп-
лектующих изделий, деталей, узлов и агре-
гатов по межведомственной и внутриведомст-
венной кооперации с оперативным решением
вопросов технического и технологического
характера.
Только краткое перечисление участников
строительства орбитального корабля “Буран”
от Министерства авиационной промышлен-
ности, принимавших непосредственное учас-
тие в реализации этого грандиозного проекта,
таких, как Смоленский, Новосибирский,
Нижегородский, Ташкентский авиационные
заводы, Таганрогский машиностроительный
завод, завод “Гидромаш” (г. Нижний Нов-
город) и др., опытные производства ведущих
конструкторских бюро МАП - им. А.И.Ми-
кояна, П.О.Сухого, А.С.Яковлева, М-Л.Миля,
О.К.Антонова - говорит о сложности выпол-
ненной работы.
Заводом разработаны технические зада-
ния на проектирование ГипроНИИавиапро-
мом, а силами Главспецстроя Министерства
специальных монтажных и строительных
работ выполнено строительство и ввод в
эксплуатацию лабораторного комплекса и
специальных производственных корпусов по
изготовлению, сборке, монтажу и испыта-
нию агрегатов космических кораблей на пред-
мет обеспечения требований космической ги-
гиены, температуры и соответствующей сре-
ды в кабине корабля как на заводе, так и на
НПО “Молния”.
Разработана и освоена технология, в
основу которой положены новые принципы
производства плазмонепроницаемых тонко-
стенных авиационных конструкций.
Нашла свое дальнейшее развитие техно-
логия проектирования управляющих прог-
рамм для станков с ЧПУ, комплекса изме-
рительных и разметочных машин, раскрой-
ных лазерных установок с выполнением
технологических операций на рабочих местах
в автоматизированном режиме, а создание
комплекса необходимого оборудования и
имитационных стендов позволило обеспе-
чить качественное проведение всех видов
отработок и испытаний космических кораб-
лей и их аналогов в наземных условиях.
Это далеко не полный перечень разра-
ботанных и внедренных технологий. Только
на ТМЗ их было более 140. Все эти работы
велись с привлечением и непосредственным
участием множества институтов и заводов
отрасли. И, конечно, только глубокое взаим-
ное понимание поставленных задач при тех-
ническом руководстве темой со стороны
НПО “Молния” позволило обеспечить их
выполнение.
28
УДК 629.782.022
РАЗРАБОТКА КОМПОНОВКИ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
В.М. Ушаков
Изложены принципы, положенные в основу разра-
ботки компоновки орбитального корабля (ОК) “Буран”.
Перечислены этапы разработки и их особенности. Пока-
зано, что процесс создания компоновки представляет
собой последовательную реализацию технических тре-
бований к ОК.
Компоновка пилотируемого многоразо-
вого орбитального корабля “Буран”, то
есть его внешний вад, форма, взаимное
расположение отсеков и агрегатов планера, а
также размещенных в нем блоков, агрегатов
и элементов бортовых систем, является
практической реализацией технических тре-
бований к ОК с учетом особенностей этапов
технологического цикла его эксплуатации.
Технические требования к орбитальному
кораблю с позиции влияния на его конструк-
цию и компоновку можно свести к сле-
дующим ключевым блокам:
•	комфортная транспортировка в грузовом
отсеке крупногабаритных тяжелых грузов по
трассе “Земля - Орбита - Земля”, извлечение
их из отсека на орбите или прием в отсек,
работа с другими космическими аппарата-
ми (КА) автономно или в состыкованном с
ними состоянии;
•	комфортное размещение экипажа (2...4 че-
ловека) и до шести пассажиров с обеспече-
нием их эффективной работы в отсеках ОК, а
также перехода в пристыкованный КА или
выхода в открытый космос;
•	многократность применения ОК с миними-
зацией времени и средств на межполетное
обслуживание, в первую очередь, при воз-
врате ОК с орбиты искусственного спутника
Земли (ОИСЗ) непосредственно на аэродром
космодрома.
С позиции влияния технологического
цикла этапы эксплуатации можно свести в
четыре крупные группы:
•	выведение на ОИСЗ в составе комплекса
‘Энергия” - “Буран”;
•	работа на ОИСЗ;
•	торможение бортовыми двигателями и сход
с ОИСЗ, планирование в атмосфере и посадка
на взлетно-посадочную полосу (ВПП);
•	технологические, ремонтно-восстановите-
льные и другие работы на Земле.
Результаты анализа технических требова-
ний к ОК и особенностей этапов его экс-
плуатации предопределили многоуровневый
характер разработки компоновки орбиталь-
ного корабля.
Можно вьщелить три основных этапа раз-
работки:
•	определение формы, общего вида, т.е.
аэродинамической компоновки;
•	разработка состава и взаимного располо-
жения агрегатов и отсеков планера ОК;
•	размещение различного оборудования, бло-
ков, узлов и приборов в отсеках корабля.
Естественно, процесс разработки компо-
новки ОК имеет итеративный характер, и
при этом на каждом этапе обеспечивается
безусловное выполнение основных требова-
ний предыдущего с выработкой условий и
ограничений на последующие этапы.
Решающее влияние на выбор формы ко-
рабля имело требование возврата и посадки
его “по-самолетному” на аэродром полигона,
расположенный от плоскости орбиты схода
на расстоянии до 2000 км.
Орбитальный корабль должен совершить
управляемый планирующий спуск в атмо-
сфере с торможением от круговой до посадоч-
ной скорости. При этом он должен быть
аэродинамически сбалансирован и управляем
29
последовательно на гиперзвуковых, сверхзву-
ковых и дозвуковых скоростях полета.
Указанное требование предопределило
самолетный облик ОК в целом, т.е. наличие
крыла и вертикального оперения, их форму и
профили, взаимное расположение крыла и
фюзеляжа, наличие и состав аэродинами-
ческих органов управления и торможения,
схему расположения теплозащитного покры-
тия и т.п. Одновременно, с учетом достиг-
нутых прочностных и теплофизических
характеристик конструкционных, теплоизоля-
ционных и теплозащитных материалов, опре-
делились ограничения на минимальные
радиусы закруглений носовой части фюзе-
ляжа, крыла и вертикального оперения и
требования к конструкции подвижных эле-
ментов (элевонов, балансировочного щитка и
Т.Д.).
По аэродинамической схеме ОК “Буран”
(см. рис.) - это самолет-бесхвостка, низко-
план, с крылом I малого удлинения и боль-
шой стреловидности по передней кромке, с
наплывами 2 от передней кромки крыла 1 к
фюзеляжу 3, с вертикальным оперением бис
балансировочным щитком 4, установленным
на хвостовой части фюзеляжа 5.
Требование по балансировке во всем
диапазоне скоростей полета обеспечивается
как аэродинамическими свойствами формы
ОК, так и выдерживанием положения центра
масс в заданном диапазоне на всех этапах
автономного полета в атмосфере.
Аэродинамические характеристики фор-
мы обеспечены, в том числе, наплывами кры-
ла 2, подрезкой хвостовой части фюзеляжа 5,
балансировочным щитком 4 и т.п.
В результате анализа влияния разброса
положения центра масс ОК определено, что
при длине фюзеляжа 30,85 м, высоте 6,20 м и
ширине 5,50 м координаты центра масс
должны находиться в следующих диапазонах
по трем связанным осям:
•	X = (19744...20361) мм от носка фюзеляжа;
•	Y = (620... 1380) мм вниз от строительной
горизонтали фюзеляжа;
•	Z = ± 16 мм от плоскости симметрии.
Эти ограничения были обеспечены ком-
поновочными решениями на последующих
стадиях проектирования.
Для управления положением ОК при по-
лете в атмосфере крыло 1 снабжено элево-
нами, а вертикальное оперение 6 - расщеп-
ляющимся рулем направления, выполняю-
щим одновременно функции воздушного
тормоза.
На втором уровне разработки компо-
новки при определении состава, геометри-
Общий вцд орбитального корабля “Буран”
30
ческих характеристик, взаиморасположения
отсеков и облика фюзеляжа решались задачи,
вытекающие из основного назначения ОК -
доставка (возврат) крупногабаритного груза,
с учетом схемы работы ОК на орбите.
Совместное выполнение требования по
обеспечению полета ОК в атмосфере и
посадке как без груза, так и с грузом массой
15 т в штатном полете (и до 30 т в нештатной
ситуации), большой габарит груза (длина до
17,0 м, диаметр до 4,5 м) и требований по
выдерживанию на любом этапе полета
наперед заданного диапазона центра масс ОК
выявили необходимость расположения грузо-
вого отсека 7 в средней части фюзеляжа 3.
При этом отсек полезного груза (ОПГ)
оборудован продольными створками-секци-
ями, обеспечивающими возможность погруз-
ки (выгрузки) полезного груза как на Земле,
так и на орбите.
Требования к ОК как к пилотируемому
аппарату, выполняющему посадку “по-
самолетному”, определили форму носовой
части фюзеляжа 8 с учетом размещения в ней
кабины экипажа 9 и остекления фонаря
кабины.
Для уменьшения влияния на экипаж
корабля и конструкцию акустических и теп-
ловых воздействий, а также для обеспечения
надежного контроля герметичности оболочки
корпуса кабинный модуль 9 выполнен авто-
номным и установлен в носовой части фюзе-
ляжа ОК 8 на специальных подвесках.
В целом, на базе перечисленных факторов
сложилось взаиморасположение отсеков в
фюзеляже 3 ОК:
•	носовая часть с кабиной экипажа 8,9;
•	средняя часть - отсек полезного груза 7;
•	хвостовая часть 5 с вертикальным опере-
нием 6, в которой размещена двигательная
установка орбитального маневрирования 10.
Внешние геометрические размеры фюзе-
ляжа определены, в первую очередь, ожидае-
мыми максимальными размерами полезных
грузов, расчетными динамическими зазорами
между грузом и конструкцией отсека
полезного груза (ОПГ), строительными
высотами конструкции ОПГ и толщинами
теплозащитного покрытия (ТЗП). В то же
время расположение крыла по схеме “низко-
план” привело к наличию под ОПГ силовых
конструкций центроплана крыла достаточно
большой строительной высоты (до 1500 мм в
районе плоскости симметрии ОК).
Перечисленные факторы и определили, в
принципе, форму поперечных сечений фюзе-
ляжа. Конкретные размеры сечений явились
результатом компромиссных решений с
учетом:
•	минимизации сухой массы конструкции;
•	минимизации площади омываемой повер-
хности с целью уменьшения как аэроди-
намического сопротивления, так и массы
оболочки фюзеляжа и ТЗП;
•	обеспечения конструктивными мерами
вьщерживания допустимых напряжений в
силовых элементах конструкции фюзеляжа и
центроплана крыла;
•	выбора оптимальной толщины и формы
профиля крыла как с позиций дозвукового
полета и посадки, так и с учетом минимально
допустимых радиусов передних кромок,
заданных тепловым расчетом.
На выбор абсолютной толщины крыла
влияет, кроме того, и необходимость разме-
щения в нем основных стоек шасси.
На размеры поперечного сечения фюзе-
ляжа оказали также влияние размеры и
компоновка модуля кабины экипажа. Мини-
минизация размеров его отсеков не должна
выполняться в ущерб комфортности разме-
щения и работоспособности членов экипажа.
В общем случае, два первых этапа
разработки компоновки обеспечивают обо-
снование и выбор формы и габаритных
размеров фюзеляжа, крыла, вертикального
оперения и балансировочного щитка с
достаточно точной оценкой взлетной и
посадочной масс ОК. Расчет сводки масс
подкрепляется материалами предприятий-
соразработчиков систем ОК. С их участием
параллельно с разработкой облика ОК
выполняются работы по определению состава
и характеристик бортовых систем, в том
числе и массово-геометрических параметров
блоков и агрегатов.
В результате третий уровень разработки,
а именно размещение в отсеках блоков,
приборов и агрегатов систем, ведется при
определившихся габаритных размерах всех
отсеков и агрегатов планера ОК и с утверж-
денным допустимым разбросом положения
центра масс ОК. На разработку внутренней
компоновки ОК оказали влияние следующие
основные требования:
•	обеспечение заданного диапазона изме-
нений положения центра масс ОК на всех
этапах полета с учетом как вариаций массы
полезного груза, так и изменений положения
центра масс ОК при выработке в полете газов
и жидкостей;
•	миниминизация массы крепежных деталей
и конструкций, кабелей, трубопроводов и
других элементов, зависящей от взаимного
31
расположения различных блоков и систем
орбитального корабля;
•	обеспечение электромагнитной совмести-
мости при размещении блоков и кабелей
систем;
•	ремонтопригодность и удобство доступа к
различным элементам конструкции и систем
ОК с целью сокращения времени и трудо-
затрат на межполетное обслуживание и т.д.
На этом этапе могут быть уточнены
некоторые параметры ОК, такие, как внеш-
ние обводы носовой части фюзеляжа, завися-
щие от геометрии модуля кабины, элементы
хвостового отсека, силовые схемы отсеков и
агрегатов планера и т.д. Компоновочные
работы этого уровня чрезвычайно много-
плановы и трудоемки. Плотность установки
блоков и прокладки трасс такова, что не
позволяет уточнять положение любой из
систем изолированно, не затрагивая других.
Каждая перекомпоновка отражается на сухой
массе планера и систем ОК, а следовательно,
и на положении центра масс. Например, было
определено, что только в зависимости от
взаимного положения потребителей электро-
энергии и схемы прокладки кабелей их масса
может изменяться более чем на 500 кг.
При разработке конкретной компоновки
в отсеках ОК блоков, агрегатов и приборов
систем, а также при прокладке трасс связы-
вающих их кабелей и трубопроводов практи-
чески закладываются основы технологичес-
ких процессов изготовления и обслуживания
ОК при его эксплуатации.
Среди них вопросы доступа к оборудо-
ванию как при сборочно-монтажных работах,
так и при межполетном обслуживании.
Схема, показанная на рисунке, поясняет
принятые основные решения по облику ОК.
В носовой части фюзеляжа 8 перед моду-
лем кабины 9 установлен носовой блок двига-
телей реактивной системы управления 11. Для
улучшения эксплуатационных характеристик
этот блок размещен на силовой конструкции,
которая, в свою очередь, крепится к панели
носовой части фюзеляжа и извлекается из ОК
вместе с ней в процессе обслуживания блока.
Модуль кабины экипажа 9 - один из клю-
чевых элементов ОК. В нем, помимо экипажа
и систем обеспечения его жизнедеятельности,
размещены также блоки и системы бортового
радиоэлектронного оборудования. Это обору-
дование соединено информационно-энергети-
ческими системами связи со всеми системами
в других отсеках орбитального корабля.
В средней части фюзеляжа 7 под ОПГ
установлены блоки и агрегаты систем элек-
троснабжения, пожаротушения и др. На
задней стенке ОПГ укреплена выдвижная
остронаправленная антенна. На створках
ОПГ размещены радиаторы системы термо-
статирования ОК.
В хвостовой части фюзеляжа 5 размещен
основной блок 10 объединенной двигатель-
ной установки (ОДУ), блоки вспомога-
тельной силовой установки (ВСУ), герме-
тичный приборный отсек и другие системы и
агрегаты. К хвостовой части фюзеляжа
крепятся два хвостовых блока реактивной
системы управления (РСУ) и контейнер
тормозного парашюта 12.
Посадочное устройство ОК - традицион-
ное трехстоечное шасси 13.
На боковых стенках фюзеляжа разме-
щены управляемые створки системы наддува
и вентиляции планера ОК.
Процесс работы над компоновкой ОК
свел воедино усилия предприятий-соразра-
ботчиков систем и агрегатов ОК. Среди
объединяющих и контролирующих критериев
эффективности совместной работы была
разработанная в 1976 году лимитная сводка
масс планера и систем ОК. При подготовке
первого полета ОК в 1988 году было
определено, что по контролируемому переч-
ню составляющих реальной сводки масс
планера с его системами она отличалась от
лимитной примерно на 6%. Одновременно
были полностью выдержаны ограничения на
допустимый разброс положения центра масс
ОК. Это достижение - как результат грамот-
ного и твердого руководства процессом
проектирования на всех его стадиях, так и
показатель высокого профессионализма спе-
циалистов проектного комплекса НПО
“Молния”.
Методологические навыки и опыт работы
над компоновкой ОК “Буран” были эффек-
тивно использованы коллективом при работе
над последующими проектами перспективных
аэрокосмических систем, таких, как Много-
целевая авиакосмическая система (МАКС) на
базе самолета-носителя Ан-225.
Руководство разработкой компоновки
планера ОК “Буран” осуществлял замести-
тель Главного конструктора Я.И.Селецкий.
Его непосредственными помощниками и
активными участниками работ были
С.А.Иванов, А.И.Красиков, А.И.Шарапов,
И.С.Говор, А.П.Марков, Н.А.Снопкова,
Н.И.Кацубо, А.С.Соломатин, В.В.Мамин,
В.Е.Кудяков, И.Г.Зиньковский и другие.
32
УДК 629.782.015.3
ОСНОВНЫЕ АСПЕКТЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
Г.Ф. Набойщиков
В статье изложены основные вопросы, связанные с
формированием аэродинамической компоновки орбиталь-
ного корабля (ОК) “Буран” и обеспечением аэродинами-
ческих характеристик планера, удовлетворяющих тре-
бованиям к маневренности и управляемости корабля при
полете в атмосфере. Описана технология отработки
компоновки с целью получения достоверных исходных
данных по аэродинамике, обеспечивающих проектиро-
вание ОК.
Основные аспекты аэродинамического
проектирования ОК “Буран”
Практическая работа по созданию
орбитального корабля “Буран” поста-
вила разработчиков перед необходимостью
решения рада новых крупных научно-техни-
ческих задач. Главными из них в области
аэродинамики были выбор компоновки и ее
отработка с целью обеспечения необходимых
уровней характеристик, достаточных для
реализации требуемого пространственного
маневрирования в атмосфере и приземления
по-авиационному.
Все расчетно-теоретические и эксперимен-
тальные исследования были направлены на
получение с максимально возможной точнос-
тью исходных данных по аэродинамике,
необходимых, прежде всего, для разработки
системы управления полетом.
В статье изложены основные направления
работ по аэродинамическому проектирова-
нию и отработке компоновки ОК, выполнен-
ных в НПО “Молния” в рамках программы
‘Энергия” - “Буран”.
Формирование облика корабля
По своему назначению ОК “Буран”
является многоцелевым транспортным
воздушно-космическим летательным аппара-
том.
Как “грузовик” корабль должен совер-
шать челночные операции по транспорти-
ровке экипажей и грузов заданных масс и
габаритов на трассе “Земля - Орбита - Земля”.
Как воздушно-космический, двухсредный
летательный аппарат ОК должен, завершая
полет, выполнять управляемый планирующий
спуск из космоса с погружением в плотные
слои атмосферы и посадкой в заданной точке
земной поверхности. При этом требования
безопасности экипажа, сохранности груза и
многоразового использования определили
авиационный тип посадки с приземлением на
бетонную взлетно-посадочную полосу (ВПП)
конечных размеров.
Указанные факторы и отечественный
опыт создания орбитального самолета пред-
определили облик корабля и его комплексно-
рациональную аэродинамическую компонов-
ку как низкоплана схемы “бесхвостка” с цен-
тральным расположением вертикального
оперения (рис. 1).
Кабинный модуль с остеклением, обеспе-
чивающим экипажу возможность визуальной
посадки, средняя часть фюзеляжа, заданная
геометрией цилиндрического отсека полезно-
го груза размером 4,6 х 18 м, и кормовой от-
сек, в котором размещена объединенная
двигательная установка с наружными бло-
ками двигателей реактивной системы управ-
ления - эти основные агрегаты фюзеляжа
сформировали его внешние обводы и опреде-
лили площадь донного среза.
Низкое расположение крыла двойной
стреловидности, интегрированного с фюзеля-
жем, образует по нижним обводам общую
несущую поверхность, отвечающую требова-
ниям продольной балансировки на гиперзву-
ковых скоростях и теплозащиты планера при
прохождении теплового барьера, и обеспе-
33
Рис. 1. Аэродинамическая компоновка ОК “Буран”
чивает наиболее рациональные компоновку и
конструктивно-силовую схему корабля. Ком-
поновочная схема “низкоплан” дает возмож-
ность максимально использовать экранный
эффект на посадке при подходе к поверхности
ВПП и приземлении.
Органы аэродинамического управления
по тангажу, крену и рысканью обычны для
схемы “бесхвостка” - это двухсекционные
элевоны на консолях крыла и руль направ-
ления на киле. Кроме них орбитальный
самолет имеет два дополнительных органа
управления, специфичных для воздушно-
космического планера.
На обрезе кормовой части фюзеляжа
расположен балансировочный щиток, кото-
рый в исходном положении представляет
собой продолжение нижней поверхности
фюзеляжа. Он предназначен для корректи-
ровки балансировочного положения элевонов
и их разгрузки при изменении центровки в
пределах заданного эксплуатационного диа-
пазона.
Руль направления выполнен расщепляю-
щимся на две створки и при раскрытии
работает как воздушный тормоз, что при
бездвигательном планировании дает возмож-
ность управления траекторией и скоростью
полета путем изменения аэродинамического
сопротивления и, тем самым, аэродинамичес-
кого качества. Вследствие верхнего располо-
жения воздушный тормоз при раскрытии
создает моменты на кабрирование. Париро-
вание их с помощью элевонов приводит к
созданию дополнительной подъемной силы
на режимах посадки, исключает характерные
для самолетов схемы “бесхвостка” потери на
балансировку.
Аэродинамика и маневренность
Полет ОК в атмосфере в соответствии с
принятой схемой управления разделен
на участок спуска и участок посадки. В
качестве условной границы между ними
принята высота 20 км.
С другой стороны, с позиций аэродина-
мики и возможностей управления траекто-
рией, т.е. управления величиной и направле-
нием скорости, можно выделить три участка
полета, характерные для воздушно-космиче-
ских аппаратов вообще.
Первый или начальный - это участок
гиперзвукового планирования на постоянном
угле атаки в диапазоне 30...40°, который со-
ответствует необходимому значению аэро-
динамического качества при числах Маха
28... 10. Пределы изменения угла атаки опре-
деляются ограничениями по допустимым теп-
ловым потокам, связанным с предельно допу-
стимыми температурами для используемых
теплозащитных материалов. Дополнительно
34
ограничивается максимальная скорость ОК в
зависимости от высоты полета.
Второй - это участок перехода от гипер-
звукового диапазона скоростей и углов атаки
к сверхзвуковому диапазону и охватывает
числа М = 10...2 и углы атаки а = 40... 10°. На
этом участке снимаются ограничения по теп-
лозащите, угол атаки изменяется по програм-
ме, которая выбирается с учетом многих фак-
торов и представляет собой компромисс меж-
ду требованиями к маневренности и управ-
ляемости корабля.
Третий, или заключительный, участок со-
ответствует полету в области давно обжитой
современной авиацией, т.е. на сверх- и дозву-
ковых скоростях и высотах ниже 22...20 км
при углах атаки, изменяющихся в пределах
О...2О0. На этих режимах углы атаки ограни-
чиваются критическими значениями, до кото-
рых несущие свойства и управляемость с уче-
том работы системы автоматического управ-
ления еще остаются достаточными для выпол-
нения нормального полета.
Требование к величине максимальной бо-
ковой дальности спуска (до 2000 км) опреде-
лено с учетом минимизации числа витков, с
которых посадка на территории нашей стра-
ны невозможна, а также обеспечения аварий-
ной посадки с первого витка для орбит высо-
ких наклонений.
Предельные маневренные возможности
ОК, планирующего в атмосфере, в основном
зависят от его максимального аэродинами-
ческого качества (см. рис. 2).
Вследствие того, что боковая дальность
реализуется в основном на участке гиперзву-
кового планирования с постоянным углом
атаки, где управление траекторией и рассеи-
ванием энергии осуществляется только через
изменение скоростного крена, балансиро-
вочное аэродинамическое качество корабля
на этом участке при углах атаки а = 40...30°
должно находиться в диапазоне 1,05... 1,4
(рис. 3, 4).
Следует заметить, что при указанных
значениях аэродинамического качества
реализуется относительно низкий уровень
продольных перегрузок при торможении, что
обеспечивает экипажу возможность точного
ручного управления кораблем.
После завершения бокового маневра и
входа в зону аэродрома посадки корабль
должен выполнить предпосадочный маневр и
посадку. При этом наиболее важно решение
задачи “последнего дюйма” - высокоточного
приземления с первого захода при жестком
контроле допустимого уровня кинетической
энергии корабля, определяемого размерами
ВПП, характеристиками шасси и средств
торможения.
Главной особенностью полета ОК на
заключительном участке является необхо-
димость учета атмосферных возмущений на
высотах ниже 20 км, особенно при дозвуковых
скоростях, когда корабль проходит тропо-
паузу и приземный слой. Эти зоны, как пока-
зывает модель термодинамических и вет-
ровых возмущений, созданная ЦНИИмаш и
Рис. 2. Зависимости максимального аэро-
динамического качества от числа М
Рис. 3. Зависимости балансировочного аэро-
динамического качества от угла атаки
35
ЦАГИ с участием НПО “Молния”, харак-
теризуются наличием больших струйных те-
чений, сдвигов ветра и значительной турбу-
лентностью.
Учет возможных ветровых возмущений в
приземном слое при заданных массах и огра-
ничении на максимальную посадочную
скорость (не более 360 км/час для макси-
мальной посадочной массы) фактически
определил диапазон посадочных скоростей
Vnoc = 280...360 км/час, что совместно с
требованиями к запасу по углу атаки до его
критического значения и к углу тангажа при
касании определяет необходимый уровень
несущих свойств корабля и существенно
влияет на выбор площади крыла, его
геометрии и профилировки.
Другим важным требованием к аэроди-
намике корабля является необходимость
обеспечения на участке посадки возможности
компенсации ветровых возмущений и ошибок
в скорости, накапливаемых в процессе пред-
посадочного маневрирования. На заключи-
тельных фазах полета недостаточно управ-
лять только ориентацией вектора скорости.
Необходимо непосредственное и с высо-
ким быстродействием управление величиной
скорости. Эта задача решается выбором
эффективности воздушного тормоза. Прове-
денные исследования показали, что в режиме
стабилизации скорости изменение продоль-
ной силы при входе в равновероятные попут-
ный или встречный ветер должно полностью
компенсироваться изменением аэродинами-
ческого сопротивления на 25...30% относи-
тельно сопротивления корабля при среднем
по эффективности угле раскрытия воздуш-
ного тормоза (рис. 5).
В наихудшем расчетном случае при захо-
де на посадку и посадке против ветра, когда
существует опасность недолета, значение
максимального балансировочного качества в
“гладкой” конфигурации (тормоз не раскрыт)
должно быть близко к К = 5 (рис. 3).
Таким образом, перед проектировщиками
стояла задача обеспечения определенного
уровня аэродинамического качества и
несущих свойств корабля, что потребовало
тщательно проанализировать влияние на
характеристики геометрии крыла и обводов
фюзеляжа, связать воедино противоречивые
требования к суммарным силовым и момент-
ным аэродинамическим характеристикам и
условиям работы теплозащиты планера.
Предыдущий отечественный опыт иссле-
дования аэродинамики гиперзвуковых лета-
тельных аппаратов в широком диапазоне
чисел М и углов атаки, а также параметричес-
кие исследования предварительных вариан-
тов ОК позволили выбрать для него в
качестве базового трапециевидное крыло с
удлинением X = 2,25, стреловидностью по
передней кромке х = 45°, профилем с
относительной толщиной 12% и наплывом
большой стреловидности. Это стало основой
в поиске рациональных путей сочетания в
компоновке корабля требований к аэроди-
намике на до-, сверх- и гиперзвуковых
скоростях.
Следует отметить, что крыло малого
удлинения, эффективное на больших числах
М, при дозвуковых скоростях приводит к
Рис. 4. Зависимость максимальной боковой
дальности от гиперзвукового угла атаки
Рис. 5. Зависимость приращения коэффициента
сопротивления от угла раскрытия воздушного
тормоза
36
полету на повышенных углах атаки, поэтому
особое внимание было уделено проблеме
управляемости и запасам по несущим свойст-
вам на углах атаки, близких к критическим по
сваливанию.
При работе по профилировке крыла
большие усилия были затрачены на дости-
жение удовлетворительных характеристик
профиля на сверх-, транс- и дозвуковых
скоростях полета. Это связано с тем, что
необходимость теплозащиты крыла привела к
закруглению передних кромок и к почти
плоской нижней поверхности. Кроме того,
установка на элевоны теплозащитного по-
крытия “затупила” задние кромки. Эти де-
формации профиля ухудшали характеристи-
ки, увеличивали волновые потери и потребо-
вали тщательной его доводки, особенно в
трансзвуковом диапазоне чисел М.
Профилировка крыла, как известно,
практически не влияет на несущие свойства
ОК при гиперзвуковых скоростях полета.
Аэродинамика и управляемость
Решение задач стабилизации и управле-
ния орбитальным кораблем при полете в
атмосфере связано с аэродинамической устой-
чивостью планера и моментной эффектив-
ностью управляющих аэродинамических по-
верхностей.
Первое и очевидное требование к значе-
ниям и характеру изменения аэродинамичес-
ких моментов тангажа при нейтральных и
отклоненных органах управления - это
обеспечение продольной балансировки на
всех возможных режимах полета при задан-
ном диапазоне эксплуатационных центровок
корабля (хт = 0,64...0,66 Ьф, т.е. при разбросе
2% от длины фюзеляжа).
Формирование приемлемой зависимости
момента тангажа от угла атаки во всем
диапазоне чисел М полета представляло одну
из наиболее сложных задач аэродинамичес-
кого проектирования.
Проведенный тщательный анализ гео-
метрии крыла, его заклинения и профи-
лировки, обводов носовой и хвостовой частей
фюзеляжа позволил выбрать необходимые
нулевые моменты тангажа, положения центра
давления на гиперзвуковых скоростях и аэро-
динамического фокуса на сверх- и дозвуковых
скоростях (рис. 6), при которых обеспечи-
валось выполнение следующих требований на
различный участках полета:
•	необходимый уровень несущих свойств;
CL, град.
Рис. 6. Зависимости коэффициента момента
тангажа от угла атаки и числа М
•	самобалансировка планера при числах
М > 10 и средней центровке на углах атаки
а =40...30°;
•	минимальные потребные для балансиров-
ки отклонения органов управления;
•	нейтрально-устойчивый характер измене-
ния момента тангажа по углу атаки на
большинстве режимов полета;
•	наименьшая разбежка фокуса при переходе
со сверх- на дозвуковые числа М.
Кривые продольного аэродинамического
момента на рис. 6 соответствуют средней
центровке хт = 0,65 и принятой программе
раскрытия воздушного тормоза (ВТ) в зави-
симости от числа Маха: 5вт = Звтпрог(М).
Важным фактором при решении задачи
балансировки на гиперзвуковых скоростях
было введение цилиндрической подрезки по
нижней образующей кормы (рис. 1). Это изме-
нение позволило дополнительно повысить
аэродинамическое качество на дозвуковых
скоростях, улучшить компоновку и конструк-
цию шасси.
Изменение момента тангажа на орбиталь-
ном корабле может быть осуществлено путем
отклонения элевонов, балансировочного щит-
ка и воздушного тормоза. Это дает возмож-
ность использовать их при продольной
балансировке как единый орган, перерасп-
ределяя в процессе полета вклад каждого с
учетом его функционального назначения и
влияния на другие аэродинамические харак-
теристики. Особенно эффективно такое
управление на гиперзвуковых скоростях, где
аэродинамические силы практически пропор-
циональны квадрату местного угла атаки
37
Рис. 7. Зависимости приращения коэффициента
момента тангажа от отклонения элевонов при
различных гиперзвуковых углах атаки
Рис. 8. Зависимости коэффициента момента
тангажа от угла атаки при различных положениях
элевонов и балансировочного щитка (хт = 0,65)
поверхности и, следовательно, от баланси-
ровочного положения каждого органа зави-
сит не только его моментная эффективность
(градиент по углу отклонения) (рис. 7), но и
устойчивость планера (градиент момента тан-
гажа по углу атаки) (рис. 8).
Элевоны служат органом управления и
стабилизации по тангажу и крену и должны
отвечать требованиям высокого быстродей-
ствия. При решении задачи балансировки они
должны быть минимально загружены и нахо-
диться в квазиопгимальном положении, опре-
деляемом по критериям эффективности элево-
нов в каждом канале управления, устойчиво-
сти планера по углу атаки и по величинам
шарнирных моментов.
Балансировочный щиток, как было ука-
зано ранее, предназначен для обеспечения
квазиоптимального положения элевонов пу-
тем уменьшения их отклонений при продоль-
ной балансировке. На величину аэродинами-
ческого качества положение щитка влияет
слабо.
В меньшей степени используется для
продольной балансировки раскрытие воздуш-
ного тормоза, создающего моменты на кабри-
рование. Более важно его влияние на путевую
флюгерную устойчивость по углу скольжения
(рис. 9) и моментную эффективность руля
направления.
Говоря об устойчивости и управляемости
орбитального корабля, следует отметить две
особенности, тесно связывающие аэродина-
мическое проектирование с разработкой ав-
томатической системы управления, обеспечи-
вающей необходимые динамические характе-
ристики ОК, с ее структурой и параметрами.
Первой является сознательный отказ от
попыток обеспечить на всех режимах полета
продольную и путевую флюгерную (стати-
ческую) устойчивость по углам атаки и сколь-
жения средствами аэродинамической компо-
новки. С уменьшением числа М от гипер-
звуковых к сверхзвуковым значениям изме-
няется знак кривизны момента тангажа вслед-
ствие изменения характера обтекания верхней
поверхности крыла.
Рис. 9. Зависимость градиента момента рысканья
по углу скольжения от угла раскрытия воздушного
тормоза (хт = 0,65)
38
При М = 4...3 и а = 15... 10° появляется
зона слабой локальной неустойчивости пла-
нера по углу а (рис. 6), в трансзвуковой зоне
(М = 0,95...0,9) планер “традиционно” не-
устойчив, на дозвуковых скоростях слабо не-
устойчив при центровке более задней, чем
средняя (хт > 0,65). Из-за дестабилизирую-
щего влияния носовой части фюзеляжа и
затенения киля на больших углах атаки при
сверх- и гиперзвуковых скоростях планер не-
устойчив по углу скольжения, но динамиче-
ская боковая устойчивость в связанном дви-
жении крена и рысканья обеспечивается за
счет поперечной устойчивости по углу сколь-
жения.
Вторая особенность связана с изменением
реакции корабля по крену при отклонении
элевонов на углах атаки а > 15° и числах
М > 3 с прямой на обратную из-за создания
значительных моментов рысканья и развития
скольжения, что вследствие поперечной
устойчивости приводит к вращению в проти-
воположную сторону. На указанных режимах
полета, т.е. на больших сверхзвуковых и
гиперзвуковых скоростях, элевоны исполь-
зуются только для стабилизации.
Учет этих особенностей и влияние балан-
сировочного положения элевонов по тангажу
и угла раскрытия ВТ на аэродинамику
привели к необходимости выдерживания в
процессе полета с помощью системы управ-
ления квазиоптимальных программных зави-
симостей этих углов от числа М (рис. 10).
Рис. 10. Программные положения элевонов и
воздушного тормоза при балансировке по
моментам тангажа
Выбранная программа по элевонам
обеспечила наиболее рациональные уровни
продольной устойчивости по углу атаки, их
моментной эффективности по тангажу, крену
и рысканью, привела к минимизации
шарнирных моментов. Программа по углу
раскрытия воздушного тормоза обеспечила
максимально возможные боковую устой-
чивость по углу скольжения и эффективность
руля направления, а также дополнительные
моменты тангажа, необходимые для реализа-
ции программы по элевонам. На дозвуковых
режимах полета (М < 0,8) воздушный тормоз
используется только для управления ско-
ростью.
Продольная балансировка по моментам
тангажа при заданных программных положе-
ниях элевонов и ВТ обеспечивается за счет
отклонения балансировочного щитка.
Указанные особенности нашли свое отра-
жение во взаимосвязи цикла работы управ-
ляющих двигателей реактивной системы
управления (РСУ), созданной для внеатмос-
ферного полета, с циклом подключения аэро-
динамических органов управления при погру-
жении в атмосферу.
На начальной фазе спуска элевоны
подключаются для балансировки корабля и
снятия статических компонентов в командах
на срабатывание управляющих двигателей
РСУ. Затем по мере роста скоростного на-
пора осуществляется переход на аэродинами-
ческие органы управления и последовательно
отключаются поперечный (q = 50 кгс/м2) и
продольный (q = 100 кгс/м2) каналы РСУ.
Двигатели канала рысканья работают для
стабилизации и управления по “обратной”
схеме (создание скольжения с последующим
вращением по крену) до достижения транс-
звуковых скоростей.
Очевидно, что помимо необходимости
обеспечения балансировки по трем осям
элевоны и руль направления должны иметь
моментную эффективность, достаточную для
стабилизации при воздействии атмосферных
возмущений и управления кораблем с высо-
ким быстродействием при минимально воз-
можных аэродинамических нагрузках (шар-
нирных моментах ). Это особенно важно при
предпосадочном маневрировании и посадке.
Поскольку ОК совершает безмоторный
планирующий полет по необратимой схеме,
только расходуя энергию, и, следовательно,
должен выполнить точное приземление с пер-
вого захода, из-за фактора времени (длитель-
ность спуска с высоты 20 км менее 10 мин)
требования к маневренности и управляемо-
сти на этом участке чрезвычайно высоки.
Исследования, проведенные НПО “Мол-
ния” совместно с ЦАГИ, позволили сформи-
ровать жесткие критерии оценки уровней
динамических характеристик устойчивости и
управляемости корабля при полете в условиях
дефицита времени. Обширный многофактор-
39
ный анализ динамики полета, включая мате-
матическое и полунатурное моделирование,
показал достаточную для успешного выпол-
нения полета эффективность элевонов, руля
направления и воздушного тормоза для
управления нормальной перегрузкой, скорос-
тным креном и скоростью.
Основные этапы и методы отработки
аэродинамической компоновки
Наиболее сложной задачей аэродинами-
ческого проектирования была отработ-
ка компоновки, имевшая целью уточнение
геометрии корабля и определение его макси-
мально достоверных аэродинамических хара-
ктеристик. Ее сложность и проблематика бы-
ли связаны прежде всего с особенностями ко-
мпоновки, характерными для ОК “Буран”, и
беспрецедентным для летательных аппаратов
многообразием возможных режимов полета.
На атмосферном участке полета (высоты
ниже 100 км), где аэродинамические силы и
моменты определяют характер движения, ОК
проходит диапазон скоростей от близких к
первой космической (М = 28...27) до малых
дозвуковых на посадке (М = 0,28...0,22).
Таким образом, предстояло изучить
качественно новые и физически различные
картины обтекания планера и количественно
проанализировать его аэродинамические
характеристики как в потоке свободно-
молекулярного газа на начальной фазе
погружения в атмосферу, так и при обтекании
реальным воздухом, которое сопровождается
явлениями диссоциации, плазмообразования,
вязкого взаимодействия потока с погранич-
ным слоем на больших гиперзвуковых ско-
ростях и высотах. Традиционно трудным
было изучение трансзвукового обтекания
крыла с профилем большой относительной
толщины при числах Рейнольдса порядка
107...108. Сложность проблем усугублялась
тем, что на гиперзвуковых скоростях вследст-
вие высоких температур торможения в удар-
ном слое протекают неравновесные физико-
химические процессы, не моделируемые в
аэродинамических трубах, которые приводят
к смещению центра давления, изменению
момента тангажа и, следовательно, влияют на
продольную балансировку.
Из особенностей компоновки, существен-
но влияющих на аэродинамику, следует отме-
тить такие, как малое удлинение фюзеляжа и
большая площадь донного среза, большие
радиусы закругления носовой части фюзеля-
жа и передних кромок крыла и наплыва,
большая относительная толщина профиля
крыла (с = 0,12), расщепляющийся на две
створки руль направления, аэродинамически
неидеальная поверхность планера со ступен-
чатым теплозащитным покрытием, рассечен-
ным зазорами температурной компенсации.
Решение перечисленных и многих других
проблем потребовало использования всей
существующей отечественной научно-техни-
ческой и экспериментальной базы, поиска
новых расчетно-теоретических методов,
создания новых экспериментальных устано-
вок и средств измерений, средств автомати-
зации проведения испытаний и обработки их
результатов.
Анализ и синтез аэродинамической
компоновки, прогнозирование и определение
аэродинамических характеристик проводи-
лись поэтапно с последовательным возраста-
нием сложности и объема выполняемых
работ.
На начальных этапах, когда формиро-
вался облик корабля, были проанализиро-
ваны различные варианты компоновки,
удовлетворяющие основным техническим
требованиям, и выбран основной вариант.
Определение суммарных аэродинамичес-
ких характеристик, эффективностей органов
управления и других данных в объеме, необ-
ходимом для предварительного выбора кон-
структивно-силовой схемы, системы управле-
ния, расчетов динамики полета и т.д., прово-
дилось в основном расчетно-теоретическими
методами. Был создан комплекс программ,
который базировался на ряде методов, мо-
делирующих основные физические явления в
точной и приближенной постановке.
Кроме того, использовался простой инже-
нерный метод расчета на основе баз данных
продувок прототипов в схемах “несущий
корпус”, традиционной самолетной и “гипер-
звуковой самолет-разгонщик”, которые со-
держали как суммарные характеристики, так
и характеристики агрегатов планера: фюзе-
ляжа, крыла, киля и органов управления
практически во всем диапазоне чисел М и
углов атаки.
В целом расчетный комплекс дал возмож-
ность быстро и с удовлетворительной точнос-
тью определить необходимые аэродинами-
ческие характеристики ОК во всем эксплуата-
ционном диапазоне скоростей и высот
полета.
Следует отметить огромный вклад ЦАГИ
в разработку и внедрение в проектирование
расчетно-теоретических методов и программ.
В целях уточнения и оптимизации аэро-
динамических характеристик планера были
проведены многочисленные эксперимен-
40
тальные исследования тематических моделей
в аэродинамических трубах на гипер-, сверх-,
транс- и дозвуковых скоростях. Данные
испытаний позволили определить влияние на
характеристики формы профиля, формы в
плане базовой трапеции и наплыва, стрело-
видности передних и задней кромок, углов
установки и поперечного V крыла, геомет-
рии киля и органов управления, изменения
обводов носовой и хвостовой частей фюзе-
ляжа, влияние внешних элементов.
Итогом работы было уточнение всех гео-
метрических характеристик основного вариа-
нта компоновки.
Окончательная отработка аэродинамики
корабля проводилась экспериментальными
методами на исполнительных моделях в ком-
плексе с расчетным сопровождением, учиты-
вающим не моделируемые в трубах факторы.
Особое внимание было уделено критиче-
ским фазам полета:
•	на больших высотах (Н = 100...40 км),
числах Маха (М = 28... 10) и углах атаки
(а = 40...30°), что связано с учетом термоди-
намических свойств воздуха и взаимодей-
ствия ударных волн с пограничным слоем;
•	на переходных углах атаки (а = 30...0°)
при больших сверхзвуковых скоростях (М =
5...3), для которых характерно изменение
режима обтекания верхней поверхности
крыла и затенение вертикального оперения;
•	на трансзвуковых скоростях (М = 1,3...0,7),
для которых характерны ударно-волновые
явления на затупленном профиле большой
относительной толщины и связанные с этим
изменения структуры обтекания;
•	при подходе к земле и приземлении, где
существенно влияние поверхности ВПП как
экрана.
Также важным было изучение влияния
работы реактивной системы управления на
обтекание планера при взаимодействии струй
двигателей с набегающим потоком. Этот фак-
тор проявился в возникновении дополни-
тельных моментов, изменяющих реакцию
корабля при срабатывании УД РСУ, и был
учтен при разработке системы управления.
Большое внимание было уделено опреде-
лению шарнирных моментов секций элево-
нов, створок руля направления - воздушного
тормоза и балансировочного щитка при
числах М < 5.
Дополнительно были проведены исследо-
вания в трубах по определению аэродина-
мических поправок в системе прямого изме-
рения воздушной скорости и высоты на сверх-
и дозвуковых скоростях, что являлось необхо-
димым при разработке системы управления.
В целом на этапе экспериментальной
отработки аэродинамической компоновки в
НПО “Молния” было создано и испытано
большое количество моделей различного
назначения.
Это были модели для весовых испытаний,
в том числе с дистанционно отклоняемыми
органами управления; тензометрированные
(охлаждаемые и неохлаждаемые) для опреде-
ления нагрузок на элементы планера и
органы управления; дренированные модели,
комбинации двух последних типов, что
позволяло связать суммарные и распределен-
ные характеристики; модели для определения
демпфирующих и штопорных характеристик,
модель с имитацией работы двигателей РСУ.
Широкая программа испытаний в аэро-
динамических трубах (АДТ) имела целью
возможно более точное и надежное опре-
деление аэродинамических характеристик
корабля. Однако известно, что целый ряд
явлений, одновременно протекающих при
реальном обтекании, не может быть вос-
произведен в АДТ. Не моделируются натур-
ные диапазоны чисел М и Re и их сочетания,
невозможно смоделировать одновременно
реальные условия по числам М и Re, по
составу газового потока и его температуре.
В этих условиях исключительно важное
значение приобрели расчетные методы, кото-
рые позволили на заключительном этапе
уточнения аэродинамических характеристик
дополнить базу экспериментальных данных
поправками, учитывающими вязкое взаимо-
действие потока с погранслоем на больших
высотах, и поправками на диссоциацию
воздуха при высоких температурах тормо-
жения на больших гиперзвуковых скоростях.
Расчет влияния диссоциации воздуха,
приводящей, главным образом, к дополни-
тельному и значительному кабрирующему
моменту, был результатом успешной работы
ученых ЦАГИ, которые впервые в мировой
практике с высокой точностью учли этот не
моделируемый в аэродинамических трубах
фактор, избавив от возможных неприят-
ностей, связанных с балансировкой корабля
при прохождении теплового барьера.
Заключительным этапом уточнения аэро-
динамики были летные испытания крупно-
масштабной летающей модели “Бор-5” и
самолета БТС-002, самостоятельно взлетаю-
щего натурного аналога ОК.
“Бор-5” геометрически подобен “Бурану”
в масштабе 1:8 и представляет собой летаю-
щую управляемую аэродинамическую модель,
41
рассчитанную на большие числа М и скорост-
ные напоры и позволяющую получать в
реальных условиях значения углов атаки,
чисел М и Re и их сочетания, соответ-
ствующие траектории спуска ОК в диапазоне
М = 16...4иКе = 106...107.
Результаты летных испытаний уточнили
основные силовые и моментные характерис-
тики, определили параметры балансировки и
устойчивости на заданных для гиперзву-
кового диапазона углах атаки, а также эффек-
тивность органов управления и шарнирные
моменты. Важное значение имело подтверж-
дение правильности расчетного прогнозиро-
вания поправок, учитывающих реальные
свойства воздуха. Самостоятельно взлетаю-
щий натурный аналог БТС-002 был создан
для отработки полностью автоматизирован-
ных режимов захода на посадку и посадки.
Продувки его модели в аэродинамической
трубе выявили лишь незначительные отличия
от ОК в нулевых значениях коэффициентов
подъемной силы и момента тангажа, обуслов-
ленные установкой ВРДУ.
Результаты идентификации фактических
и прогнозируемых аэродинамических харак-
теристик показали их практическое совпа-
дение в диапазоне М < 0,6. Главным итогом
летных испытаний стала уверенность в до-
стоверности прогнозируемой аэродинамики
ОК “Буран”, достаточной для его первого
запуска.
Помимо анализа аэродинамики орби-
тального корабля в автономном полете,
отдельной очень важной задачей, связанной с
большим объемом работ, выполненных сов-
местно с НПО “Энергия”, было исследование
аэродинамики ОК в условиях аэродинами-
ческой интерференции с ракетой-носителем
“Энергия” в совместном полете на участке
подъема и выведении на орбиту, а также
корабля с центральным блоком на траекто-
рии маневра возврата как следствия возник-
новения нештатной ситуации. Решение этой
задачи определяло нагрузки на узлы связи и
агрегаты планера и носителя, а также
динамику нештатного маневра экстренного
отделения и разделения при завершении
маневра возврата.
Помимо изучения интерференции стало
необходимым дополнительно проанализиро-
вать аэродинамические характеристики ОК
на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых
скоростях в более широких диапазонах углов
атаки (а = +50...-30°) и скольжения (Р =
+20...-20°).
Для проведения испытаний на этих
режимах были разработаны специальные
42
модели корабля и носителя со встроенными
тензовесами, созданы автоматизированные
стенды для перемещения элементов связки,
разделяющихся в ходе эксперимента в аэро-
динамической трубе. Большие трудности при-
шлось преодолеть при разработке подвеши-
вающих устройств для испытаний на очень
больших углах атаки.
Проведенные испытания в аэродинами-
ческих трубах обеспечили проектировщиков
и конструкторов исходными данными, необ-
ходимыми для решения всех задач совмест-
ного полета и нештатных разделений.
В целом объем выполненных расчетно-
теоретических и экспериментальных работ в
процессе аэродинамического проектирования
ОК “Буран” был беспрецедентно велик для
отечественной практики. Был создан про-
граммный комплекс расчета аэродинамиче-
ских характеристик, соответствие которых
натуре проверено и подтверждено не только
экспериментами в трубах, но и успешными
летными испытаниями гиперзвуковых летаю-
щих моделей “Бор-5” и ранее “Бор-4” (четыре
аэродинамически управляемых спутника
серии “Космос”).
Создано 85 различных по сложности и
масштабам аэродинамических моделей, 122
комплекта тензовесов к ним, 12 уникальных
автоматизированных стендов для испытания
моделей в трубах, специальные комплексы
автоматизации измерений и их обработки.
Общий объем продувок составил 36 630
пусков в 25 трубах, т.е. практически во всех,
имеющихся в стране.
Полный комплект аэродинамических ха-
рактеристик корабля был оформлен отдель-
ной книгой и претерпел три этапа уточнений.
Последние уточнения были внесены в
официальном порядке за три месяца до
запуска ОК.
Аэродинамические характеристики выда-
ны пользователям в удобной для работы
форме, позволяющей использовать их в
любом объеме.
В целях унификации данных, обеспечения
их точности и широкой автоматизации
проектных исследований был создан эталон-
ный банк аэродинамических характеристик
ОК “Буран”, хранящийся в ЭЦВМ.
Оценка достоверности аэродинамических
характеристик
Важный этап прогнозирования аэродина-
мических характеристик - переход от
расчетно-экспериментальных данных, полу-
ченных в наземных стендовых условиях, к
характеристикам, соответствующим натур-
ным условиям полета.
Выше отмечалось, что в аэродинамичес-
ких трубах принципиально невозможно
смоделировать одновременно реальные усло-
вия по числам М и Re, составу газового
потока, по состоянию пограничного слоя.
Кроме того, результаты продувок включают
в себя инструментальные и методические
погрешности, отражают влияние качества
потока, загрузку рабочего поля трубы и
прочее. Все эти факторы приводят к неопре-
деленности номинальных значений аэроди-
намических характеристик, полученных
экспериментально. То же самое можно
сказать о всех расчетно-теоретических мето-
дах, в которых анализируемые объекты
рассматриваются с рядом упрощений.
На этапе летных испытаний любой
орбитальный полет ОК “Буран”, включая
первый, следует считать фактически эксплуа-
тационным, так как он выполняется с прохо-
дом всего диапазона высот и скоростей прак-
тически по штатной циклограмме и закан-
чивается штатной посадкой. При его выпол-
нении требования максимальной безопас-
ности и минимального риска безусловны.
Из-за чрезвычайной сложности и высокой
стоимости каждого полета проведение летных
испытаний традиционными методами после-
довательного, “шаг за шагом” усложнения
условий и расширения режимов полета
невозможно. Все задачи должны быть реше-
ны при дополетной наземной отработке
корабля.
Эти обстоятельства предопределили
новый подход к аэродинамическим иссле-
дованиям, выдвинули на первый план задачу
максимально точного определения аэродина-
мических характеристик до полета, что при-
вело к необходимости оценки степени досто-
верности их номиналов. Впервые в отечест-
венной практике номинальные значения всех
аэродинамических характеристик были до-
полнены диапазонами их возможного
изменения.
Значения допусков определялись погреш-
ностями трубных экспериментов и точностью
расчетных методов внесения поправок на
немоделируемые факторы, результатами со-
поставления данных трубных и натурных ис-
пытаний самолетов и некоторых типов лета-
тельных аппаратов, которые были приняты
за прототипы. Оценка диапазонов достовер-
ности проводилась в различных направле-
ниях и различными методами.
Поскольку основным источником полу-
чения аэродинамических характеристик был
трубный эксперимент, проводилось обстоя-
тельное обследование аэродинамических
труб, результаты которого потребовали про-
ведения продувок разномасштабных моделей
в различных трубах, на различном испыта-
тельном оборудовании и в различных иссле-
довательских центрах.
Результаты анализа точности испытаний
одной модели в разных трубах, разных моде-
лей в одной трубе, воспроизводимость резуль-
татов, полученных по различным техноло-
гиям, позволили оценить экспериментальные
разбросы и сформировать их огибающие.
При оценке точности аэродинамических
характеристик был проведен анализ расхож-
дений данных продувок и летных испытаний
из опыта отечественной авиации. К сожале-
нию, подобный анализ не являлся обязатель-
ным элементом технологии летных испыта-
ний, и систематизированных материалов
оказалось немного. Кроме того, все оценки
относились к хорошо изученной области уже
достигнутых чисел М <, 3. Более важным
оказался опыт, приобретенный при анализе
полетов гиперзвуковых летающих моделей
“Бор-4” и “Бор-5”. Расхождения между про-
гнозируемыми и полученными из полетов
характеристиками этих моделей были пред-
ставлены в зависимости от числа М и учтены
в итоговой оценке.
Для формирования окончательного пред-
ставления о границах диапазонов досто-
верности аэродинамических характеристик
была создана группа специалистов ЦАГИ,
ЛИИ и НПО “Молния”, которая провела
увязку всех материалов, скорректировала
проектные расчетно-экспериментальные дан-
ные и результаты летных испытаний, про-
анализировала все погрешности и расхож-
дения и, несмотря на различия в подходах к
этой задаче, сформировала единое мнение о
границах диапазонов достоверности аэро-
динамических характеристик.
Значения допусков на номиналы аэроди-
намических коэффициентов в виде зависи-
мостей от числа М были внесены в базу
данных и соответственно в эталонный банк.
Разработка системы управления полетом
проводилась одновременно с уточнением
аэродинамических характеристик, поэтому
пристальное внимание специалистов НПО
“Молния” и ЦАГИ, НПО АП и МОКБ
“Марс” было уделено анализу расчетных
случаев, т. е. критических сочетаний откло-
нений от номиналов, определяющих предель-
ные возможности маневрирования и обеспе-
чения устойчивости и управляемости средст-
вами автоматики.
43
Следует указать, что точность аэродина-
мических характеристик существенно влияет
на эффективность работы системы управле-
ния, возможности которой ограничены энер-
гетическими и динамическими характеристи-
ками рулевых систем, необходимостью учета
отказных состояний, вероятностей внешних
атмосферных возмущений, неопределеннос-
тей в других исходных данных.
Важным фактором, сопровождающим
проектирование, было моделирование дина-
мики полета, в процессе которого выявлялись
зоны повышенной чувствительности к
изменению исходных данных, в частности по
аэродинамике.
Работа по развязке “узких мест” привела
к необходимости дополнительных много-
кратных трубных испытаний в аэродина-
мических трубах в целях уточнения значений
допусков только в выявленных критических
зонах. Такой подход значительно сократил
объем доводочных аэродинамических иссле-
дований. Наиболее сложными были диапазон
чисел М = 6...2 и трансзвуковой диапазон.
Учет допусков на аэродинамические
характеристики привел к корректировке
структуры и к оптимизации настроек системы
управления полетом, что снизило ее чувстви-
тельность по всему полю возмущений и обес-
печило необходимую безопасность полета.
Первый полет “Бурана”
1	ноября 1988 года орбитальный
х корабль “Буран” совершил в полнос-
тью автоматическом режиме управления свой
первый вылет в космос продолжительностью
205 минут, положив начало новому направ-
лению в развитии отечественной космонав-
тики - созданию многоразовых воздушно-
космических летательных аппаратов.
Успешное выполнение полета и высоко-
точная посадка в условиях штормового
предупреждения метеорологов позволяет
сделать вывод, что в целом предполетные
аэродинамические характеристики ОК, полу-
ченные в результате выполнения обширной
программы комплексных расчетно-теорети-
ческих и экспериментальных исследований,
следует считать достаточно достоверными.
Анализ результатов полета представляет
самостоятельный интерес и изложен ниже
предельно кратко.
Комплексная обработка внешнетраектор-
ных измерений, телеметрической инфор-
мации, результатов зондирования атмосферы
и данных метеообстановки в районе аэрод-
рома посадки позволила определить силовые,
моментные и балансировочные аэродинами-
ческие характеристики планера и сравнить их
с расчетными, определенными по дополетной
аэродинамике в фактических условиях
реального полета.
В диапазоне высот Н = 65...20 км (М =
17,6...2) фактические значения коэффициента
подъемной силы Су систематически превы-
шают расчетные на З...6% и находятся в
пределах допусков. Значения коэффициента
сопротивления Сх в основном согласуются с
номинальными расчетными.
При числах М > 13 расчетные и факти-
ческие значения балансировочного аэродина-
мического качества Кбал хорошо согласуются
между собой, при М = 13...2 фактические
выше расчетных на 5...7% и находятся вблизи
верхней границы допусков (рис. 11). Макси-
мальные отличия до 10% имеют место в
районе чисел М = 3,5...2. При М < 2 факти-
ческие значения Су, Сх и Кбал удовлетвори-
тельно согласуются с номинальными расчет-
ными.
Заданное программное положение элево-
нов было практически выдержано. При
числах М = 17,6... 10 моменты тангажа
несколько выше расчетных, но не выходят за
пределы допуска (рис. 12). Наибольшие рас-
хождения в балансировке отмечены в
диапазоне М = 10...6, где балансировочный
щиток, разгружая элевоны, вышел на мак-
симальный угол. В трансзвуковой зоне чисел
М = 0,95...0,9 кабрирование корабля было
более энергичным, чем прогнозировалось.
Идентификации производных аэродина-
мических моментов, определяющих устойчи-
вость и управляемость, выполнены в ограни-
ченном объеме и имеют лишь оценочный
характер, так как в первом полете специаль-
ные тестовые маневры для получения точных
Рис. 11. Фактические и расчетные значения ба-
лансировочного аэродинамического качества
44
Рис. 12. Фактические и расчетные значения
коэффициента момента тангажа
оценок во избежание риска не проводились.
Были обработаны лишь переходные про-
цессы, связанные с управлением. Значения
оценок производных лежат в пределах
допусков.
Заключительные замечания
Краткий обзор основных аспектов
аэродинамического проектирования
орбитального корабля “Буран” позволяет
высказать некоторые суждения об опыте
пройденного пути и о готовности к решению
задач по созданию новых образцов аэро-
космической техники.
В НПО “Молния” и смежных научных
институтах, прежде всего в ЦАГИ, разрабо-
тана методология формирования аэродина-
мической компоновки воздушно-космических
летательных аппаратов (ВКЛА) и ее научно-
теоретической и экспериментальной отработ-
ки, выработаны требования по обеспечению
аэродинамического совершенства, устойчи-
вости и управляемости, а также по необходи-
мому составу и качеству исходных данных по
аэродинамике для решения всего комплекса
задач динамики полета и проектирования в
целом.
Отработанная на практике технология
инженерного анализа аэробаллистического
полета позволяет формировать и реализовать
требования к аэродинамическим и энергети-
ческим характеристикам ВКЛА, к его манев-
ренным возможностям и динамике движения
в целом, а также к ограничениям, связанным с
теплозащитой и прочностью.
Важным является значительный прогресс
в понимании расчетных случаев, потенциаль-
но критических мест и путей их развязки при
решении задач управления аэробаллистичес-
ким спуском и задач обеспечения баланси-
ровки, устойчивости и управляемости ВКЛА.
В целом работы, выполненные по
программе “Энергия” - “Буран”, подтверж-
дают возможность достоверного прогнози-
рования результатов летных испытаний на
основе дополетного наземного моделирова-
ния аэродинамики и динамики полета.
Накопленный опыт позволяет с уверен-
ностью приступить к созданию воздушно-
космических летательных аппаратов следую-
щего поколения.
45
УДК 629.782.015.087
ТРАЕКТОРИИ СПУСКА И ПОСАДКИ
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
АЛГОРИТМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ
В.П. Кирпищиков
Рассмотрены некоторые результаты работы НПО
“Молния”, НПО АП, МОКБ “Марс”, НПО “Энергия”,
ЦАГИ, ЛИИ и других организаций, принимавших учас-
тие в решении проблем автоматического спуска и
посадки орбитального корабля “Буран”. Указаны основ-
ные трудности, стоявшие перед разработчиками
системы управления, а также принятые для ОК “Буран”
принципы формирования траекторий и работы алго-
ритмов автоматического управления на участках
спуска в атмосфере и посадки. Показана последова-
тельность участков полета, приведены схемы и стати-
стические трубки расчетных траекторий, а также
фактическая траектория первого полета “Бурана” с
высоты 100 км до касания ВПП аэродрома посадки.
Основные положения
Система управления движением - важ-
нейшая составная часть ОК “Буран”.
Правильность ее функционирования, точ-
ность и надежность полностью определяли
успешность приведения и посадки ОК на
аэродром.
Сложность создания алгоритмов автома-
тического управления движением заключа-
лась в том, что в условиях эксплуатации
орбитальный корабль должен иметь возмож-
ность из произвольной точки области допус-
тимых начальных условий входа в атмосферу
на высоте 100 км (рис. I) за время немногим
более 30 минут совершить посадку на задан-
ный аэродром, расположенный на расстоя-
нии более 8000 км, погасив при этом ско-
рость полета с ~ 28000 км/ч до нуля. Полет и
торможение ОК в атмосфере производятся
при наличии жестких ограничений кинема-
тических параметров движения, связанных с
допустимым нагревом конструкции, допусти-
мыми значениями перегрузок и скоростного
напора, запасом топлива для работы двига-
телей реактивной системы управления (РСУ)
и рулевых систем аэродинамических органов
управления, а также требованием выполнения
успешной посадки при наличии любых двух
отказов в аппаратуре систем спуска и по-
садки.
Все это рассматривалось при действии
широкого расчетного набора возмущений:
•	разбросов начальных условий входа в
атмосферу;
•	отклонений термодинамических парамет-
ров атмосферы (плотность, давление, темпе-
ратура) от стандартных значений;
•	струйного ветра, порывов ветра и атмо-
сферной турбулентности;
•	погрешностей измерительных и информа-
ционных средств;
•	погрешностей определения аэродинамичес-
ких характеристик ОК;
•	погрешностей определения центровочных
и инерционно-массовых характеристик ОК.
Эти возмущения носят в основном слу-
чайный характер, изменяясь не только от
полета к полету, но и в течение одного
полета. В таких условиях невозможно опре-
делить фиксированную расчетную траекто-
рию спуска ОК в атмосфере и его посадки на
взлетно-посадочную полосу (ВПП). Можно
рассматривать только расчетную трубку
траекторий, в которой с определенной ве-
роятностью должна находиться фактическая
траектория. Расчетные трубки траекторий
для ОК “Буран” определялись для вероят-
ности Р = 0,997.
Задача приведения ОК “Буран” из
области допустимых начальных условий на
высоте 100 км до посадки на ВПП была
решена путем разделения полного движения
ОК на три функционально различных участка
полета:
46
ф
Рис. 1. Область допустимых начальных условии входа в атмосферу
(ОДНУ) при 1-м полете ОК “Буран”:
1 - ОДНУ; 2 - расчетная (прицельная) линия приведения на высоту Н = 100 км;
3 - границы расчетной области траекторий полета из заданной ОДНУ в район
аэродрома Байконура; 4 - траектория спуска и посадки в 1-м полете
•	участок спуска Н= 100...20 км;
•	участок предпосадочного маневрирования
Н = 20...4км;
•	участок захода на посадку и посадки
Н = 4...0км.
Алгоритмы автоматического управления
движением каждого участка, решая свои
специфические задачи, последовательно при-
водили ОК “Буран” из одной области пара-
метров движения в другую, существенно
более узкую. Конечная область параметров
движения на участке захода на посадку
соответствовала условиям успешной посадки
ОК на ВПП.
На каждом участке полета конечные
области параметров движения ОК “Буран”
принимались едиными для всех вариантов и
условий эксплуатации, в том числе и при
наличии двух отказов в системе управления.
Выбор расчетных вариантов производился
таким образом, чтобы для приведения в эти
области обеспечивался определенный запас
по маневренности, устойчивости и управляе-
мости ОК.
Область допустимых начальных условий
входа в атмосферу
Область допустимых начальных условий
входа ОК “Буран” в атмосферу (ОДНУ)
включает в себя совокупность географичес-
ких координат (широта и долгота), при кото-
рых обеспечивается при действии расчетных
возмущений приведение ОК “Буран” в задан-
ную область параметров в районе аэродрома
с допустимыми отклонениями и удовлетво-
47
ряются при этом все ограничения, налагае-
мые на параметры движения ОК и управляю-
щие параметры.
В интересах безопасности орбитального
полета область допустимых начальных усло-
вий входа в атмосферу должна охватывать
как можно большее число суточных витков,
что могло быть достигнуто при максималь-
ном использовании аэродинамического каче-
ства ОК “Буран” при совершении боковых
маневров с посадочных витков, проходящих
через края ОДНУ.
На рис. I приведена ОДНУ и расчетная
область возможных траекторий движения
орбитального корабля “Буран” при полете в
атмосфере и штатной посадке на аэродром
посадочного комплекса Байконура при на-
клонении орбиты i = 51,64°. Границей атмо-
сферы условно принята высота 100 км.
В приведенной на рис. 1 ОДНУ показаны
траектории посадочных витков первых суток
полета и расчетная (прицельная) линия при-
ведения ОК “Буран” на высоту Н = 100 км
после выдачи тормозного импульса, даль-
ность от которой до расчетной области при-
ведения на Н = 20 км составляет Lbom = 8250
км. Прицельная линия проходит практически
через середину ОДНУ и имеет приблизи-
тельно одинаковые запасы по расчетной про-
дольной дальности на возможное ее увели-
чение или уменьшение при полете до высоты
20 км под действием попутных или встречных
возмущений. Конечные точки прицельной
линии соответствуют максимальным боко-
вым дальностям спуска, реализуемым при
расчетных возмущениях.
На этом же рисунке приведена траекто-
рия первого полета ОК “Буран”, посадочным
витком которого был третий, с боковой даль-
ностью до аэродрома посадки 1л = 570 км.
Вход в атмосферу на высоте Н = 100 км в
первом полете произошел при следующих
условиях:
•	скорость полета	V = 27330 км/ч;
•	угол наклона траектории 0 = - 0,91°;
•	широта	ср = 14,9°;
•	долгота	Х=	340,5°;
•	дальность до ВПП L= 8270 км.
Участок спуска Н = 100 ...20 км
На участке спуска Н = 100...20 км
основная задача системы управления
движением ОК “Буран” заключалась в том,
чтобы сформировать и реализовать такую
траекторию движения ОК, которая удовлет-
воряла бы всем ограничениям, накладывае-
мым на параметры движения из-за аэродина-
мического нагрева, допустимых значений пе-
регрузок и скоростного напора, запаса топли-
ва для работы рулевых систем и РСУ, и обес-
печила бы приведение ОК на высоту 20 км в
заданную область конечных параметров дви-
жения в районе аэродрома посадки, которая
задана следующим образом:
•	вектор скорости направлен по касательной
к цилиндру рассеивания энергии (ЦРЭ) с
допустимым отклонением по углу курса от
касательной к ЦРЭ в пределах [Дф | < 15°;
•	модуль вектора скорости составляет V =
520 ± 60 м/с;
•	расстояние по дуге ортодромии от центра
масс ОК до точки касания ЦРЭ составляет
Ьк = 32 ± 13 км.
Существуют два основных метода фор-
мирования закона управления траекторией
спуска ОК, обеспечивающие его приведение
в заданную область с требуемым уровнем
точности:
•	управление по текущему состоянию, на-
правленное на устранение текущего рассо-
гласования между параметрами фактической
и заданной заранее опорной траектории;
•	управление конечным состоянием, направ-
ленное на устранение ошибок приведения в
заданную конечную область (терминальное
управление).
Для ОК “Буран” был выбран метод
управления конечным состоянием с использо-
ванием прогноза по приближенным форму-
лам (аналитический прогноз). В качестве
управляющих параметров на траектории
спуска используются проекции аэродинами-
ческой нормальной силы в продольной и
боковой плоскостях, задаваемые углами ата-
ки а и скоростного крена у. Выбранный ме-
тод аналитического прогноза конечного
состояния не требует большой загрузки
БЦВМ и обладает определенной гибкостью в
построении траекторий, обеспечивая в то же
время заданный уровень точности конечных
параметров.
В качестве регулируемых параметров си-
стемы наведения принимались:
•	дальность L, отсчитываемая по большому
кругу, касающемуся ЦРЭ, от проекции теку-
щего положения ОК на поверхность земли до
точки касания;
•	промах по направлению Дф, равный углу
между вектором путевой скорости ОК и
направлением по большому кругу, касающе-
муся ЦРЭ.
Профиль траектории ОК “Буран” на уча-
стке спуска формировался заданной функ-
48
цией продольной перегрузки пк от относи-
тельной скорости полета V, где п™ - проек-
ция вектора суммарной перегрузки ОК на
вектор относительной скорости.
Выбор продольной перегрузки п™ в ка-
честве параметра формирования профиля
траектории оказался очень удачным, так как
на плоскости nxv(V) легко отображаются ука-
занные выше ограничения на траекторию
движения, и в то же время, интегрируя
функцию nxv(V), заданную полиномами, мож-
но получить прогноз конечной дальности в
виде аналитических формул в любой точке
участка спуска. Формирование командной
зависимости nxv(V) сводится к периодичес-
кому уточнению коэффициентов аппрокси-
мирующих полиномов из условия равенства
прогнозируемой и требуемой дальностей по-
лета до точки прицеливания.
На рис. 2 приведен общий вид ко-
мандной зависимости для продольной пере-
грузки nxv(V), принятой для ОК “Буран”, где
V = V/Укр - безразмерная относительная
скорость, Укр - круговая скорость. На рис. 2
показаны также ограничения по температуре
аэродинамического нагрева (Т = Тдоп), скоро-
стному напору (q = цДОп), связанной нормаль-
ной перегрузке (пу = пУДОп) и граница физи-
чески возможной области квазистационар-
ного планирования с нулевым углом крена
(nxv = Пхтш).
Рис. 2. Профиль изменения продольной
перегрузки на участке спуска ОК:
1,2,3,4 - номера участков полета
Функция nxv(V) была разбита на четыре
участка, каждый из которых описывался
своим полиномом. Имея навигационное зна-
чение дальности до точки прицеливания и
вычисляя прогнозируемую дальность полета,
можно определить по невязкам требуемый
“попадающий” профиль изменения продоль-
ной перегрузки nxv(V). Полученная коман-
дная зависимость перегрузки от скорости
отслеживается в течение такта управления за
счет выдерживания определенного уровня
эффективного аэродинамического качества
К» = Kcosy, что достигается путем изменения
модуля угла скоростного крена. Знак угла
скоростного крена выбирается из условия
компенсации промаха в боковом направ-
лении.
Коэффициенты командной функции пере-
грузки nxv(V) зависят от программы измене-
ния угла атаки по числу Маха а = а(М), при
выборе которой учитывались противоречи-
вые требования, связанные с возможностью
реализации максимального бокового манев-
ра, конструктивными тепловыми ограниче-
ниями и необходимостью плавного сопряже-
ния участка спуска с участком предпосадоч-
ного маневрирования.
При М > 10 условия аэродинамического
нагрева ограничивают располагаемые углы
атаки ОК “Буран” диапазоном 30° < а< 41°.
Для реализации максимального бокового
маневра угол атаки должен быть приближен к
углу, обеспечивающему максимальное аэро-
динамическое качество актах = 18...20°.
Переход с участка спуска на участок
предпосадочного маневрирования должен
осуществляться при заданном векторе скоро-
сти без перебалансировок по углу атаки.
В итоге была выбрана программа угла
атаки, приведенная на рис. 3. В конце
участка спуска для выполнения заданных
точностных характеристик по вектору ско-
рости ОК допускалось управление углом
атаки относительно программных значений в
пределах Да = ±3°.
49
Рис. 4. Расчетная трубка траекторий первого полета ОК “Буран” с сечениями
по высоте на участке спуска при подходе к району аэродрома посадки:
1	- заданная область приведения на Н = 20 км при наведении на Восточный ЦРЭ;
2	- цилиндры выверки курса (ЦБК); 3 - взлетно-посадочная полоса; 4 - траектория
первого полета; 5,6 - расчетные области приведения на Н = 20 км для правой и
левой касательных Восточного ЦРЭ; х, х - точки прохождения различных высот.
На рис. 4 приведена расчетная трубка
траекторий движения ОК “Буран” на участке
спуска при подходе к району заданного
аэродрома, определенная для условий первого
полета при наведении на Восточный ЦРЭ с
учетом всего принятого спектра возмущений
и ограничений.
Алгоритм бокового траекторного управ-
ления осуществляет наведение на одну из двух
касательных к ЦРЭ. Поэтому сужающаяся
трубка траекторий при подлете к району
аэродрома на высоте ~ 35 км разделяется на
две.
Верхняя трубка траекторий объединяет
реализации с наведением на лерую (по
полету) касательную к ЦРЭ, а нижняя -
реализации с наведением на правую касатель-
ную. Вероятность приведения ОК на высоте
Н = 20 км в левую область приведения
составляла Р « 0,3 , а в правую область -
Р « 0,7.
На этом же рис. 4 показана фактическая
траектория первого полета ОК “Буран”, наве-
дение в котором производилось на правую
касательную Восточного ЦРЭ.
Расчетные области приведения к началу
участка предпосадочного маневрирования
при Н = 20 км для первого полета “Бурана”
представлены на рис. 5, где рассмотрено
наведение ОК на Западный и Восточный ЦРЭ.
Задание ЦРЭ для наведения производится
перед выдачей тормозного импульса в
зависимости от ветра на полосе, так как
посадка на ВПП должна производиться
против ветра. Указанные на рис. 5 области
приведения относятся только к условиям пер-
вого полета. При изменении высоты, поса-
дочного витка или наклонения орбиты, а
также при нештатных посадках области
приведения будут другими, в совокупности
образуя кольца вокруг Западного и Восточ-
ного ЦРЭ.
50
Рис. 5. Области приведения ОК “Буран” на высоте Н = 20 км и расчетные трубки траектории
движения на участке ПМ в первом полете при выходе в “ключевую точку” К (Н = 4 км):
1	,2 - заданные области на Н = 20 км при наведении на Западный и Восточный ЦРЭ;
3	,4 - расчетные области для 1-го полета “Бурана” при наведении на Западный ЦРЭ;
5	,6 - расчетные области для 1-го полета “Бурана” при наведении на Восточный ЦРЭ;
7	- расчетные трубки траектории для 1-го полета “Бурана”;
8	- горизонтальная проекция траектория 1-го полета “Бурана”.
Участок предпосадочного маневрирования
Н = 20 4км
Основная задача алгоритмов управления
движением на участке предпосадочного
маневрирования (ПМ) - приведение ОК из
конечной области параметров движения уча-
стка спуска на высоте Н = 20 км в зону устой-
чивой работы радиосредств посадки в окре-
стности так называемой “ключевой точки”,
расположенной на высоте Н = 4 км над про-
дольной осью ВПП на расстоянии примерно
14,5 км от центра ВПП, с одновременным
рассеиванием избыточной энергии.
Задача рассеивания избыточной энергии
в общем случае может быть решена тремя
методами:
•	путем изменения протяженности траекто-
рии с помощью разворотов для согласования
текущей энергии летательного аппарата с
дальностью полета до расчетной точки;
•	путем изменения скоростного напора;
•	путем изменения аэродинамического каче-
ства.
Для ОК “Буран” был выбран комбини-
рованный метод, в основу которого было
положено изменение протяженности траекто-
рии в сочетании с программным изменением
аэродинамического качества и допустимого
скоростного напора. При этом методе про-
изводилось изменение длины траектории
путем спиралеобразных разворотов с одно-
временным отслеживанием программных
предельных значений скоростного напора в
функции высоты полета и программных
углов отклонения воздушного тормоза в
функции от числа Маха (до М = 0,8).
Максимальный программный скорост-
ной напор должен реализовываться при дей-
ствии попутного ветра для ускоренного
рассеивания энергии, а минимальный про-
граммный скоростной напор характерен для
полета на максимальном качестве при встреч-
ном ветре.
В начале участка предпосадочного мане-
врирования в соответствии с уровнем меха-
нической энергии ОК и вектором состояния
система управления движением формирует
пространственную опорную траекторию, сое-
диняющую начальное положение ОК на
высоте Н = 20км с “ключевой точкой”.
Проекция опорной траектории на гори-
зонтальную плоскость в общем случае сос-
тоит из пяти участков: спираль отворота,
спираль доворота, касательная к цилиндру
выверки курса (ЦВК), дуга окружности ЦВК,
финишная прямая к “ключевой точке”.
При формировании опорной траектории
для номинальной программной зависимости
скоростного напора путем сопряжения эле-
51
4*
ментов “спираль”, “прямая”, “дуга окруж-
ности” определяются четыре возможных ва-
рианта траекторий в горизонтальной плос-
кости без отворота.
Для каждой траектории определяется
программная зависимость высоты полета
ОК от оставшейся дальности до “ключевой
точки”. Выбор опорной траектории из четы-
рех возможных осуществляется по результа-
там последовательного сравнения требуемого
и располагаемого значений энергии ОК. В
качестве опорной принимается траектория, у
которой рассогласование по энергии не пре-
вышает допустимой величины.
Отворот реализуется, если наилучшая
траектория без отворота имеет недостаточ-
ную протяженность для текущего энергети-
ческого состояния ОК или в случае недопус-
тимо большого засечения окружности ЦВК
спиралью.
В процессе полета ведется контроль
энергетического состояния ОК, и при небла-
гоприятных условиях (текущее боковое отк-
лонение от опорной траектории превышает
допустимую величину), а также в точках
разворотов по крену (конец спирали отво-
рота, конец спирали доворота) опорная
траектория переопределяется.
При формировании опорной траектории
учитываются ограничения по шарнирным
моментам органов управления, скоростному
напору, допустимым значениям углов атаки,
крена и связанных перегрузок, а также
требования минимальной перебалансировки
при переходе через трансзвуковую область.
Алгоритмы управления движением при-
водят орбитальный корабль в район “клю-
чевой точки” (Н = 4 км) путем отслеживания
сформированной пространственной опорной
траектории (при М > 0,8) и комбинацией
отслеживания “следа” опорной траектории в
горизонтальной плоскости с терминальным
наведением в “ключевую точку” в верти-
кальной плоскости (при М < 0,8). При этом
параметры полета в “ключевой точке” долж-
ны находиться внутри следующих диапа-
зонов:
•	по высоте	Н = 4000 ± 500 м;
•	по боковому отклонению |z| < 500 м;
•	по скорости	V = 170 ± 20 м/с;
•	по углу наклона траектории 0 = -17 ± 6° ;
•	по углу курса	|Ду| < 10°.
На рис. 5 показаны расчетные трубки
траекторий движения ОК “Буран” на участке
предпосадочного маневрирования, определен-
ные для условий первого полета. Там же
приведена траектория движения ОК “Буран”
в первом полете.
Как уже указывалось, в первом полете
“Бурана” выполнялось наведение на правую
касательную Восточного ЦРЭ с областью
приведения 5 на высоте Н = 20 км (рис. 4, 5).
Статистические расчеты показали, что суще-
ствуют две трубки возможных траекторий
приведения ОК из этой области в “ключевую
точку” ( рис. 5). Одна трубка идет в обход
Южного ЦВК, а другая - в обход Северного
ЦВК. Вероятность попадания ОК в южную
трубку оценивалась величиной Р = 0,97, а в
северную Р = 0,03. Тем не менее, в первом
полете на высоте Н = 20 км создались
условия формирования опорной траектории
вокруг северного ЦВК. По этой траектории
и выполнялся первый полет ОК “Буран”.
Расчетная область приведения ОК “Бу-
ран” в “ключевую точку” в условиях первого
полета и его фактическое положение в этой
области показаны на рис. 6.
Рис. 6. Расчетная трубка траектории 1-го полета
“Бурана” на участке захода на посадку и посадки:
1	- “ключевая точка” Н = 4 км;
2	- расчетная область приведения на Н = 4 км;
3	- заданная область касания ВПП;
4	- заданная область начальных условий;
5	- расчетная область касания ВПП в 1-м полете;
6	- траектория движения “Бурана” в 1-м полете;
7	- точка касания ВПП в 1-м полете;
8	- область остановки ОК на ВПП.
52
Участок захода на посадку и посадки
Н = 4...0км
Основная задача участка захода на
посадку и посадки (ЗП) - точный разво-
рот вектора скорости ОК на посадочный курс
и приведение его по опорной траектории на
ВПП в заданную точку касания с точностью,
гарантирующей безопасность и комфорт-
ность приземления.
Управление движением ОК на участке
ЗП сводится к отслеживанию заданной опор-
ной траектории и стабилизации программных
зависимостей приборной скорости.
Небольшое аэродинамическое качество и
ограниченные энергетические возможности
регулирования скорости полета предопреде-
лили использование двухглиссадной схемы
захода на посадку с участком сопряжения
между ними.
Значение угла наклона крутой глиссады
выбирается в зависимости от массы ОК в
диапазоне 0 = -17...-23° из условия равно-
весного планирования с постоянной прибор-
ной скоростью Уприб = 520 км/ч при среднем
по эффективности угле раскрытия воздуш-
ного тормоза 5вт = 55°. На этом участке
отрабатываются ошибки приведения ОК в
“ключевую точку”.
С высоты 400 м производится выравни-
вание ОК с крутой глиссады на пологую с
углом наклона траектории 0 = - 2°.
Участок программного сопряжения кру-
той и пологой глиссад с углом наклона 0 =
- 10° предназначен для снижения максимума
нормальной перегрузки пу, возникащего при
первом выравнивании. Полет на участке
первого выравнивания и по пологой глиссаде
выполняется с программным уменьшением
приборной скорости в зависимости от остав-
шейся дальности.
Продолжительность пологой глиссады
должна быть достаточной для стабилизации
параметров полета перед заключительным
выравниванием и приземлением.
Заключительное выравнивание начинает-
ся после прохождения переднего обреза ВПП
на высоте Н = 20 м. На этом участке в зави-
симости от условий приведения на Н = 20 м
и действующих ветровых возмущений фор-
мируется экспоненциальная траектория с мо-
нотонно возрастающим углом тангажа ОК,
которая обеспечивает выполнение заданных
точностных требований в момент касания
ВПП.
Параметры движения в заданной точке
касания должны находиться в следующих
диапазонах:
•	продольная дальность от центра ВПП в по-
садочной системе координат
Хпск = - 2200...- 400 м при номинальном
значении - 1500 м;
•	боковое отклонение от оси ВПП
I Zoe» I	38 м;
•	путевая скорость касания
Упут	360 км/ч;
•	вертикальная скорость касания
I Уу| < 3м/с.
На рис. 6 приведена расчетная трубка
траекторий движения ОК “Буран” на участке
захода на посадку и посадки и расчетная
область касания ВПП, определенные для
условий первого полета, и показана схема-
тично фактическая траектория первого поле-
та ОК “Буран”. Несмотря на сильный
встречно-боковой порывистый ветер со
скоростью W = 15... 18 м/с, условия касания
были практически идеальными:
•	Хпск = - 1515 м (ДХшск = - 15 м);
•	2лск — 5,8 м;
•	Упут = 263 км/ч;
•	Уу = - 0,3 м/с.
Особенности выбора системы стабилизации
При разработке системы стабилизации
очень важной была задача выбора
сравнительно небольшого числа расчетных
случаев, на базе которых можно вести
основной объем исследований и расчетов.
В основу базовых расчетных случаев
были положены несколько наихудших по
устойчивости и управляемости сочетаний
разбросов значений аэродинамических харак-
теристик ОК из-за возможных погрешностей
их определения:
•	минимальная устойчивость ОК и мини-
мальная эффективность управляющих орга-
нов;
•	минимальная устойчивость ОК и макси-
мальная эффективность управляющих орга-
нов;
•	наихудшая управляемость по элевонам в
режиме элеронов;
•	наихудшая балансируемость элевонами;
•	наихудшая управляемость элевонами и
рулем направления;
•	другие расчетные случаи.
53
В каждом из этих случаев дополнительно
учитывались возможные отказы и макси-
мальные по модулю отклонения следующих
характеристик:
•	неблагоприятные разбросы значений про-
дольной и поперечной центровок и моментов
инерции из-за возможных погрешностей их
определения;
•	неблагоприятные по знаку разбросы аэро-
динамических шарнирных моментов;
•	неблагоприятные сочетания разбросов ха-
рактеристик интерференции струй РСУ;
•	наихудшие (наилучшие) параметры руле-
вых систем и РСУ (в границах допусков);
•	расчетные порывы ветра неблагоприятного
знака, возникающие в наиболее неблаго-
приятные моменты времени;
•	неблагоприятные по знаку ошибки измере-
ния угла атаки и угла скольжения;
•	два отказа в гидросистеме рулевых при-
водов или двигателей РСУ.
Многопараметричность, нелинейность и
достаточно большая неопределенность аэро-
динамических характеристик ОК в сочетании
с многообразием траекторий полета и широ-
ким диапазоном изменения угла атаки при-
вели к появлению участков полета, на кото-
рых тот или иной знак реакции ОК на
отклонение управляющих органов или даже
потеря управляемости могли наступить или
не наступить только в зависимости от
сочетания разбросов погрешностей аэроди-
намических характеристик ОК. Это обстоя-
тельство в большой мере обусловило слож-
ность задачи синтеза алгоритмов стабили-
зации. Все известные методы синтеза (частот-
ных характеристик, корневого годографа,
фазовой плоскости и т.д.) были пригодны
для решения лишь отдельных узких вопро-
сов, но не позволяли решать задачу в целом.
Поэтому основным методом стал метод по-
строения областей устойчивости и качества
(ОУК).
Метод ОУК основан на численном
интегрировании замкнутой системы уравне-
ний, включающей линеаризованную модель
объекта с “замороженными” коэффициента-
ми и полные нелинейные модели алгоритмов
управления и исполнительных органов.
Во всех случаях анализируются переход-
ные процессы в системе, вызванные либо ко-
мандами управления, либо порывом ветра.
Условием попадания контролируемых
параметров системы стабилизации внутрь
допустимой области (удовлетворительный
процесс) служит выполнение ряда критериев,
различных в каждом конкретном случае. При
этом нахождение исследуемой точки внутри
полученной ОУК гарантирует не только
устойчивость, но и требуемое качество пере-
ходного процесса.
Сложность данного метода заключается в
большом числе расчетных случаев, что вы-
зывает необходимость определения обоб-
щенной области - пересечения всех отдельных
областей. В тех случаях, когда такого пере-
сечения не существовало, система стаби-
лизации модифицировалась.
Окончательная отработка алгоритмов
системы стабилизации проводилась при ис-
следовании динамики полета с помощью
большого моделирующего комплекса, содер-
жащего полную модель ОК “Буран” и его
управляющих органов, модель атмосферных
возмущений и полные модели систем нави-
гации, наведения и стабилизации. Надо
отметить, что выбранные методом ОУК
структура и настройки системы стабилиза-
ции практически не потребовали корректи-
ровки по результатам полного моделиро-
вания.
Выводы
1. Первый полет орбитального корабля
“Буран” подтвердил эффективность разрабо-
танных принципов формирования траекто-
рии и алгоритмов автоматического управле-
ния движением на участках спуска и посадки
ОК в атмосфере. Система автоматического
управления обеспечила движение ОК “Буран”
в штатной трубке траекторий на всех
участках полета вплоть до приземления на
ВПП, которое было выполнено с высокой
точностью, несмотря на сильный порыви-
стый ветер.
2. Разработанные для ОК “Буран” методики
проектирования и отработки системы авто-
матического управления движением в атмо-
сфере могут быть использованы для решения
аналогичных задач при проектировании
орбитальных самолетов других типов или
спасаемых крылатых ступеней ракетных
комплексов.
Послесловие
Решение проблем спуска и посадки
орбитального корабля “Буран” и созда-
ние алгоритмов автоматического управления
движением - результат коллективного труда
сотен высококвалифицированных ученых и
инженеров различных специальностей из
многих предприятий и организаций.
54
Основная работа по созданию алгорит-
мов автоматического управления движением
на участке спуска была выполнена в НПО
АП, головном предприятии по системе управ-
ления ОК “Буран” в целом, где этой проб-
лемой занимался опытный коллектив, руко-
водимый М.С. Хитриком и В.С. Лебедевым.
Идеологами и ведущими специалистами в
коллективе были: М.А. Хазан, И.М. Баскаков,
Ю.Ю. Литвинов, В.Л. Бекетов, Л.Л. Петросян,
И.В. Никоноров, В.Н. Малкин, В.И. Акимов.
Основная работа по созданию алгорит-
мов автоматического управления движением
ОК на участках предпосадочного маневри-
рования, захода на посадку и посадки была
выполнена на предприятии МОКБ “Марс”,
руководимом А.С. Сыровым и Р.И. Бонком,
где ведущую роль сыграли: А.Л. Липкин,
В.П. Андреев, И.М. Дубинкин, В.С. Коваль-
ский, Т.Н. Руденко, Г.А. Муравлева.
Большая работа по решению проблем
спуска и посадки и созданию алгоритмов
автоматического управления была проведена
в НПО “Молния”, головном предприятии по
планеру и ответственном за полет “Бурана” в
атмосфере, где этими вопросами занимался
коллектив, возглавляемый Е.А. Самсоновым
и Г.Ф. Набойщиковым, ведущими спе-
циалистами которого были: Т.Н. Коробова,
А.П. Лысенко, И.Н. Ширяев, В.Е. Федоров,
А.Ш. Альтшулер, Н.И. Горбунов, Э.Н. Дудар,
В.Г. Пименов, И.В. Сергеев, В.В. Бескоровай-
ный, З.В. Бабаева, В.Д. Володин, З.С. Кири-
ченко, С.Н. Щербаков, Г.А. Шилова, Ю.А.
Баранов.
Очень важная работа в решении общих
проблем спуска и посадки ОК “Буран” и в
координации деятельности различных пред-
приятий была проведена в НПО “Энергия”,
головном предприятии по комплексу в це-
лом, где работал коллектив под руководством
В.А. Тимченко. В этом коллективе ведущую
роль играли: В.А. Овсянников, Б.И. Сотни-
ков, В.А. Высоканов, Г.В. Лебедев, А.И. Па-
циора, Л.С. Григорьев.
Следует также отметить большой твор-
ческий вклад в исследование вопросов спуска
и посадки и создание алгоритмов автома-
тического управления ОК “Буран”, который
внесли: В.А. Ярошевский, В.И. Кобзев и А.В.
Бобылев (ЦАГИ); А.П. Калугин и Б.М. Крас-
нов (ЛИИ); О.Б. Кербер (МИЭА); Ю.Г. Сиха-
рулидзе (ИПМ); В.С. Лобанов (ЦНИИмаш).
Автор высоко оценивает творческий по-
тенциал этих людей, их беззаветное служение
делу и счастлив от сознания того, что и он
много лет жил и работал среди них.
55
УДК 629.782.051
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ОРБИТАЛЬНОГО САМОЛЕТА
В.А. Труфакин
Рассмотрены некоторые проблемы и отдельные
задачи по синтезу управления и динамике полета
орбитального самолета (ОС), возникшие в процессе
работ по аэрокосмической тематике в части устой-
чивости, управляемости и ручного управления, дается их
краткое описание, методы и пути решения, оценивается
методологическая и практическая значимость.
Рассматриваемые вопросы в известной
степени определили принципиальную
структуру системы управления ОС на
атмосферном участке полета, но в то же
время не исчерпывают всех проблем по
указанной тематике и отражают лишь сферу
производственных и научных интересов
автора при работе над проектами “Спираль”
и “Буран” (1966... 1995 гг.).
В постановке рассматриваемых проблем
и их решении большая заслуга Р.В.Студнева,
В.А.Ярошевского, В.И.Кобзева (ЦАГИ),
Е.А.Самсонова (НПО “Молния”), А.М.Пуч-
кова (МОКБ “Марс”).
Следует отметить большую роль в рас-
четных, стендовых и натурных исследованиях
по указанным вопросам В.В.Горбатенко,
Н. И. Горбу нова, В.С.Карлина, В.Д.Володина,
А.Н.Свириденко, Э.Н.Дудара (НПО “Мол-
ния”), А.Г.Бюшгенса (ЦАГИ), Т.А.Ежовой
(ЛИИ) и др.
В исследованиях, связанных с отработкой
ручного управления, принимали участие лет-
чики-испытатели И.П.Волк (ЛИИ), И.И.Ба-
чурин (ГНИКИ ВВС) и др.
Проблемы устойчивости и управляемости
При формировании системы обеспечения
устойчивости и управляемости орби-
тального самолета учитываются такие его
характерные особенности, обусловленные
наличием теплозащиты, как большие радиусы
носков крыла и фюзеляжа и толстые задние
кромки профилей. Принимаются во внимание
также следующие факторы:
•	наличие нелинейностей в тракте управ-
ления и возможность возникновения неус-
тойчивости “в большом”;
•	возможность возникновения колебаний,
индуцируемых летчиком;
•	большие запасы поперечной устойчивости
и их существенная зависимость от угла атаки,
вызывающая сильное взаимодействие движе-
ний крена и рысканья;
•	наличие обратной реакции по крену на
отклонение органов поперечного управления;
•	необходимость повышенной эффективно-
сти управления в условиях потребного энер-
гичного маневрирования и технических огра-
ничений на исполнительные органы.
Отмеченные особенности определили
необходимость проведения специальных ис-
следований и принятия нетрадиционных
технических решений.
Продольная устойчивость “в большом”
Наличие ограничений по скорости откло-
нения органов управления может стать
причиной существования на фазовой плос-
кости “угол атаки (а), угловая скорость тан-
гажа (<0z)” продольного движения летатель-
ного аппарата (ЛА) неустойчивого предель-
ного цикла, выход за границы которого
приводит к необратимой раскачке и потере
ЛА вследствие разрушения или сваливания
(режим потери устойчивости “в большом”).
Для орбитальных самолетов, отличаю-
щихся малыми запасами продольной устой-
чивости и ограниченными скоростными
56
характеристиками приводов, проблема устой-
чивости “в большом” заметно обостряется
при определенных условиях. Этому же спо-
собствует использование дистанционных
систем управления, у которых (на данном
этапе) скорость перемещения ручки управле-
ния не имеет механических ограничений.
Анализ структур собственных и вынуж-
денных колебаний в контуре ручного управ-
ления продольным движением ОС показал
наличие возможности потери контуром
устойчивости “в большом”. Наиболее кри-
тичны при этом режимы полета на дозвуко-
вых скоростях с малыми скоростными
напорами (q < 1000 кгс/м2).
Отметим, что задача обеспечения устой-
чивости “в большом” распадается на две:
•	обеспечение ветровой устойчивости;
•	обеспечение устойчивости по управляю-
щему воздействию от летчика.
Последняя из них, как правило, является
более критичной и требует принятия спе-
циальных технических решений.
Возможность неустойчивости ОС “в
большом” была впервые обнаружена во
время стендовых отработок нештатных
ситуаций (отказ отдельных каналов гидро-
систем) при ручном управлении на полно-
размерном стенде оборудования НПО “Мол-
ния”.
В результате этих исследований опреде-
лены причины и условия возникновения
неустойчивости “в большом”.
В качестве средства для обеспечения
необходимой устойчивости продольного дви-
жения при сохранении достаточной управ-
ляемости разработан и введен в контур
управления самонастраивающийся фильтр
(СНФ), который осуществляет ограничение
скорости входного сигнала таким образом,
чтобы суммарный сигнал от ручки управ-
ления (или от системы траекторного управ-
ления) и демпфера тангажа не приводил к
превышению максимально допустимых зна-
чений скорости перед приводом [1]. Такое
решение обеспечивает абсолютную устойчи-
вость по входному воздействию.
Разработанные рекомендации по обеспе-
чению устойчивости ОС реализованы в
бортовом математическом обеспечении, про-
верены в стендовых и летных испытаниях и
получили положительную оценку летного
состава.
Применение СНФ целесообразно для ши-
рокого класса летательных аппаратов. На
базе СНФ возможна разработка альтерна-
тивных устройств, устраняющих возможность
потери устойчивости в продольном канале.
Устойчивость замкнутой системы
с летчиком в контуре управления
Анализ устойчивости замкнутой системы
с летчиком в контуре показал, что
особенности аэродинамической схемы (бес-
хвостка) и цифровой реализации системы
управления приводят к тому, что эквива-
лентное динамическое запаздывание в про-
дольном канале “ручка управления (Хв) ->
угловая скорость тангажа (a>z)” становится
существенно больше, чем для летательных
аппаратов традиционной схемы.
При этом обеспечение характеристик
устойчивости и управляемости даже по пер-
вому уровню требований оказывается недо-
статочным. Это связано с тем, что требова-
ния формируются в терминах классических
параметров переходных процессов (время
срабатывания, заброс по перегрузке и т.д.) и
фактически соответствуют режиму разомкну-
того программного управления (дачи, импу-
льсы, перекладки).
Анализ результатов летных испытаний и
полученных амплитудно-фазовых частотных
характеристик (АФЧХ) тракта “Хв -> <»z”
показал, что усложнение условий посадки
(бездвигательные режимы) может приводить
к возрастанию коэффициента усиления
летчика, частоты стабилизации и, как
правило, выходу системы “летчик - ОС” на
границу устойчивости, что, в частности,
имело место в отдельных полетах полно-
размерного аналога ОК “Буран” [2].
Наиболее критичным с точки зрения
колебаний, индуцируемых летчиком, является
режим перехода с автоматического управле-
ния на ручное в процессе первого вырав-
нивания. В связи с этим были сформу-
лированы рекомендации, согласно которым
переход на ручное управление целесообразен
при уровне командной перегрузки Дпу = 0,1
(на высотах Н > 350 м).
Существенное повышение “комфорта
перехода” с автоматического управления на
ручное может быть достигнуто алгоритми-
ческими средствами, в связи с чем разработан
и рекомендован к внедрению блок мягкого
списывания. Реальное увеличение запасов
устойчивости замкнутого контура “ОС -
летчик” на частотах управляемого движения
(<йг £ 4 с-1) может быть достигнуто улучше-
нием АФЧХ тракта “Хв—>coz”.
В настоящее время проблема обеспечения
устойчивости замкнутого контура “ОС -
летчик” является достаточно актуальной и
требует дополнительных исследований.
57
Особенности бокового движении ОС
на этапе посадки
Исследование боковой устойчивости и
управляемости маломасштабных ОС
массой 5... 15 тонн в гиперзвуковой конфи-
гурации (ОС “Спираль”, угол отклонения
консолей крыла от вертикали \|/конс = 45°) на
дозвуковых скоростях полета показало, что в
связи с повышенными частотами собственных
боковых колебаний и большими запасами
поперечной устойчивости необходима оценка
реакции ОС по крену на ветровые возму-
щения. Это особенно важно для режима
посадки, где указанный случай может ока-
заться расчетным для выбора быстродействия
приводов, допустимого бокового ветра либо
определяет введение дополнительных органов
управления или изменение конфигурации
аппарата [3].
Устойчивость бокового движения в клас-
сическом понимании исследуется на базе
линеаризованных уравнений бокового движе-
ния, полученных путем разделения уравнений
полного (пространственного) движения лета-
тельного аппарата на продольное и боковое.
Устойчивость бокового движения в такой
постановке не зависит от величины возму-
щения. В реальном же движении, в связи с
возможным проявлением нелинейного (инер-
ционного) взаимодействия продольного и
бокового движений, устойчивость бокового
движения определяется при прочих условиях
и величиной возмущения.
Такими возмущениями могут быть боко-
вые порывы ветра и кратковременные возму-
щающие моменты по рысканью. В последнем
случае подобная картина может возникнуть
либо при отклонении руля направления
летчиком, либо при отказе автоматической
системы путевого управления.
Анализ аварии одного из первых зару-
бежных аналогов ОС (M2-F2) при заходе на
посадку, вызванной потерей устойчивости и
управляемости, показал возможность проя-
вления существенного взаимодействия про-
дольного и бокового движений.
Для оценки указанных факторов на
динамику ОС разработаны методика и усло-
вия учета инерционного взаимодействия на
характеристики движения по крену и получе-
ны предельные значения возмущений, опреде-
ляющие устойчивость боковогр движения [4].
Проведение указанных оценок на
начальной стадии проектирования ОС пред-
ставляется необходимым. Разработанная ме-
тодика может быть использована для ЛА
других схем.
Обращенное поперечное управление
орбитального самолета
Одной из особенностей ОС является
изменение реакции по крену с прямой
на обратную при отклонении органов попе-
речного управления в зависимости от угла
атаки (а) и числа Маха (М) полета (М > 2...3)
и аэродинамической конфигурации аппарата.
В этом случае нарушается привычная связь
между знаком отклонения органа попереч-
ного управления и знаком развивающегося
при этом углового ускорения (+& -> +сох), т.е.
положительному отклонению органа управ-
ления соответствует положительное угловое
ускорение, что не позволяет синтезировать
обычную (в самолетном понимании) систему
прямого поперечного управления на указан-
ных режимах.
В процессе проектных исследований рас-
сматривались различные способы обеспече-
ния прямой реакции ОС на отклонение орга-
нов поперечного управления:
•	введение регулируемой по углу атаки
взаимосвязи органов путевого и поперечного
управления;
•	введение отрицательной стреловидности
оси вращения органов поперечного управ-
ления;
•	введение специальных органов управления
(верхних интерцепторов) для участков, где
происходит изменение реакции ОС по крену
на отклонение органа;
•	возможность использования для попереч-
ного управления поворотных несущих консо-
лей.
Указанные направления эффективного
результата не дали. В конечном итоге был
разработан и рекомендован для указанных
режимов новый способ поперечного управ-
ления ОС (обращенное поперечное управ-
ление), использующий эффект обращения ОС
по крену на отклонение органов поперечного
управления и сохраняющий все внешние
проявления обычного поперечного управ-
ления [5,6].
Суть предложенного способа управления
заключается в использовании для попереч-
ного управления моментов поперечной устой-
чивости через угол скольжения.
Обращенное поперечное управление
может быть реализовано как в ручном, так и
в автоматическом режимах управления. При
обращенном ручном управлении задача
обеспечения устойчивости ОС должна
решаться автоматически с использованием
демпферов колебаний.
58
При обращенном методе управления
движением по рысканью не производится,
так как управление скольжением осущест-
вляется в канале крена, т.е. угол скольжения Р
является связанным параметром. По этой
причине обращенное управление не может
быть использовано на посадочных режимах,
так как при этом не обеспечивается попе-
речно-путевая балансировка на посадке при
боковом ветре.
Разработанный способ управления защи-
щен авторскими свидетельствами и реали-
зован на ОС. Следует отметить, что альтер-
нативного способа поперечного управления
на гиперзвуковом участке полета М > 3...4
в настоящее время не имеется.
Смешанное аэрогазодинамическое управление
и принцип бездефицитности управления
Участок предпосадочного движения ОС
на высотах 10 км Н 20 км требует
повышенной эффективности управления пре-
жде всего в связи с необходимостью энергич-
ного маневрирования в условиях резкого
снижения на данном режиме динамических
характеристик рулевой системы совмещен-
ного руля направления - воздушного тормоза,
вплоть до размыкания контура аэродинами-
ческого управления.
В качестве рационального решения для
повышения эффективности поперечно-путе-
вого управления предложено расширить
области применения управляющих двига-
телей (УД) в канале рысканья реактивной
системы управления (РСУ) при прогнозиро-
вании нехватки аэродинамического управ-
ления (АДУ) в условиях отработки больших
возмущений.
Основной критерий синтеза контура РСУ
заключается в корректности последователь-
ного включения и выключения УД на основе
оценки фазового и динамического состояния
контура боковой перегрузки, что определило
использование в качестве исходного в канале
РСУ сигнала управления, формируемого в
контуре АДУ для руля направления.
В процессе структурного синтеза аэро-
газодинамического управления разработаны
схемы каналов:
•	РСУ с предельной автономностью по
отношению к каналу АДУ;
•	оценки вектора текущего фазового состоя-
ния контура боковой перегрузки;
•	передачи малых сигналов остаточного
управления РСУ на АДУ по интегральной
оценке времени работы двигателей.
На базе специально разработанных моде-
лей проведен динамический синтез контура
РСУ, включающий:
•	оценки процессов регулирования “в малом”
(линейная модель на основе гипотезы квази-
линейности);
•	анализ устойчивости “в большом” (здесь и
далее нелинейные модели);
•	определение ограничений на движение
фазовых координат;
•	оценки и коррекцию параметров перио-
дических режимов.
Эффективность синтезированного аэро-
динамического контура подтверждена мето-
дами математического моделирования.
Разработанные структурные построения
не имеют промышленных аналогов, защи-
щены авторскими свидетельствами и реали-
зованы на ОС [7,8].
Анализ и синтез аэрогазодинамического
управления послужили началом исследований
общих вопросов достаточности или безде-
фицитности управления с позиций отработки
необходимых воздействий в условиях реально
ограниченных возможностей исполнительных
устройств [9].
Основу подхода составляет введенный в
рассмотрение динамический анализ правой
части дифференциальных уравнений, описы-
вающих движение объекта, для интегральной
оценки потребного и располагаемого управ-
лений. Вводятся понятия дефицита управ-
ления:
•	по уровню функции управления;
•	по производной функции управления;
•	по устойчивости “в малом” и “в большом”.
Предложены достаточные условия и кри-
терии бездефицитности управления в струк-
турной реализации смешанного многокомпо-
нентного управления с учетом оптимальности
задействования компонент АДУ и РСУ на
основе потребностей смежных каналов, выра-
ботки топлива и бездефицитности управ-
ления. На основе изложенного подхода пла-
нируется разработка методики и алгоритми-
чески-программного обеспечения оценки без-
дефицитности управления при отработке
возмущающих факторов для объектов общего
вида.
Принципы ручного управления траекторией
Для отечественных ОС нынешнего поко-
ления определены три режима управ-
ления на атмосферном участке полета:
автоматический, директорный и ручной.
Автоматический и директорный режимы
59
предусматриваются на всех этапах полета
орбитального корабля (ОК) с момента схода с
орбиты и до посадки на взлетно-посадочную
полосу (ВПП). Применение режима ручного
управления (РУ) было предусмотрено с
высоты 20...30 км до посадки на ВПП.
Приведенные ниже материалы показы-
вают необходимость уточнения условий при-
менения различных вадов управления (руч-
ной, директорный) и позволяют сформу-
лировать некоторые принципы построения
систем ручного управления ОС ближайшей
перспективы.
Директорный режим управления
Система директорного управления (ДУ)
использует командные сигналы, форми-
руемые автоматической системой траектор-
ного управления. Указанные сигналы через
определенный алгоритм, реализуемый в
вычислительной системе, подаются на коман-
дные стрелки командно-пилотажного при-
бора (КПП) для отображения летчику с
целью принятия им решения и отклонения
командных рычагов управления. Такое
построение схемы директорного управления
традиционно и используется в современной
авиации.
Следует отметить, что для директорией
системы ОС на участке полета Н > 20 км в
контуре формирования управляющих сигна-
лов на планки КПП может быть введена
обратная связь по управляющим воздейст-
виям с командных рычагов управления.
Стендовые исследования движения ОС в
директорном режиме управления, построен-
ном на традиционных принципах использова-
ния КПП, показали, что при этом
обеспечивается приведение и посадка ОС на
ВПП. Однако указанный режим для летчика
является операцией простого компенсатор-
ного слежения, не использующей в полной
мере его возможностей. Выполнение летчи-
ком монотонных однообразных операций на
протяжении всего длительного участка спуска
(более 30 минут) при отсутствии прогнози-
рования ситуации в целом не дает летчику
необходимого психологического комфорта
[Ю].
Эффективное включение летчика в
процесс управления возможно при обеспе-
чении его (помимо информации от дирек-
торной системы) комплексной информацией
о возможности приведения ОС в заданную
область.
Следует отметить, что директорное
управление в современной авиации, как
правило, используется для управления на
наиболее ответственных участках полета,
требующих повышенной точности пилоти-
рования без значительных маневров и крат-
ковременных по отношению к общему
времени полета (заход на посадку, посадка,
полет на предельно малых высотах и т.п.).
Результаты исследований показали, что
использование директорного режима управ-
ления на участках спуска и предпосадочного
маневрирования вряд ли целесообразно.
Директорное управление может быть реко-
мендовано как в боковом, так и продольном
каналах на заключительном этапе полета на
высотах Н < 4 км при посадке в условиях
ограниченной видимости ВПП.
Ручные режимы управления
и условия их применения
В 1981... 1982 гг. введена классификация
ручных режимов управления в зависи-
мости от информационного обеспечения
экипажа (см. ниже). Обширный цикл иссле-
дований ручного управления (РУ) позволил
сформировать требования к информацион-
ному обеспечению экипажа для ручного
пилотирования, контроля автоматического
режима управления (АУ) и принятия решения
о переходе с АУ на РУ, которые включают:
• текущее состояние ОС и допустимые грани-
цы движения;
•	границы располагаемого энергетического
коридора;
•	интегральную информацию о прогнози-
руемом конечном положении ОС;
•	прогноз запаса энергии в виде промаха по
высоте (относительно фиксированной точки)
или дальности по кратчайшей траектории.
Указанные требования позволили уточ-
нить определение ручного режима управле-
ния, что положило конец многочисленным
произвольным толкованиям указанного
режима: “Под ручным режимом управления
траекторией движения центра масс ОС пони-
мается режим, при котором программа
полета, формирование траектории и ее
реализация осуществляются непосредственно
экипажем через командные рычаги на основе
специализированной интегральной информа-
ции о прогнозируемом конечном положении
ОС и текущем его энергетическом состоянии
относительно располагаемых и допустимых
границ энергетического коридора, тради-
ционной пилотажно-навигационной инфор-
мации, визуального анализа внекабинного
пространства и информации с Земли” [10].
60
В зависимости от объема, вида и состава
информационного обеспечения экипажа рас-
сматриваются три уровня ручного управ-
ления:
•	при полном информационном обеспечения;
•	при минимальном информационном обес-
печении;
•	при взаимодействии с наземным пунктом
управления.
При использовании указанных режимов
ручного управления летчик пользуется соот-
ветствующей информацией, представляемой
ему на специальных видеоконтрольных уст-
ройствах (ВКУ) в виде комплексных инфор-
мационных кадров, либо штатной пилотаж-
но-навигационной информацией с исполь-
зованием голосовых команд с Земли или без
таковых.
Ручное управление при полном
информационном обеспечении экипажа
При выборе стратегии ручного управ-
ления ОС для Н > 20 км была исполь-
зована информационная модель, основанная
на представлении положения ОС внутри
энергетического коридора в координатах
“энергия E(V) - оставшаяся дальность Loot” и
угла азимута Axjz относительно конечной
точки наведения. Располагаемый энерге-
тический коридор определяется режимами
полета по наиболее короткой и наиболее
длинной (нерикошетирующей) траекториям.
Значение оставшейся дальности полета Loot
определяется по ортодромии от текущего
положения ОС до точки наведения, а Ах|/ -
как угол между вектором скорости и плос-
костью указанной ортодромии.
Стратегия ручного управления в данном
случае сводится к тому, чтобы реализовать
движение ОС внутри энергетического кори-
дора на возможно большем удалении от его
границ с обеспечением управляемости в
горизонтальной плоскости.
Другим возможным вариантом органи-
зации контроля и ручного управления траек-
торным движением может быть исполь-
зование переменных “продольная перегрузка
Пх - скорость V”, которые одновременно по-
зволяют контролировать ограничения по
температуре, скоростному напору и нормаль-
ной перегрузке, так как они легко транс-
формируются в ограничения на продольную
перегрузку в скоростной системе координат.
В указанных координатах “nx - V” могут
быть построены линии равной располагаемой
дальности Пх = f(V,Lpacn), определяющие в
любой момент времени располагаемую даль-
ность полета (Lpacn) из текущего состояния до
точки наведения в окрестности аэродрома.
Управление продольным траекторным
движением можно осуществлять с исполь-
зованием указанной информации. Имея ин-
формацию об оставшейся дальности Locr, пи-
лот при ручном управлении должен за счет
изменения угла крена (а в некоторых случаях
и угла атаки) поддерживать равенство распо-
лагаемой И оставшейся дальностей Lpacn = Locr
[11].
Стендовые исследования обоих подходов
к формированию информационных кадров
определили наиболее приемлемый компро-
миссный вариант, заключающийся в исполь-
зовании координат:
•	для верхнего участка (Н = 100...45 км) -
координаты “nx -V”;
•	для нижнего участка (Н = 45...20 км) -
КООрДИНаТЫ “Е - Loot”.
Результаты стендовых исследований руч-
ного управления при разработанном инфор-
мационном обеспечении и методике управ-
ления показали, что точность приведения ОС
в конечную область на высоте Н = 20 км не
хуже, чем:
ДЬ = ±13 км, AV = ±40 м/с, Д\р = ±15°.
Для формирования стратегии ручного
управления (Н < 20 км) осуществляется про-
гноз высоты вдоль горизонтального следа
кратчайшей (КТ) или номинальной траекто-
рий (НТ), информация о которых поставляет-
ся штатной системе траекторного управле-
ния (СТУ) автоматического режима. Одно-
временно на указанной основе алгоритмы
дополнительного прогноза (независимо от
СТУ) вычисляют конечный промах по высоте
для номинального и предельного режимов
полета [12]. При формировании информа-
ционного кадра вышеуказанные промахи по
высоте были одним из ключевых элементов.
Формирование и реализация траектории в
боковом канале осуществляются летчиком
путем стабилизации следа НТ или КТ. В
продольном канале стабилизация заданной
потребной высоты достигается путем све-
дения к нулю конечного промаха по высоте
при выдерживании текущих угла атаки и
потребной скорости в рамках заданных огра-
ничений.
Проведенное стендовое моделирование
показало, что разработанные информацион-
ные кадры обеспечивают приведение ОС в
ручном режиме управления с точностью по
высоте и боковому отклонению в ключевой
точке (Н = 4 км) не хуже ± 500 м.
61
Полученные результаты реализованы в
виде технического задания на бортовое про-
граммирование бортового информационного
обеспечения для целей ручного управле-
ния.
Ручное управление при минимальном
информационном обеспечении экипажа
и по командам с земли
Названные уровни ручного управления
рассматриваются как нештатные режи-
мы для применения в аварийных условиях для
высот Н < 30...20 км.
Ручное управление ОС при минимальном
информационном обеспечении экипажа бази-
руется на информации, получаемой с тради-
ционного самолетного пилотажно-навига-
ционного оборудования. Центральным мо-
ментом разработанной методики данного
уровня ручного управления является при-
ближенная оценка экипажем текущего энерге-
тического состояния ОС. Формирование
потребной траектории состоит в выборе того
или иного режима полета и маневра в
зависимости от прогнозируемого конечного
энергетического состояния [13].
Результаты стендовых и летных исследо-
ваний показали, что разработанная методика
рассматриваемого уровня ручного управле-
ния ОС обеспечивает выполнение летчиками
посадки из всей области достижимости.
Обеспечение экипажа указанной методикой
дает ему возможность осуществлять в
процессе полета простейший автономный
контроль работы алгоритмов автоматичес-
кого управления.
Ручное управление при взаимодействии с
наземным пунктом управления (НПУ) заклю-
чается в прогнозировании траектории полета
ОС на НПУ по фактическому его состоянию
(на базе внешнетраекторных измерений), вы-
работке формализованных комацд с после-
дующей их голосовой передачей на борт ОС.
Разработанные алгоритмы прогнозиро-
вания и информационные кадры для штур-
мана наведения обеспечивают надежное и
достаточно эффективное наземно-командное
управление [14].
Функциональная связь систем отображения
информации и автоматического управления
Формирование информационного обес-
печения с учетом сформулированных
требований (РУ с полной информацией) тре-
бует специального математического обеспе-
чения (МО), причем одним из прин-
ципиальных является вопрос о соотношении
указанного МО с математическим обеспече-
нием автоматического режима управления.
Большая часть информации, необходи-
мой для отображения на ВКУ в целях
контроля и обеспечения РУ, формируется в
требуемом виде алгоритмами автоматичес-
кого управления (СТУ) (прежде всего в части
прогноза движения). Недостающая информа-
ция (в части допустимого энергетического
корцдора) требует дополнительных вычисле-
ний и преобразований (на базе имеющихся
информационных потоков) к необходимому
виду в соответствии с дополнительными
алгоритмами. Принципиальное положение об
использовании информации, получаемой на
основе штатного алгоритма автоматического
управления траекторией, для отображения на
ВКУ в целях контроля экипажем автома-
тического режима управления и обеспечения
ручного управления впервые сформулиро-
вано в [15].
Указанный подход к использованию
информации СТУ штатной системы для
отображения на ВКУ представляется наибо-
лее целесообразным и обоснованным по
следующим причинам:
1.	Использование при ручном управлении
кратчайшей или номинальной траекторий,
формируемых штатной СТУ, обеспечивает
совместимость ручного и автоматического
режимов.
2.	Контроль режима автоматического управ-
ления обеспечивается элементами кадра ВКУ;
основанием для перехода на РУ является
прогрессирующий отход корабля от номи-
нальной траектории и рост дефицита или
прогнозируемого запаса энергии с прибли-
жением их к предельным значениям.
3.	Принятый принцип построения дирек-
торного управления обеспечивает его совме-
стимость с ручным управлением.
4.	Результаты отработки штатной автомати-
ческой посадки, включающей, в частности,
статистическое моделирование, в значитель-
ной степени переносятся на режим ручного
управления с использованием системы ВКУ.
5.	Структурное единство алгоритмов исклю-
чает неоднозначность стратегии управления в
ручном и автоматическом режимах, что
существенно повышает надежность контроля
и принятия решения Центром управления
полетом.
6.	Требуется минимум дополнительных ре-
сурсов бортовой цифровой вычислительной
машины (БЦВМ) в связи с максимальным
использованием штатного алгоритмического
обеспечения.
62
Летным составом также подчеркивается
необходимость создания комплексной систе-
мы автоматического и автоматизированного
ручного управления, но основанной на мето-
дике управления в ручном режиме, наиболее
приемлемой для летчиков. Примером такого
подхода может служить алгоритм, основан-
ный на непрерывном прогнозе опорной
траектории, в связи с чем отсутствует понятие
ухода от заданной траектории движения
(после каждого прогноза опорная траектория
начинается из текущего положения ОС). Это
позволяет совместить автоматический и авто-
матизированный ручной режимы управления,
поскольку для первого варианта управления
(авт.) опорная траектория служит основанием
для выработки командных сигналов, а для
второго варианта (ручн.) опорная траектория
служит вспомогательной информацией для
оценки энергетических возможностей ОС и
его ориентации относительно ВПП и выбора
стратегии управления. Такой подход соответ-
ствует стереотипу летчиков и тем самым
более удобен для реализации при ручном
управлении.
Автономное алгоритмическое обеспечение
ручного управления
Альтернативным подходом к формиро-
ванию дисплейного отображения ин-
формации на базе СТУ является концепция
построения независимого от штатного СТУ
прогноза энергетического состояния для реа-
лизации в основном (не резервном) контуре
управления. Такой подход в конечном итоге
из-за необходимости комплексного инте-
грального представления информации прак-
тически приводит к необходимости создания
дополнительных алгоритмов, функционально
близких к аналогичным алгоритмам СТУ
автоматической системы и предназначенных
только для целей информационного обеспе-
чения ручного управления.
Анализ указанного подхода и органи-
зации режима ручного управления показы-
вает [15]:
1.	Наряду с информацией, необходимой для
ручного управления, на дисплеях системы
отображения информации должна быть соот-
ветствующая информация о работе автомати-
ческой системы, характеризующая тип траек-
тории и обеспечивающая экипажу принятие
решения о переходе с автоматического режи-
ма на ручной.
2.	Введение параллельного алгоритма в
штатную СУ не повышает надежности ее
программного обеспечения, поскольку в
сложных интегрированных системах, с одной
стороны, не ясны критерии, по которым
определяется правильность того или иного
алгоритма, а с другой стороны, при выходе из
строя БЦВМ или ПО неработоспособными
становятся как тот, так и другой алгоритмы.
3.	Совместимость режимов движения при
автоматическом, директорном и ручном
управлении обеспечивается только в случае
совместимости алгоритмов управления для
АУ и РУ; в противном случае взаимность
переходов указанных режимов с одного на
другой проблематична.
4.	Введение дополнительных алгоритмов в
ПО СУДН для информационного обеспе-
чения РУ требует дополнительных вычисли-
тельных ресурсов.
Таким образом, вышеприводимые мате-
риалы показывают, что наиболее рацио-
нально в рамках единой вычислительной
системы формировать математическое обес-
печение ручного и автоматического режимов
управления на базе единых алгоритмов,
учитывая при выборе базового алгоритма
приоритетность режима управления.
Ручное управление и резервный контур
управления движением ОС
С целью повышения общей надежности и
безопасности ОС рассматривалась воз-
можность реализации на борту резервного
контура управления (РКУ), общие требова-
ния к которому можно сформулировать
следующим образом [15]:
•	включение экипажа в контур управления и
его эффективное использование;
•	резервирование алгоритмического и про-
граммного обеспечения;
•	независимый контроль основного контура
со стороны РКУ;
•	автономность алгоритмов отображения ин-
формации от основного контура.
При управлении орбитальным кораблем
через РКУ используются автоматический и
ручной режимы. На завершающем этапе
полета приоритетным может быть ручной
режим. Необходимость реализации директор-
ного режима управления в РКУ уточняется.
Переход с основного контура управления
на резервный осуществляется вручную по
командам экипажа. Критерии перехода на
РКУ указываются в инструкции экипажу и
обеспечиваются необходимой информацией
на средствах отображения. Обратный переход
с резервного контура на основной пробле-
матичен.
63
При управлении через резервный контур
используются штатные средства отображения
информации. Информация на ВКУ от резерв-
ной системы может выводиться в любой
момент, в том числе и во время управления
ОС через основной контур. Дисплейная
информация ВКУ от резервного контура
должна быть совместима с аналогичной ин-
формацией от основного контура.
Разработка и формирование дисплейного
отображения информации на ВКУ в резерв-
ном контуре должны проводиться на базе
единых для РКУ алгоритмов, чем дости-
гается, помимо экономии вычислительных
ресурсов, совместимость автоматического и
ручного управления при одновременной
возможности контроля со стороны экипажа
автоматического режима.
Требование совместимости дисплейного
отображения информации на ВКУ для основ-
ного и резервного контуров управления
значительно облегчает ручное управление и
контроль движения в случае формирования
единого СТУ для каждого контура.
Выводы
1.	Одним из возможных состояний контура
управления продольным движением в системе
“ОС - летчик” является режим неустойчиво-
сти “в большом”. Для обеспечения продоль-
ной устойчивости ОС разработаны средства,
которые проверены в стендовых и летных
испытаниях, получили положительную оцен-
ку летного состава и реализованы в бортовом
математическом обеспечении.
2.	Летные испытания ОС подтвердили рас-
четные характеристики устойчивости и
управляемости, позволили уточнить неко-
торые вопросы пилотирования и дать
необходимые рекомендации по доработке
системы управления; при этом выявлена
необходимость всестороннего исследования
характеристик замкнутой системы с летчиком
в контуре, что требует развертывания спе-
циальных исследований.
3.	Для малоразмерных ОС характерна
повышенная реакция в канале крена на
возмущения, в связи с чем возможны недо-
пустимые забросы по углу крена на посадке
или проявления режимов неустойчивости,
обусловленных влиянием инерционного
взаимодействия продольного и бокового
движений.
4.	Разработан способ поперечного управле-
ния ОС (обращенное управление), основан-
ный на использовании для управления
креном моментов поперечной устойчивости,
и определены условия его применения.
Альтернативного способа поперечного управ-
ления ОС на гиперзвуковом участке полета в
настоящее время не имеется. Разработанный
способ управления реализован на ОС.
5.	На основе сформулированных принципов
и направлений структурного и динамического
синтеза разработан контур смешанного
аэрогазодинамического управления ОС.
Разработанные положения являются новыми,
а структурные построения не имеют промыш-
ленных аналогов. Синтезированный контур
аэродинамического управления реализован
на ОС.
6.	Введена классификация и разработано
определение ручного режима управления ОС,
обоснованы возможность и необходимость
его применения и требования к его
взаимодействию с автоматическим режимом
управления.
7.	Разработаны специальные требования к
информационному обеспечению ручного
управления ОС, на базе которых сформиро-
ваны информационные кадры, обеспечиваю-
щие экипажу контроль и управление
движением и совместимость ручного и авто-
матического режимов управления, что опре-
делило создание методических основ для
разработки инструкций по ручному управ-
лению траекторией движения.
8.	Разработана при участии летного состава
методика ручного управления ОС при мини-
мальном информационном обеспечении эки-
пажа для применения в случае нештатных
ситуаций. Разработанные рекомендации
включены в инструкцию по летной эксплуа-
тации ОС.
9.	Предложены методы наземно-командного
управления ОС на базе текущих внешне-
траекторных измерений с использованием
голосового радиоканала на основе:
•	прогнозирования состояния ОС;
•	статистических (априорных) видов инди-
кации.
Рекомендации по принципам построения и
организации наземных комплексов управ-
ления приняты к реализации для ОК “Буран”
и отражены в проектной и эксплуатационной
документации.
10.	Разработанные методы ручного траек-
торного управления могут быть рекомен-
дованы к применению для всех летательных
аппаратов, для которых характерны необра-
тимые процессы в динамике движения.
64
Литература
1.	Горбатенко В.В., Труфакин В.А. Исследо-
вание продольной устойчивости ВКС в
ручном режиме управления И Научно-техн,
сб. “Проблемы создания АКС”, выпуск 2,
“Вопросы ручного управления ВКС”. - М.:
Труды НПО “Молния”, 1989.
2.	Труфакин В.А, Ежова Т.А., Бюшгенс А.Г.
Особенности ручного управления угловым
движением ВКС на посадке (по материалам
летных испытаний) И Научно-техн. сб.
“Проблемы создания АКС”, выпуск 2,
“Вопросы ручного управления ВКС”. - М.:
Труды НПО “Молния”, 1989.
3.	Виноградов Ю.А., Студнев Р.В., Труфакин
В.А. Некоторые особенности динамики боко-
вого движения гиперзвуковых летательных
аппаратов на дозвуковых скоростях полета //
Сб. “Труды 2-й научно-технической конфе-
ренции по динамике полета”. - М.: Труды
ЦАГИ, 1971.
4.	Студнев Р.В., Труфакин В.А. Оценка дви-
жения самолета по крену при больших
возмущениях // Сб. “Некоторые вопросы
теории бокового движения самолета”. - М.:
Труды ЦАГИ, выпуск 1399, 1972.
5.	Студнев Р.В., Труфакин В.А., Кобзев В.И. и
др. Способ поперечного управления летатель-
ного аппарата ... Автор, свид. № 56676 от
30.06.1969.
6.	Труфакин В.А., Кобзев В.И., Самсонов Е.А.
Поперечное управление воздушно-космичес-
кого самолета при обращении реакции по
крену на отклонение, органа управления //
Техника воздушного флота. -1985. - №3.
7.	Пучков А.М., Труфакин В.А. и др. Синтез
аэрогазодинамического управления боковым
движением ВКС для автоматического и
ручного режимов управления // Научно-техн,
сб. “Проблемы создания АКС”, выпуск 2,
“Вопросы ручного управления ВКС”. - М.:
Труды НПО “Молния”, 1989.
8.	Пучков А.М., Труфакин В.А., Горбунов
Н.И. и др. Система управления и стабили-
зации бокового движения орбитального само-
лета... Автор, свид. № 295261 от 30.06.1988.
9.	Puchkov А.М., Trufakin V.A. The Principe of
Control Undeficit in the Automatic Control
Theory and its Satisfaction Criterion. IAC ‘94
International Aerospace Congress. Moscow,
Russia, August 15-19, 1994.
10.	Труфакин B.A., Волк И.П., Бачурин И.И.
Ручной режим управления орбитального
корабля и условия его применения И Научно-
техн. сб. “Проблемы создания АКС”, выпуск
2, “Вопросы ручного управления ВКС”. - М.:
Труды НПО “Молния”, 1989.
11.	Дудар Э.Н., Ярошевский В.А., Труфакин
В.А. Управление траекторией ВКС при реше-
нии навигационной задачи с минимальным
объемом вычислений и построении алгори-
тма ручного управления на участке спуска И
Сб. “Динамика движения и ручное управ-
ление ВКС на участке спуска в атмосфере и
посадки”. - М.: Труды ЦАГИ, 1988.
12.	Володин В.Д., Воскресенский А. В.,
Супруненко С.Н. и др. Информационное обес-
печение экипажа ВКС при ручном управ-
лении траекторией предпосадочного маневри-
рования и использованием бортовых дисп-
леев И Техника воздушного флота. - 1988.
-№№ 2-3.
13.	Труфакин В.А., Волк И.П., Белова Е.Ю.
Ручное управление ВКС при минимальном
информационном обеспечении экипажа И
Научно-техн. сб. “Проблемы создания АКС”,
выпуск 2, “Вопросы ручного управления
ВКС”. - М.: Труды НПО “Молния”, 1989.
14.	Свириденко А.Н., Труфакин В.А. Ручное
управление ВКС при взаимодействии с назем-
ным пунктом управления И Научно-техн. сб.
“Проблемы создания АКС”, выпуск 2,
“Вопросы ручного управления ВКС”. - М.:
Труды НПО “Молния”, 1989.
15.	Труфакин В.А., Ярошевский В.А., Бюшгенс
А.Г. О принципе построения автомати-
ческого, директорного и ручного режимов
управления орбитального корабля И Научно-
техн. сб. “Проблемы создания АКС”, выпуск
2, “Вопросы ручного управления ВКС”. - М.:
Труды НПО “Молния”, 1989.
65
УДК 629.78.018
СТЕНДЫ ПРСО И ПДСТ
О.Н. Некрасов
Рассматриваются задачи, принципы построения и
особенности работы полноразмерного стенда оборудо-
вания и пилотажно-динамического стенда-тренажера,
созданных в НПО “Молния” для сопровождения гори-
зонтальных летных испытаний самолета-аналога орби-
тального корабля (ОК) “Буран”.
Роль коллектива головного предприятия
всегда особенно важна и ответственна,
так как, создавая новый объект, ему при-
ходится формировать технические требова-
ния ко всем составляющим летательного ап-
парата, а также определять способы и средст-
ва экспериментальной отработки и испыта-
ний. “Буран” - уникальный объект, поэтому
для отработки его бортового оборудования, а
также алгоритмического и программного
обеспечения необходимо было создать стецды
полунатурного моделирования.
Большую роль в определении облика
стендов сыграла группа специалистов НПО
“Молния” в составе О.Д.Чугунова, В.Д.Зи-
менкова, М.П.Балашова, О.Н.Некрасова,
Б.В.Щетинкина и В.И.Фролова - энтузиастов
полунатурного моделирования, приглашен-
ных для этой работы при создании НПО
“Молния” из фирм А.И.Микояна, А.Н.Тупо-
лева и из Московского института электроме-
ханики и автоматики. Эта группа стала яд-
ром будущего большого коллектива, который
создал в НПО “Молния” полноразмерный
стенд оборудования (ПРСО) и пилотажно-
динамический стенд-тренажер (ПДСТ).
“Буран” - первый отечественный орби-
тальный летательный аппарат, производящий
посадку на аэродром “по-самолетному” и
снабженный цифровой дистанционной систе-
мой управления рулевыми поверхностями.
“Мозгом” корабля была бортовая цифровая
вычислительная система с четырьмя парал-
лельными БЦВМ и очень сложной програм-
мой, которая не только управляет режимами
полета, но и организует работу всех систем
корабля, контролирует их работоспособность
и заданный уровень безопасности.
На “Буране” установлено более 50 разли-
чных сложных систем, разработанных раз-
ными предприятиями, у многих из которых
есть еще и целая кооперация соисполнителей.
Очевидно, что каждая система имеет свои
принципы функционирования, различные ре-
жимы работы и, конечно, определенные допу-
ски по выходным параметрам. Поэтому пер-
вой задачей ПРСО была проверка взаимо-
действия всех систем, состыковка их входов и
выходов, регулировка и настройка режимов
работы систем и агрегатов с тем, чтобы при
установке на корабль “Буран” они работали
должным образом на всех этапах полета.
Вторая задача ПРСО состояла в проверке и
отработке бортового математического
обеспечения.
Стевд ПРСО - это прежде всего каркас
орбитального корабля “Буран”, на котором в
строгом топологическом соответствии уста-
новлены все бортовые системы, агрегаты,
механизмы, кабели и трубопроводы. К ним
через устройства сопряжения подсоединены
имитаторы, силовые нагружатели, измерите-
льная аппаратура и вспомогательное обору-
дование. Все это через систему датчиков и
адаптеров подсоединено к вычислительной
технике.
Полноразмерный стевд оборудования
стройЛся в две очереди: ПРСО-1 для само-
лета-аналога, выполняющего горизонтальные
летные испытания, и ПРСО-2 для пилотируе-
мого орбитального корабля, выходящего в
космос. К сожалению, ПРСО-2 даже не был
окончательно смонтирован, поэтому далее
речь вдет только о ПРСО первой очереди.
Чтобы разместить стенды и вычислитель-
ную технику и создать условия для нормаль-
66
ного функционирования, был специально
спроектирован и построен стендовый корпус
с площадью основного зала ~ 12000 м2 и ря-
дом с ним - шестиэтажный корпус, на четырех
этажах которого размещались вычислитель-
ная техника и обслуживающий ее персонал.
ПРСО это уникальный инструмент, поз-
воляющий для этапов спуска, захода на по-
садку и посадки в реальном масштабе време-
ни имитировать работу информационно-
измерительных и пилотажно-навигационных
систем, движение центра масс и вокруг цент-
ра масс, оценивать характеристики устойчи-
вости и управляемости ОК и имитировать с
помощью загружателей шарнирные момен-
ты, действующие на рулевые приводы.
Создание математического обеспечения -
очень сложный, длительный и многоэтапный
процесс. На первом этапе проектанты гото-
вили исходные данные (по аэродинамическим
характеристикам ОК, структуре и режимам
работы систем и агрегатов) с набором раз-
личных возмущений и аппаратных отказов.
Затем алгоритм исты разработали законы уп-
равления движением ОК и алгоритмы конт-
роля и управления системами. На следующем
этапе, наконец, был создан программный
продукт. В таком многоэтапном процессе
неизбежны отдельные неточности, ошибки, а
иногда и несогласованность в действиях раз-
личных предприятий.
Проявление огрехов происходит зачастую
самым неожиданным образом. Поэтому про-
верку правильности работы математического
обеспечения, то есть алгоритмов и программ,
нужно оценить там, где собраны ^воедино
реальная аппаратура и программы - на
ПРСО. Таким образом, ПРСО стал важным
средством, на котором можно было на земле
проверять правильность работы бортовых
систем и программного обеспечения, чтобы
предотвратить нежелательные последствия в
реальных летных испытаниях.
Уникальность ПРСО и новизна принятых
при его создании технических решений преж-
де всего диктовались задачей “Бурана” совер-
шать автоматическую бездвигательную поса-
дку на ВПП аэродрома. Иными словами,
комплекс бортового оборудования должен
обладать очень высокой точностью, какой не
требовалось раньше ни для одного летатель-
ного аппарата. Поэтому к стендам предъяв-
лялись принципиально новые требования.
При создании других летательных аппа-
ратов также применялись полунатурные стен-
ды, но они либо носили частный характер,
либо имели в своем составе имитаторы отно-
сительно низкой точности, что давало воз-
можность получить приближенную (качест-
венную) оценку работы бортовых систем.
Например, при создании “Спейс Шаттла” ис-
пользовался рад автономных и комплексных
стендов с задачами проверки функциониро-
вания систем. Поскольку “Спейс Шаттл”
совершал посадку в пилотируемом варианте
при обязательном визуальном контакте эки-
пажа с землей, высокая точность моделирова-
ния конечного участка не требовалась.
При создании ПРСО его разработчикам
пришлось решить рад сложных проблем.
Прежде всего это создание многомашинного
цифрового моделирующего комплекса, сос-
тоящего из синхронно работающих в реаль-
ном масштабе времени вычислительных ма-
шин: моделирующей ЭВМ, ЭВМ управляю-
щей программы, ЭВМ сбора специальной
стендовой информации и управления имита-
торами, бортовой машины - БЦВМ, ЭВМ
обработки телеметрической информации.
Следующей важной проблемой была раз-
работка математических моделей движения
объекта, атмосферных возмущений, инфор-
мационных систем и т.п., причем эти модели
должны были обладать возможностью их
уточнения, совершенствования и видоизме-
нения по мере накопления эксперименталь-
ных данных, полученных в процессе разра-
ботки и испытаний систем. При создании
ПРСО впервые в практике разработки оте-
чественных моделирующих стендов была при-
менена модульная конструкция матобеспече-
ния, позволявшая видоизменять отдельные
модели независимо от других.
Задачей огромной сложности было созда-
ние гидравлической системы загрузки руле-
вых приводов - имитаторов шарнирных мо-
ментов, работавших по принципу “бустер в
бустер”.
Яркой характеристикой новизны и уни-
кальности стендов является тот факт, что при
их создании было разработано и внедрено
около 200 изобретений.
На стенде было организовано три основ-
ных режима работы:
•	стыковочные испытания;
•	комплексные испытания;
•	полунатурное моделирование.
В режиме стыковочных испытаний прово-
дилось поочередное включение всех бортовых
систем или их групп и при этом проверялись
правильность стыковки всех цепей и разъе-
мов, уровни сигналов, которыми обменива-
лись системы, целостность цепей, по которым
проходили команды включения, последова-
тельность их прохождения и т.п.
67
Режим комплексных испытаний предус-
матривал более глубокую проверку функцио-
нирования систем и их работоспособности во
всех гранях резервирования и в различных ва-
риантах испытаний. Так, одним из подрежи-
мов был вариант проведения предстартовой
подготовки.
На самолете-аналоге комплекс бортового
оборудования, в отличие от орбитального ко-
рабля, был самоконтролируемым, то есть ре-
жимы стыковочных и комплексных испыта-
ний проводились специальной программой
собственно системы управления без исполь-
зования наземного испытательного оборудо-
вания. В ходе испытаний решались две задачи
- отработка программы и проверка работо-
способности оборудования, установленного
на стенде.
При полунатурном моделировании часть
самолета представлена физически, в виде
реальных агрегатов, а другая - в виде мате-
матических моделей. В составе стенда была
самая мощная по тем временам ЭВМ типа
ЕС-1060. Математическое обеспечение этой
ЭВМ решало задачу моделирования полета
самолета-аналога, его аэродинамических ха-
рактеристик с учетом их возможных разбро-
сов, уравнений движения и характеристик
атмосферы с ее возможными возмущениями.
Моделировались воздействия среды на чувст-
вительные элементы системы управления и на
рулевые поверхности. Результаты вычислений
передавались на бортовую “натуру”. Все
агрегаты, системы и индикаторы работали,
как в настоящем полете. Летчик или опера-
тор, пользуясь показаниями приборов, через
ручку управления, педали и другие органы
управления “пилотировал” самолет. Рулевые
приводы, преодолевая сопротивление имита-
торов внешних аэродинамических нагрузок,
отклоняли поверхности управления, положе-
ние которых передавалось в ЭВМ на модель
движения, тем самым замыкая контур. На
этапах, соответствующих этапам полета ор-
битального корабля, то есть на планировании
и посадке, моделировался и режим автома-
тического управления.
Сложность полунатурного моделирова-
ния заключается в обеспечении реального
масштаба времени решения задачи в модели-
рующей ЭВМ. Такт работы бортовых ком-
пьютеров составлял всего 33 миллисекунды, в
течение которых в моделирующей ЭВМ ре-
шалась вся задача. Требовалось большое ис-
кусство математиков, чтобы “втиснуть” пол-
ную задачу в этот короткий промежуток.
На стевде была задействована система
бортовых телеметрических измерений, кото-
рая собирает на борту всю возможную ин-
формацию и передает ее через приемную
станцию на ЭВМ обработки телеметрической
информации. В состав стенда была введена
специальная система автоматизированного
анализа результатов испытаний, способная
обрабатывать информацию с накопителей
моделирующей ЭВМ и телеметрических сис-
тем и представлять исследователям различ-
ные графики, диаграммы и таблицы.
Испытания на стенде делились на три
вида: отработочные, зачетные и сопровож-
дающие. При отработочных испытаниях, но-
сивших исследовательский характер, инжене-
ры могли по собственному усмотрению зада-
вать различные начальные условия, возмуще-
ния и проигрывать варианты полета. На за-
четные испытания допускались только версии
бортового программного обеспечения, про-
шедшие предварительную отработку и пред-
назначенные для поставки на летающие лабо-
ратории и на самолет-аналог. Зачетные испы-
тания включали не менее 12 “полетов” в каж-
дом режиме. Сопровождающие испытания
предназначались для разбора замечаний, по-
лученных при летных испытаниях. Требова-
лось большое мастерство экспериментаторов,
чтобы воспроизвести на стенде совокупность
причин, вызвавших отклонение от нормаль-
ной работы в реальном полете.
Пилотажно-динамический стенд-трена-
жер ПДСТ имел двойное назначение. Как
стенд он позволял проводить исследователь-
ские работы по созданию и оптимизации
алгоритмов управления, а как тренажер ис-
пользовался для подготовки и предполетной
тренировки экипажей самолета-аналога, для
отработки методики пилотирования, навыков
выхода из нештатных ситуаций при различ-
ных отказах систем.
ПДСТ построен по тем же принципам
полунатурного моделирования, что и ПРСО,
с той лишь разницей, что “натура” на нем
представлена только в виде командного от-
сека кабины с полным штатным размещением
в ней пилотажных приборов, индикаторов,
световых табло, ручек, кнопок и т.п., то есть
всего, что видит экипаж и через что он может
воздействовать на самолет в полете. Все ос-
тальное, в том числе модели движения, мо-
дели работы систем и агрегатов, представле-
ны в виде программ, загруженных в модели-
рующую ЭВМ. Кабина установлена на по-
движной платформе, обеспечивающей имита-
цию у экипажа ощущения угловых движе-
ний и перегрузок. Вначале использовалась
платформа с тремя степенями подвижности,
при этом имитировались только продольные
68
и боковые перегрузки (путем наклона каби-
ны) и угловые движения. Позже создали стенд
с шестистепенной платформой, обеспечиваю-
щей имитацию также и нормальных пере-
грузок.
Перед остеклением кабины установлена
система визуализации закабинного простран-
ства, которая в масштабе, соответствующем
высоте “полета”, и под необходимым ракур-
сом в зависимости от углового положения са-
молета представляет экипажу изображение
горизонта, облачности и земной поверхности
с ВПП, как в реальном полете в районе
аэродрома Раменское - месте проведения лет-
ных испытаний. Как и в других тренажерах,
было организованно рабочее место инструк-
тора, с которого вводились “случайные” от-
казы в работе систем и могли задаваться
изменения погодных условий.
В 1983 году для проведения пусконала-
дочных работ и испытаний оборудования
приказом трех министров - авиационной
промышленности, общего машиностроения и
радиопромышленности - была создана меж-
ведомственная комплексная испытательная
бригада, в которую вошли заместители руко-
водителей 47 предприятий отрасли. С конца
1984 года руководителем бригады стал
О.Н.Некрасов (НПО “Молния”).
Первое включение стенда ПРСО состоя-
лось 4 июня 1984 года. Все обошлось без
“дыма”. Можно было приступать к доводке
стенда до работоспособного состояния и
проводить испытания.
Работа предстояла огромная. Нужно бы-
ло довести сам стенд, его гидравлические сис-
темы загрузки приводов, доработать и пере-
работать имитационное матобеспечение и
ПМО обработки телеметрической информа-
ции и многое другое. Одновременно нужно
было проверять бортовое оборудование, то
есть решать основную задачу. Дело осложня-
лось несовершенством вычислительной тех-
ники. Основная моделирующая ЭВМ ЕС-1060
хорошо работала в пакетном режиме решения
задач и совершенно не была приспособлена
для работы в реальном времени, к тому же
Тушинский машиностроительный завод и
проходивший рядом маршрут трамвая созда-
вали мощные индустриальные помехи, что
тоже не способствовало нормальной работе
ЭВМ. Самыми страшными словами для нас
тогда были: “ЕС-ка зависла”. Это означало,
что опять сорваны сроки и нужно изменять
программу испытаний.
Преодолевали трудности за счет сверхче-
ловеческих усилий. Инженеры и руководите-
ли В.П.Найденов, В.Т.Переверзев, В.А.Ща-
ренский, О.А.Иноземцев, А.Б.Алескин,
В.Х.Рисенберг, А.И.Гусаков, М.А.Калинин,
С.С.Карнаухов (НПО “Молния”) и многие
другие иногда по несколько суток не уходили
со стенда, и только их талант и самоотдача
позволили провести нужный объем испыта-
ний. В рамках короткой статьи просто не-
возможно перечислить всех, кто был частью
стендов и без кого стенд не мог существовать.
Это были не только работники НПО “Мол-
ния” - почти постоянно работали на нем спе-
циалисты предприятий-смежников: Г.М.Ме-
щеряков, Р.П.Кострицо (НПО АП), Р.И.Бонк,
Ю.В.Кузнецов, В.П.Андреев (МОКБ “Марс”)
и другие. К работам, связанным со стендом,
привлекалось на разных этапах суммарно
более 800 человек.
Большое понимание и поддержку мы по-
лучали и от руководства. Глеб Евгеньевич
Лозино-Лозинский ежедневно, включая иног-
да воскресенья и праздники, обсуждал ход ра-
бот на стендах и делал все возможное, чтобы
помочь продвижению работ. Министр авиа-
ционной промышленности А.С.Сысцов, а за-
тем его заместитель А.Н.Геращенко каждый
понедельник заслушивали доклады о работах
на ПРСО с целью оказания необходимой
помощи.
В результате полунатурных испытаний
выдавались заключения о допуске к полетам
летающих лабораторий и самолета-аналога.
Материалы, полученные на стендах, вошли
составной частью в основу заключения о
допуске “Буран” к первому орбитальному
полету.
Применение созданной для “Бурана” ме-
тодологии при последующих разработках,
особенно с учетом резко возросшей произво-
дительности современных вычислительных
систем, позволит проводить исследование
структуры и характеристик летательных
аппаратов и их систем на самой ранней
стадии проектирования, что существенно сок-
ратит сроки создания и затраты на их раз-
работку, а также снизит необходимые объемы
летных испытаний.
За создание стендово-моделирующего
комплекса 25 сотрудников НПО “Молния” и
смежных предприятий удостоены премии
Совета Министров СССР. Это была послед-
няя премия Совета Министров СССР и един-
ственная коллективная за всю программу
“Буран”. Но, пожалуй, самым важным приз-
нанием заслуг коллектива, создавшего стен-
ды, были оценки летчиков. После первого вы-
лета самолета-аналога летчик-испытатель
Р.А.Станкявичус скупо сказал: “Разницы со
стендами нет”.
69
УДК 629.78.018.3
ПОЛУНАТУРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ НА ПИЛОТАЖНО-
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОМ КОМПЛЕКСЕ
В ЦЕНТРЕ ПОДГОТОВКИ КОСМОНАВТОВ
В.В. Горбатенко, А.И, Шуров,
А.С. Васьков
Кратко описан один из начальных этапов проек-
тирования системы управления многоразовых крылатых
космических кораблей в процессе полунатурного модели-
рования с учетом воздействия на человека-оператора
перегрузок на участке спуска. Показана роль проведен-
ных работ и их возможное использование при создании
таких систем управления.
В 1975 году по инициативе ОКБ
им. А.И.Микояна было решено в Центре
подготовки космонавтов им. Ю.А.Гагарина
создать базу для проведения исследований по
теме “Спираль”. К этим работам подключи-
лись такие организации, как НПО АП,
МИЭА, ЦНИИмаш, ЦАГИ, НПО АО, МАИ
им. С. Орджоникидзе, ДПКО “Радуга” и
другие.
Основная цель: отработка методик под-
готовки летчиков-космонавтов к пилотируе-
мым космическим полетам, а также систем
ручного, директорного и автоматического
управления перспективных крылатых косми-
ческих летательных аппаратов с учетом воз-
действия на человека-оператора перегрузок
на участке спуска при предварительной
имитации состояния невесомости.
Общая тематика и задачи были разбиты
по направлениям и специалистам. За созда-
ние статического и динамического стендов со
стороны ЦПК отвечал начальник отдела
центрифуг полковник А.ВЛюбимов. За
математические модели динамики полета
космического летательного аппарата отве-
чали специалисты НПО “Молния” В.П.Най-
денов, В.В.Горбатенко и В.Е.Вова. Когда
пошли первые важные результаты, руково-
дители многих предприятий и институтов
поверили в перспективность проводимых в
ЦПК работ. Они стали часто посещать ЦПК.
Здесь в рабочем порядке обсуждались
результаты и планировались новые направ-
ления исследований.
Лучшим воспоминанием и подтверж-
дением огромной работы, проделанной в те
годы, может служить лишь перечисление
сделанного тогда. Для непосвященных может
показаться удивительным перечень решенных
задач. Посвященные же испытают носталь-
гию по дружной бескорыстной работе.
70
Полунатурный пилотажно-исследовательский
комплекс
В течение 1976 года в рамках НИР “Иссле-
дование движения орбитального само-
лета в условиях воздействия перегрузок” на
базе ЦПК был создан аналого-цифровой
моделирующий комплекс. Он предназначался
для моделирования движения орбитального
самолета, разрабатываемого в рамках темы
“Спираль”, на участке управляемого спуска
при воздействии на человека-оператора пере-
грузки. На нем предполагалось провести от-
работку ручных, дирекгорных и автоматиче-
ских режимов управления крылатого косми-
ческого аппарата.
Структурная схема связей между элемен-
тами моделирующего комплекса “Пилот-105”
показана на рис. 1.
В соответствии с возможностями имев-
шейся в наличии вычислительной техники и
опытом работы подобных комплексов
функции между аналоговыми и цифровыми
вычислительными машинами были распреде-
лены следующим образом:
•	ЦВМ - решается система уравнений длин-
нопериодического движения и системы управ-
ления движением центра масс летательного
аппарата (ЛА);
•	рассчитываются динамические коэффицие-
нты уравнений короткопериодического дви-
жения;
•	АВМ - решаются системы уравнений ко-
роткопериодического движения и системы
управления короткопериодическим движе-
нием.
Включение в контур моделирования
центрифуги ЦФ-7 позволило параллельно с
решением задачи синтеза системы управления
орбитального самолета (ОС) на спуске про-
вести исследования влияния перегрузки на
динамические характеристики оператора в
режимах ручного и директорного управления.
Максимальные расчетные перегрузки на
траекториях спуска ОС не превышают
1,5...3,5 единиц (при модуле угла крена до
70°). Однако действие их довольно продол-
жительно, и направлены они по линии
“голова-таз”, а не “грудь-спина”, как это
имеет место на космических кораблях типа
“Восток” и “Союз”. С учетом изложенного, а
также увеличения чувствительности организ-
ма человека к перегрузкам после невесомости
становится очевидной необходимость иссле-
дований влияния перегрузок на характер
управления ОС в ручном и директорном
режимах.
Возможность моделирования на центри-
фуге ЦФ-7 перегрузок, возникающих на тра-
екториях спуска, определяется характеристи-
ками электропривода центрифуги. В частнос-
ти, полоса пропускания электропривода сос-
тавляет 0,3...0,7 Гц. Следовательно, электро-
динамический стенд (ЦФ-7)
Рис. 1. Структурная схема пилотажно-исследовательского комплекса “Пилот-105”
71
привод центрифуги ЦФ-7 позволяет отсле-
дить перегрузку, возникающую в процессе
траекторного движения ОС на участке спус-
ка, существенные частоты спектра которого
не превышают 0,2 Гц.
Основные задачи и результаты полунатурного
моделирования динамики полета ОС на
пилотажно-исследовательском комплексе
После отладки и тестирования математи-
ческой модели пространственного дви-
жения ОС на пилотажно-исследовательском
комплексе на первом этапе ставилась задача
отработки и доводки автоматических конту-
ров управления, разработанных рядом веду-
щих организаций (ОКБ им. А.И.Микояна,
Ц.1ГИ, МИЭА и др.). В процессе доводки
указанных контуров на комплексе были по-
лучены новые важные результаты:
•	выбраны алгоритмы управления коротко-
периодическим движением, обеспечивающие
устойчивость системы управления и париро-
вание ветровых порывов;
•	предложен метод управления траекторией в
боковой плоскости относительно линии визи-
рования на цель;
•	введено переменное нижнее ограничение по
крену для исключения больших рассеиваний в
боковой плоскости при возмущениях, приво-
дящих к недолету;
•	оптимизированы настроечные параметры в
функционале управления продольной даль-
ностью;
•	исследовано влияние скорости перекладки
ОС по крену на характер управления траек-
торией;
•	показано, что выбранные алгоритмы авто-
матического управления обеспечивают пари-
рование возмущений и гарантируют приве-
дение ОС в заданную точку на высоте 20 км в
пределах ± 2 км (без учета ошибок системы
навигации и аппаратуры).
На втором этапе работы исследования
проводились в следующих основных направ-
лениях:
•	определение минимального состава пило-
тажно-навигационной информации, выдавае-
мой летчику для управления ОС в ручном и
директорном режимах;
•	обоснование предварительных требований
к составу и компоновке пилотажно-навига-
ционных приборов;
•	сравнительная оценка двух вариантов
органов ручного управления (двухстепенная
динамометрическая ручка с педалями и трех-
степенная потенциометрическая ручка) на
участках орбитального полета и в харак-
терных точках траектории спуска с орбиты;
•	распределение функций между летчиком и
системой автоматического управления ОС на
основании исследований устойчивости и
управляемости в характерных точках траек-
тории спуска.
Исследования по выбору органов ручного
управления, компоновки приборной доски и
интерьера кабины проводились при воз-
действии на летчика-оператора перегрузок,
соответствующих по величине перегрузкам в
характерных “замороженных” точках по
траектории полета. В качестве летчиков-
операторов для проведения исследований
привлекался летный состав ЦПК: В.А.Джани-
беков, Е.В.Хрунов, Э.И.Суриков, А.И.Хаус-
тов и другие.
В процессе выполнения указанных иссле-
дований возникла необходимость в разра-
ботке методики объективной оценки работы
летчика-оператора на основе статистичес-
кого анализа процессов, происходящих в
эргатической системе при “полетах” в ука-
занных точках.
Проведенные экспериментальные иссле-
дования показали:
1.	При минимуме информации, выдаваемой
системой отображения информации (СОИ):
значение скоростного угла крена, разность
между текущим и заданным значениями ско-
ростного угла крена, углами атаки и сколь-
жения и показания индикатора срабатывания
микрореактивных двигателей, - возможно ру-
чное и директорное управление орбитальным
самолетом с помощью системы аэрогазо-
динамического управления. Целесообразно
продолжить исследования в направлении
создания комбинированного индикатора, по-
зволяющего сконцентрировать указанную
информацию на одном приборе.
2.	Сравнительная оценка динамометри-
ческой ручки с педалями и трехстепенной
потенциометрической ручки показала, что
качество управления короткопериодическим
движением ОС при работе с системой
газодинамического управления практически
одинаково.
3.	Ручное аэрогазодинамическое управление
на участке спуска возможно при наличии в
качестве средств автоматики только демпфи-
рующих сигналов системы управления. В
этом случае обеспечиваются приемлемые
характеристики переходных процессов при
разворотах объекта по крену со средней
скоростью 5... 10 градусов в секунду.
72
4.	Для оценки качества работы системы (эр-
ратической) при проведении исследований
использовались методики, основанные на
статистической обработке: вероятностная и
информационная. Вероятностная методика
основана на вычислении вероятности успеш-
ной (безошибочной) работы эргатической
системы, а информационная методика - на
вычислении энтропии и информативности
эргатической системы.
5.	Исследования, проводимые в условиях
постоянно действующих перегрузок в на-
правлении “голова-таз”, соответствующих
значениям для данной точки траектории
спуска, показали, что при работе с динамо-
метрическими ручкой и педалями управле-
ния качество эргатической системы по
сравнению с качеством, полученным при
отсутствии перегрузок, ухудшается в среднем
на 8... 10%.
6.	Коэффициент вариации критерия ка-
чества может служить объективным показа-
телем степени натренированности летчика-
оператора. Для летчиков-операторов, прини-
мавших участие в проведении исследований,
коэффициент вариации составляет 5... 10%.
7.	Исследования показали, что в отдельных
точках траектории спуска качество эргатичес-
кой системы зависит от индивидуальных
особенностей летчика-оператора, при этом
разброс оценок может достигать 20%.
Исследования режимов управления в
рамках темы “Спираль” заложили прочный
фундамент для дальнейших работ по проек-
тированию крылатых космических аппа-
ратов.
Переориентация работ на пилотажно-
исследовательском комплексе с темы
“Спираль” на тему “Буран”
В 1976... 1977 годах многие организации,
участвовавшие в разработках авиацион-
но-космических аппаратов, были перенацеле-
ны на участие в разработках темы “Буран”.
Опыт, накопленный по теме “Спираль”,
почти полностью пригодился и в этом случае.
В ЦПК им. Ю.А.Гагарина к тому времени на
постоянной основе работал практически
целый сектор НПО “Молнии” (специалистам
оформлялись длительные командировки).
Появилась новая форма сотрудничества -
НПО “Молния” целенаправленно участво-
вало в развитии базы ЦПК. В техническом
проекте появился раздел по развитию тре-
нажной базы с целью подготовки летчиков-
космонавтов к пилотируемым космическим
полетам.
Почти в той же кооперации, что и ранее в
ЦПК, была открыта совместная научно-
исследовательская работа “Исследование и
отработка системы управления ОК “Буран”
на участке спуска в условиях воздействия ре-
альных перегрузок”. В процессе выполнения
НИР были пройдены все рассмотренные
выше этапы, начиная с перенастройки всех
систем и программ стенда “Пилот-105”,
создания специального стенда “Пилот-35” и
кончая выводами и рекомендациями по
условиям и возможностям применения
изделия с учетом его особенностей. Как в
НПО “Молния”, так и в других организациях
к этой работе были привлечены такие
специалисты, как В.П.Найденов, Э.Н.Дудар,
В.Е.Вова, Г.Н.Зажогин, В.А.Труфакин,
В.Н.Жовинский, О.А.Иноземцев, И.М.Коло-
менский, Л.М.Мельникова (НПО “Молния”),
А.В.Любимов, В.В.Рябов (ЦПК), Р.В.Студ-
нев, В.И.Кобзев, В.П.Ершов, С.Н.Супруненко
(ЦАГИ), Г.П.Владычин, Т.А.Ежова (ЛИИ),
М.А.Хазан, В.Л.Бекетов, Ю.ЮЛитвинов
(НПО АП), С.П.Крюков (МИЭА), В.СЛоба-
нов (ЦНИИмаш), А.Б.Крымов, Э.И.Митро-
шин, В.А.Глинский, В.Е.Моисеенко (МАИ) и
ДР- При этом все работы на пилотажно-
исследовательском комплексе в ЦПК были
предметом пристального внимания со сторо-
ны Главного конструктора НПО “Молния”
Г.ЕЛозино-Лозинского.
Основные результаты моделирования на
пилотажном комплексе с использованием
электромеханических приборов на участке
спуска в диапазоне высот 100...20 км
1.	Выбран диапазон номинальных траек-
торий спуска с изотермическим участком в
диапазоне максимальных температур, обеспе-
чивающих выполнение ограничений по
тепловому режиму при различных значениях
боковой дальности спуска.
2.	Проведено исследование работоспособ-
ности алгоритма автоматического управле-
ния движением центра масс, основанного на
методе опорной траектории, с использова-
нием информации о текущих координатах,
векторе скорости и его вертикальной
составляющей, формируемой инерциальной
системой навигации. Показано, что алгоритм
удовлетворяет требованиям к точности
управления и ограничениям на траекторные
параметры при действии возмущений.
3.	Синтезированы законы автоматического
управления продольным и боковым
движением ОК “Буран” относительно центра
масс, которые обеспечивают приемлемое
73
качество переходных процессов на всем
участке управляемого спуска (100...20 км).
4.	Предложен и отработан на стенде один
из возможных вариантов структур пост-
роения контура директорного управления с
индикацией комацц управления на само-
летных приборах, используемых на посадке.
5.	Выбраны настроечные параметры зако-
нов директорного управления и контуров,
обеспечивающие приемлемые характеристи-
ки устойчивости и управляемости ОК
“Буран” на всем участке спуска.
6.	Показано, что контур директорного
управления на участке спуска некритичен к
вариантам включения ручек в контур
управления.
7.	Предложен и отработан в процессе
моделирования траектории спуска комплек-
сный показатель качества (КПК) управ-
ления изделием.
8.	Получено положительное заключение
летного состава ЦПК, принимавшего участие
в проведении исследований, о возможности
пилотирования изделия на траектории спуска
в директорном режиме с предложенными
вариантами СОИ, органами ручного управ-
ления и при выбранных настройках контура
стабилизации.
9.	Проведено сравнение автоматического и
директорного режимов полета в штатных
ситуациях по траектории спуска. Результаты
сравнения по точностным характеристикам
выдерживания заданных ограничений на
параметры движения и по расходам
рабочего тела показывают, что летчик
способен осуществить полет по траектории
спуска, при этом качество пилотирования
оказывается близким к автоматическому
режиму.
10.	Получены оценки расхода рабочего тела
на участке управляемого спуска при действии
на изделие моментов аэродинамической и
весовой асимметрии и ветровых порывов.
11.	Выбрана циклограмма штатной работы
аэродинамических и газодинамических орга-
нов управления на участке спуска.
12.	Показано, что реактивная система управ-
ления допускает отказ любых двух двига-
телей (при учете влияния взаимодействия
газовых струй управляющих двигателей с
внешним потоком), обеспечивая удовлетво-
рительное качество переходных процессов.
Как видно из приведенных выше выводов
первого этапа НИР, определилась структура
системы управления ОК “Буран” и была
показана принципиальная возможность
спуска его в атмосфере Земли, намечены пути
совершенствования и оптимизации системы.
Особенности трактовки автоматического,
директорного и ручного режимов управления
для многоразового космического корабля
Входе исследований естественно возникал
следующий принципиальный вопрос -
возможность пилотирования орбитального
самолета человеком и его роль в различных
ситуациях и на различных режимах полета.
Здесь, по-видимому, следует привести слова
Г.Т. Берегового, руководившего тогда ЦПК
и активно участвовавшего в работе: “Как бы
ни надежна была используемая автоматика,
роль человека в пилотируемых полетах ши-
роко признана, и человек должен чувствовать
себя в космосе хозяином, а не придатком
собственной же техники. Только чувство
хозяина дает ему необходимую уверенность
в собственных силах ... и уверенность в
используемой им автоматике”.
Но тут между конструкторами вдруг
возник спор: как для данного аппарата
применительно к участку спуска разделить
различные режимы управления - ручные,
директорные или полуавтоматические и
автоматические, поскольку старые отрабо-
танные “самолетные” принципы не совсем
подходили. Решено было разделить эти
понятия следующим образом:
Автоматическое управление - режим без
активного вмешательства человека, т.е.
приборная выработка всех команд и их
передача на двигатели и рули. Роль экипажа
сводится к пассивному контролю систем и
связи. Данный режим управления является
штатным, на участке спуска.
Директорное управление - такой режим,
когда человеку-оператору представляется
обобщенный образ рассогласования в виде
отклонения директорных планок на соответ-
ствующих приборах. Управление аппаратом
сводится к выработке таких активных
действий органами ручного управления,
которые позволили бы свести и удержать обе
директорные планки в нулевом положении,
что гарантирует выполнение поставленной
задачи. Результаты экспериментов показали,
что на участке спуска директорное управ-
ленце целесообразно для адаптации летчика-
космонавта после пребывания его в
состоянии невесомости перед ответствен-
нейшими участками предпосадочного манев-
рирования, посадки и пробега, где дирек-
торные режимы могут быть штатными.
Ручное управление - рассматривается как
активное воздействие пилотов на органы
управления при необходимом минимуме
приборной информации и приведение аппа-
74
рата к одной просчитанной заранее опорной
траектории, позволяющей уверенно привести
аппарат в зону аэродрома при соблюдении
существующих ограничений. Ручное управле-
ние на указанном участке полета может
использоваться лишь в аварийных ситуациях.
В дальнейшем, когда были созданы
пилотажные статические и динамические
стенды в ЦАГИ, НПО “Молния” и в других
организациях, появились и другие, более
развернутые определения ручных и директор-
ных режимов управления, которые не проти-
воречили, а дополняли друг друга ( см. ста-
тью “Управления движением орбитального
самолета” настоящего сборника).
Был предложен один из вариантов
ручного режима управления - режим ак-
тивного воздействия двух членов экипажа,
когда первый воздействует на органы
ручного управления с целью отработки
команд по крену, определяет моменты
перекладок и осуществляет стабилизацию
угла крена и перебалансировку по углу атаки,
а второй пилот (штурман) осуществляет
контроль за пилотажно-навигационными
параметрами и определяет величину угла
крена на основании рассогласования между
текущими значениями контролируемых пара-
метров и соответствующими им значениями
на опорной траектории.
В результате полунатурного моделирова-
ния с участием летного состава ЦПК было
показано, что ручное управление даже при
наличии возмущений принципиально воз-
можно. На основании достаточного ста-
тистического материала установлено при
этом, что температура, скоростной напор,
перегрузка и угловые параметры коротко-
периодического движения не превосходят
заданных сверху ограничений.
Модели определения влияния перегрузок,
воздействующих на человека-оператора после
пребывания его в невесомости
На следующем этапе исследований
определялось влияние перегрузок на
человека-оператора после его пребывания в
невесомости. К работе подключились
военные медики ЦПК и института АиКМ.
Для проведения экспериментальных исследо-
ваний пребывания в невесомости останови-
лись на гемодинамической и гипо дина ми-
ческой моделях, то есть оператор или
“отлеживался” 21 сутки с направлением вниз
головой, либо его вращали в положении, при
котором происходил прилив крови к голове, а
далее сажали за ручку управления и “вели”
его по траектории спуска на центрифуге.
Выводы оказались принципиально новыми:
примерно половина испытуемых хорошо
переносит перегрузки после невесомости,
половина - нет (границы смазаны за счет
тренировок, фармакологических средств,
специальных костюмов и т.п.). У лиц,
нормально переносивших искусственно
созданную невесомость, работоспособность
на участке спуска снизилась незначительно.
На основании этих исследований медики тут
же разработали методику отбора летчиков-
космонавтов по переносимости факторов
космического полета на центрифугах с тем,
чтобы человек в космос летел не в “гости”, а
работать. “Полеты” на центрифуге с учас-
тием в качестве испытателей летчиков и
инженеров дали богатую пищу и для
разработчиков систем управления. Так,
появилось предположение о равной инфор-
мационной обеспеченности автоматичес-
кой, директорной и ручной систем
управления, что позволило сравнить их
возможности и обосновать потребную точ-
ность информационных трактов “инер-
циальная система - БЦВМ - СОИ”.
Отработка системы отображения информации
с использованием многофункциональных
индикаторов обстановки
Следующий естественный шаг по доводке
директорных и ручных режимов
управления - отработка структуры, задач и
методик применения системы отображения
информации и органов управления (СОИ
ОУ). Установленные до сих пор на стенде
“Пилот-35” приборы были какими-то
аналогами тех, которыми решено было ос-
настить ОК “Буран”. При этом проверялись
различные варианты их компоновки в
кабине и на приборной доске. Проекти-
рование приборов и вариантов их компо-
новки проводилось в других организациях. В
ЦПК же все это проверялось при участии
пилотов. На рис. 2 представлен один из
последних вариантов интерьера правого
рабочего места в кабине статического стенда
пилотажно-исследовательского комплекса
“Пилот-35”.
В результате отработки структуры СОИ
ОУ на пилотажном комплексе был выполнен
сравнительный анализ автоматических и
директорных режимов управления ОК “Бу-
ран” и получены следующие дополнительные
результаты, а именно:
75
Рис. 2. Рабочее место правого пилота на стенде “Пилот-35”
I.	Проведен параметрический синтез и
анализ законов директорного управления для
двух принципов управления. По первому
принципу на директорные планки выводятся
значения сигналов, пропорциональные рас-
согласованию текущего углового положения
изделия от командного. По второму прин-
ципу - значения, пропорциональные рассо-
гласованию между командой управления и
сигналом от ручки управления. Моделиро-
вание показало, что оба принципа дают
сопоставимые результаты по точности управ-
ления и расходам рабочего тела, причем
первый принцип в большей степени соответ-
ствует выработанному у профессиональных
летчиков стереотипу и обеспечивает безопас-
ный переход на ручное управление.
2.	Дана сравнительная оценка директорных
и автоматических режимов управления с
использованием электромеханических прибо-
ров и электронных многофункциональных
индикаторов обстановки (МФИ). На различ-
ных траекториях “полета” она показала, что
директорный и автоматический режимы близ-
ки по характеристикам переходных процес-
сов, при этом качество директорного управ-
ления зависит от степени тренированности
операторов. Так, после серии из 30 “полетов”,
выполненных одним оператором, расход
топлива снизился на 50...60% по сравнению с
первоначальными показателями. Использова-
ние индикаторов срабатывания двигателей
реактивной системы управления (РСУ) в
директорном режиме дополнительно позволи-
ло снизить расход рабочего тела примерно на
20%.
3.	Проведен синтез и выбор вариантов
информационных кадров, формируемых на
экранах многофункциональных индикаторов
вертикальной и горизонтальной обстановки,
которые в необходимой степени обеспечива-
ют пилота комплексной информацией о
полете.
4.	Разработана методика оценки оператор-
ской деятельности, предназначенная для
анализа результатов тренировок, проводи-
мых в условиях воздействия перегрузок. Она
использует обобщенные и частные показа-
тели операторской деятельности, данные о
психофизиологическом состоянии человека-
оператора.
В качестве обобщенных использовались
показатели управляемости пилотируемого
аппарата и работоспособности экипажа, а в
качестве частных - показатели затрат, оши-
бочные действия, наличие критических си-
76
туаций, изменения в состоянии организма и
другие факторы.
Результаты полунатурного моделирова-
ния на пилотажном комплексе в ЦПК легли в
основу эскизного и технического проектов
ОК “Буран”. В процессе проведения научно-
исследовательских работ на указанном ком-
плексе было подано большое количество
заявок, и получены положительные решения
на изобретения, например на контур ста-
билизации системы управления бокового
движения без использования информации об
угле скольжения [2], закон директорного
управления [3], комплексный показатель
качества [4] и другие.
Исследования в ЦПК в указанных выше
направлениях продолжались вплоть до поле-
та ОК “Буран” в автоматическом режиме в
беспилотном варианте. Алгоритмы и про-
граммы непрерывно совершенствовались и
оптимизировались. После успешного полета
ОК “Буран” эти исследования получили
новый импульс. Все участвующие в иссле-
дованиях организации начали обрабатывать
результаты телеметрии и с новой энергией
готовиться ко второму полету с человеком.
Важность работ, проводимых на базе ЦПК,
возросла. Усиленно отрабатывались ручные и
директорные режимы, циклограммы дейст-
вий пилота в штатных и нештатных ситуаци-
ях, разрабатывались алгоритмы маневра воз-
врата, переход на него и безударное сопряже-
ние переходных траекторий со штатными.
К сожалению, по известным причинам
тема “Буран” была закрыта, и все научно-ис-
следовательские работы по ней были прекра-
щены. Однако из-за своей универсальности
научно-практический задел в отработке авто-
матических, директорных и ручных режимов
управления, который был получен в резуль-
тате моделирования на пилотажных ком-
плексах “Пилот-105” и “Пилот-35” в ЦПК,
может быть успешно использован при проек-
тировании перспективных многоразовых
крылатых космических кораблей.
Литература
1.	Хрунов Е.В., Любимов А.В., Митрошин
Э.И., Крымов А.Б., Найденов В.П., Горба-
тенко В.В., Вова В.Е. Постановка задачи
исследования режимов директорного и авто-
матического управления ЛА на полунатур-
ном моделирующем стенде в составе аналого-
цифрового вычислительного комплекса И
Сборник “Научные чтения по авиации и
космонавтике”. - М.: Наука, 1980.
2.	Горбатенко В.В., Найденов В.П., Кобзев
В.И., Хрунов Е.В., Шуров А.И. Устройство
управления боковым движением летатель-
ного аппарата. Авторское свидетельство
156832 (СССР).
3.	Бекетов В.Л., Горбатенко В.В., Найденов
В.П., Кобзев В.И., Хазан М.А. Устройство
управления боковым движением летатель-
ного аппарата. Авторское свидетельство
185452 (СССР).
4.	Жовинский В.Н, Коломенский ИМ.,
Горбатенко В.В., Найденов В.П., Вова В.Е.,
Хрунов Е.В. Вычислительное устройство
вероятностной оценки качества системы
управления. Авторское свидетельство
867191 (СССР).
77
УДК 629.782.018.7
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОРАБЛЯ “БУРАН”
С.А. Микоян
Рассматривается принципиальная схема выполнения
спуска, захода на посадку, построение системы навига-
ционного обеспечения. Описаны основные отличия анало-
га орбитального корабля (ОК) от штатного корабля
“Буран” и оборудование аэродрома в целях выполнения
программы горизонтальных летных испытаний (ГЛИ).
Рассмотрен процесс подготовки летчиков к испы-
таниям, ход испытаний и их результаты. Даны рекомен-
дации по использованию аналогов и летающих лабора-
торий в дальнейших разработках.
Принципиальная схема выполнения спуска,
захода на посадку и посадки орбитального
корабля “Буран”
Завершающей фазой полета крылатого
космического аппарата является спуск в
атмосфере и его посадка на взлетно-
посадочную полосу (ВПП) аэродрома. В
верхних слоях атмосферы первый полет
“Бурана” проходил при большом угле атаки
а = 39°, а после достижения числа М = 12
угол атаки плавно уменьшался до а = 22° при
М = 5 и а = 10° при М = 2. Затем орби-
тальный корабль переходил на обычный
планирующий полет с посадкой на аэродром
“по-самолетному”.
Управление кораблем в процессе всего
спуска вплоть до конца посадки в штатном
варианте выполняется автоматической систе-
мой. Однако на атмосферном участке полета
экипаж имеет возможность перейти и на
ручное или директорное управление.
Бортовая система управления, включа-
ющая в себя четыре взаимно резервирующие
ЭВМ, используя данные инерциальной сис-
темы навигации, осуществляет управление по
траектории, необходимой для выхода в
заданную область в районе аэродрома на
высоте 20 км при заданных скорости и на-
правлении полета. Управление продольным
траекторным движением на участке спуска
ОК осуществляется изменением модуля угла
скоростного крена у при фиксированной про-
грамме <х(М), которое обеспечивает соответ-
ствие располагаемой дальности полета
требуемой дальности до аэродрома, опре-
деляемой навигационной системой. Управ-
ление боковым траекторным движением
сводится к периодическому выполнению
“перекладок” с изменением знака угла крена,
что позволяет удерживать рассогласование по
углу курса Дц/ (угол между вектором скорости
и линией визирования аэродрома) внутри
заданного сужающегося диапазона.
После прохождения участка плазмообра-
зования корабль на высоте 40...45 км входит
в зону действия наземных радиодальномер-
ных маяков системы “Вымпел”. По дально-
сти, измеренной по любым трем (из шести
имеющихся) маякам, точно определяется
местоположение корабля в пространстве,
производится коррекция данных инерциаль-
ной системы навигаций и выдается соответ-
ствующая информация в бортовую систему
автоматического управления движением ОК,
а также в систему отображения информации
для экипажа в пилотируемых полетах.
Корабль выводится бортовой системой в
район аэродрома на так называемый цилиндр
выверки курса (ЦВК), т.е. на последний раз-
ворот для выхода на посадочный курс (с
одной или с другой стороны ВПП в
зависимости от ветра). Здесь он попадает в
здну действия микроволновой радиомаячной
системы посадки, излучающей кодированные
сигналы в вертикальной и горизонтальной
плоскостях, по которым бортовая вычисли-
тельная система рассчитывает траекторию,
обеспечивающую приземление корабля на
заданном участке ВПП. В случае существен-
ного поворота ветра в районе аэродрома на
борт корабля до входа в атмосферу может
78
быть передана команда, изменяющая направ-
ление посадки на обратное.
Радиотехническая система “Вымпел” кро-
ме дальномерных маяков и микроволновой
радиомаячной посадочной системы включает
в себя радиолокаторы дальнего обнаружения
(до 400 км), диспетчерский радиолокатор с
дальностью обзора до 200 км и посадочный
трехкоординатный следящий радиолокатор
для контроля движения корабля на участке
посадочной глиссады. Корабль “Буран” снаб-
жен ответчиком, который, увеличивая даль-
ность действия наземных локаторов, передает
также на землю значение высоты полета,
определяемое бортовой системой. Информа-
ция со всех средств контроля комплексно
обрабатывается и выдается в реальном вре-
мени на индикаторы кругового обзора и на
другие дисплеи Центра управления полетом
под Москвой и командного пункта в
Байконуре.
Аналог орбитального корабля “Буран”
Для того чтобы в летных испытаниях
оценить летные качества и аэродина-
мические характеристики корабля “Буран”,
подтвердить его подобие математическим
моделям и результатам отработок на стендах,
а также возможность выполнения автома-
тической посадки с заданной точностью, был
создан аналог, атмосферный вариант корабля
(“изделие 002”). Поскольку в то время мы не
располагали самолетом-носителем, который
мог бы поднять аналог “Бурана” для, сброса с
последующей его посадкой(как это делалось
при испытаниях американского “Шаттла”),
пришлось обеспечить его самостоятельный
взлет и набор высоты, достаточной для
отработки захода на посадку. Это привело к
необходимости его доработки по сравнению с
основным кораблем.
Прежде всего пришлось установить мото-
гондолы с двумя форсажными воздушно-
реактивными двигателями, такими же, как на
самолете-истребителе Су-27, в дополнение к
двум бесфорсажным двигателям, которые
предусматривались первоначальным проек-
том ОК для коррекции траектории планиро-
вания (в орбитальных вариантах “Бурана” от
них потом решили отказаться). В результате
по внешней форме (теоретическим обводам)
аналог отличался от ОК, но продувки пока-
зали, что влияние на аэродинамику гондол с
работающими двигателями было небольшим.
В то же время способность полета ана-
лога с двигателями позволила во много раз
увеличить время его пребывания в воздухе (до
30 минут вместо 3...5), а значит, получать
значительно больший объем информации.
В грузовом отсеке аналога разместили
топливный бак. Корабль снабдили системой
уборки шасси в полете (“Буран” имеет толь-
ко систему выпуска шасси), а переднюю
стойку шасси удлинили, чтобы увеличить
стояночный угол до 4° и этим облегчить
условия взлета.
Конструктивно-силовая схема аналога
соответствовала штатному кораблю, масса,
координаты центра масс, моменты инерции
находились в пределах допустимых значений
для ОК. Вместо кварцевых плиток теплоза-
щиты корабль был обклеен имитационными
плитками из пенопласта.
На случай отказа штатной цифровой
системы была разработана и установлена
резервная аналоговая система управления
аэродинамическими поверхностями корабля
со своими датчиками (в полетах ею ни разу не
пришлось воспользоваться), а также произве-
дено еще несколько более мелких изменений
по сравнению с кораблем “Буран”.
В целях обеспечения создания изделия 002
на ЭМЗ им. В.М.Мясищева были созданы
стенды ДЛЯ отработки и испытаний силовой
установки, топливной системы, противо-
пожарной защиты двигателей, катапультной
установки и других систем, а также стенд
частотных испытаний корабля.
Испытательный аэродром Летно-исследо-
вательского института стал аналогом поса-
дочного комплекса Байконура. Были установ-
лены посадочный радиолокатор и микровол-
новая система посадки комплекса “Вымпел”,
включающая в себя глиссадный и азимуталь-
ный маяки и ретранслятор посадочного
радиодальномера, а в качестве диспетчерс-
кого радиолокатора использовался аналогич-
ный по назначению штатный радиолокатор
этого аэродрома. В аэродромной зоне размес-
тили три навигационных радиодальномерных
маяка. Для контроля и регистрации траек-
тории полета использовалась штатная изме-
рительная база аэродрома - следящие радио-
локаторы “Кама” и особо точная оптическая
система определения пространственных коор-
динат “Опал”.
Телеметрическая система, передающая на
землю данные бортовой измерительной сис-
темы, на аналоге также отличалась от штат-
ной. Были установлены две телеметрические
системы: одна - для передачи информации по
системе управления и вычислительному комп-
лексу корабля (около 2300 параметров), а
вторая - для передачи информации от датчи-
ков, установленных в различных системах и в
79
конструкции корабля (около 2200 парамет-
ров). Кроме того, еще около 450 параметров
фиксировались на бортовых магнитных нако-
пителях. В создании системы бортовых изме-
рений большую роль сыграли А.И.Теплов и
О.А.Голяницкий (НПО “Молния”).
На базе ЭМЗ им. В.М.Мясищева создали
контрольно-измерительную станцию (КИС) с
вычислительным центром под руководством
В.В.Семенова для приема и обработки
телеметрической информации в темпе полета
и для допускового контроля состояния ана-
лога по информации со стенда предполетной
подготовки, оборудованного на стоянке
изделия 002, и послеполетной обработки ин-
формации.
На аэродроме был создан пункт управ-
ления летным экспериментом (ПУЛЭ), ими-
тирующий в части посадки Центр управления
полетом, в который стекалась телеметри-
ческая и внешнетраекторная информация.
Эта информация обрабатывалась мощным
комплексом вычислительных машин и выда-
валась в реальном времени на 12 электронных
дисплеев, за которыми наблюдали специа-
листы, готовые в любой момент информи-
ровать руководителя полетов об отклонениях
в траектории полета, в значениях аэро-
динамических и высотно-скоростных пара-
метров или в работе и состоянии систем
корабля для передачи в случае необходимости
указаний или рекомендаций экипажу.
Руководитель полетов и штурман, ведущий
радиосвязь с летчиками, наблюдали за поле-
том по большому навигационному экрану и
по телевизионному монитору, на который
выводилось изображение корабля, получен-
ное оптикой с большим увеличением или
видеосъемкой с борта самолета сопровож-
дения. По этому же монитору наблюдалась и
посадка аналога.
В создании аэродромной системы, имити-
рующей аэродром Байконура, системы конт-
роля и управления полетом и в обеспечении
ее работы при испытаниях основную роль
сыграли сотрудники ЛИИ А.А.Манучаров,
А.И.Фальков, А.Д.Филиппов, В.П.Васин.
Руководителем полетов был С.А.Микоян
(НПО “Молния”). Помощь летчикам в пост-
роении маршрута для выхода в исходную
точку испытательного режима оказывали с
земли штурманы ЛИИ Г.Г.Ирейкин и
В.В.Корсак.
При реальном спуске в атмосфере после
возвращения с орбиты корабль планирует без
использования тяги двигателей. На высоте 20
км номинальная истинная скорость корабля
должна быть 1870 км/ч (индикаторная ско-
80
рость 500 км/ч, число М = 1,75), на высоте
около 14 км скорость становится дозвуковой,
а к высоте 10 км число М уменьшается
примерно до 0,8.
Посадочная скорость “Бурана” равна
примерно 310 км/ч. Чтобы обеспечить такую
скорость в момент приземления, достаточно
было бы иметь скорость на планировании
перед посадкой 450...470 км/ч. Однако ввиду
необходимости компенсации влияния воз-
можного встречного ветра приходится плани-
ровать с большей скоростью, значит, по еще
более крутой траектории. Вначале в расчетах
приняли скорость 540 км/ч, но потом, уточ-
нив расчеты, ее снизили до 520 км/ч, немного
уменьшив этим угол планирования и верти-
кальную скорость.
Влияние встречного или попутного ветра
можно было бы компенсировать оператив-
ным изменением удаления от начала ВПП
ключевой точки (КТ) начала предпосадоч-
ного планирования и тогда планировать на
меньшей скорости и по менее крутой траек-
тории. Однако для “Бурана” приняли
“жесткое” положение КТ относительно ВПП
- оно заранее вводится в программу полета в
зависимости от расчетной массы корабля при
заходе на посадку. Угол наклона траектории
при этом может быть 17...22°, а скорость
снижения 50...60 м/с (вместо 3...40 и 4...6 м/с
перед посадкой у обычного самолета, исполь-
зующего двигатели).
На высоте 500 м начинается так называе-
мое первое выравнивание. С этого момента
вертикальная скорость и скорость по траек-
тории начинают уменьшаться. На высоте
около 100 м корабль выходит на привычную
для летчиков пологую глиссаду. С высоты
около 15 м он выполняет второе, оконча-
тельное, выравнивание и затем приземляется
с вертикальной скоростью, как правило, не
более 1 м/с на скорости 300...320 км/ч.
На обычном самолете летчик для кор-
рекции глиссады изменяет тягу двигателей -
при недолете до ВПП он ее увеличивает, а
при перелете уменьшает, как бы изменяя его
аэродинамическое качество. На “Буране”
тоже есть возможность в некоторых пределах
изменять аэродинамическое качество, а зна-
чит, сопротивление, используя большее или
меньшее раскрытие створок руля направ-
ления (служащих воздушным тормозом)
относительно их среднего положения, в
результате чего изменяется наклон глиссады и
дальность планирования. При этом при
полностью сложенных створках компенси-
руется влияние заданной по тактике-
техническим требованиям (ТТ1) величины
встречного ветра - до 20 м/с.
Предпосадочное планирование “Бурана”
при испытаниях по программе ГЛИ
начиналось из КТ, находящейся на удалении
12,5 км от начала ВПП на высоте 4 км, и
выполнялось по запрограммированной траек-
тории по сигналам микроволновой посадоч-
ной системы, поступающим в систему
автоматического управления корабля и на
приборы летчика. Система автоматического
управления выдерживала также заданную
скорость полета посредством увеличения или
уменьшения угла раскрытия воздушного
тормоза, выпускала шасси, на пробеге
выпускала тормозной парашют и включала
тормоза колес. Направление на пробеге
выдерживалось по сигналам курсового радио-
маяка, установленного в конце ВПП.
Пилотирование аналога при взлете,
наборе высоты и выходе в КТ начала
планирования на посадку во всех полетах
выполнялось летчиками вручную - эти участ-
ки не автоматизированы, так как они отсут-
ствуют в реальном полете корабля “Буран”. В
первых полетах аналога участки траектории
до выхода в КТ использовались для выпол-
нения испытательных режимов с целью
оценки характеристик устойчивости и управ-
ляемости, аэродинамических и летно-техни-
ческих характеристик. Во всех полетах кораб-
ля обеспечивалось его сопровождение двух-
местным самолетом-истребителем с проведе-
нием киносъемки и внешнего контроля. В
последних полетах проводилась видеосъемки
с передачей изображения на землю по радио-
каналу (что было сделано и при посадке
“Бурана” после орбитального полета).
Каждому полету аналога “Бурана” пред-
шествовало заседание методического совета
МАП под председательством начальника
ЛИИ А.Д.Миронова, который, в результате
рассмотрения задания на полет, отчета о его
отработке на стендах и на самолете-
лаборатории, готовности к полету самолета-
аналога, летчиков и всех служб, выдавал
заключение о возможности и условиях выпол-
нения полета.
Вначале, как принято и при подготовке к
первому полету обычных самолетов, выпол-
нялись рулежка и пробежки с постепенным
увеличением конечной скорости разбега
(первая рулежка состоялась 29 декабря 1984
года). На последней пробежке скорость была
доведена почти до скорости отрыва, с
поднятием носа самолета. Наконец, 10 ноября
1985 года был выполнен первый полет. В этом
полете при заходе на посадку использовалась
тяга двигателей, и корабль, подобно обыч-
ному самолету, планировал по пологой глис-
саде с наклоном около 3°. Пилотировали
корабль летчики-испытатели ЛИИ МАП
Игорь Волк и Римантас Станкявичюс. Они
выполнили первые четыре полета, в которых
была подтверждена устойчивость и управляе-
мость корабля, после чего поочередно с ними
летали еще Анатолий Левченко и Александр
Щукин (ЛИИ), а также летчики ГНИКИ ВВС
Иван Бачурин и Алексей Бородай.
Штатную посадку корабля по крутой
глиссаде начали отрабатывать с 4-го полета.
Вначале планирование выполняли в ручном
режиме управления, затем поканально вклю-
чали автоматическое. В 6-м полете плани-
ровали в автоматическом режиме по всем
трем каналам управления до высоты 100 м. В
7-м полете автоматику отключили перед
самым касанием. В 8-м полете дошли до
касания ВПП основными колесами - это
можно считать первой автоматической посад-
кой, хотя пробег был выполнен при ручном
управлении (это наименее сложная для
летчика часть посадки). В девятом полете
был произведен полностью автоматический
заход на посадку и посадка, начиная с высоты
4 км (КТ) до полной остановки корабля на
ВПП, за исключением выполненного вруч-
ную опускания носового колеса после призем-
ления. И, наконец, в десятом полете (16
февраля 1987 года), начиная с включения
автоматики в ключевой точке и до полной
остановки на ВПП, летчики никаких дейст-
вий по управлению не выполняли. Этот полет
официально считается первым полетом ана-
лога “Бурана” с автоматическим заходом и
посадкой (см. рисунок).
После выполнения 14 полетов (из них
семь с автоматическим приземлением) испы-
татели получили достаточно материала для
вьщачи заключения, однако по решению
руководства было выполнено еще десять
полетов для набора статистики. В этих поле-
тах корабль преднамеренно подводился к КТ
с отклонениями от номинальных значений по
скорости, высоте и направлению полета,
соответствующими предельным расчетным
отклонениям при подходе корабля к КТ после
снижения в атмосфере. Система управления
во всех случаях успешно с этим справлялась и
быстро выводила корабль на заданную
траекторию.
Во всех полетах с целью набора статис-
тики вначале выполнялся заход с имитацией
посадки и уходом на второй круг с высоты
15...20 м, а второй заход заканчивался посад-
кой. Таким образом, начиная с седьмого
81
Аналог “Бурана” на посадке
полета всего было выполнено 36 заходов на
посадку в автоматическом режиме, из них 15 -
с полностью автоматическим окончанием
посадки и 2 - с частично ручным управ-
лением на пробеге. Во всех случаях корабль
приземлялся при значительно меньших, чем
предельно допустимые по ТТТ, отклонениях
точки касания в продольном и боковом нап-
равлениях и выполнял пробег практически по
осевой линии ВПП. Испытания были закон-
чены в апреле 1988 года.
Аналог “Бурана” представляет собой
очень сложный комплекс систем, опираю-
щихся на четыре бортовые вычислительные
машины, которые по заложенной программе
управляют системами и контролируют их
работу, что требует очень трудоемких и
ответственных операций по подготовке и
проверке корабля перед полетом. Достаточно
сказать, что только окончательная проверка
корабля, проводимая по специальной машин-
ной программе с контролем в реальном вре-
мени, занимает почти четыре часа.
Вся работа по эксплуатации, проверке
систем и по подготовке корабля к полету
проводилась под руководством Н.П.Яйлояна,
А.И.Даменцева, О.С.Бежанова (ЭМЗ), Ю.В.
Трунова и Г.А.Кирилюка (НПО АП). Доку-
ментация для проведения наземных комплек-
сных проверок готовилась под руководством
Н.А.Петросяна и К.Г.Коровина (НПО “Мол-
ния”).
Организовывали проведение испытатель-
ных полетов Э.Ф.Крупянский (ЭМЗ), М.К.
Поспелов и А.И.Тигов (НПО “Молния”).
Руководил комплексной испытательной бри-
гадой О.СДолгих (ЭМЗ).
Конструкторское сопровождение, руко-
водство проведением доработок и подготов-
кой машины к испытаниям осуществляли
Ю.Д.Блохин и О.М.Сафронов (НПО “Мол-
ния”). Большую помощь оказали участво-
вавшие в испытаниях представители научно-
испытательного института ВВС под руко-
водством А.С.Бежевца, В.М.Чернобривцева и
А. И Лукашов а и Летно-исследовательского
института МАП под руководством В.СЛуня-
кова, В.К.Волкова и В.А.Соловьева.
В одном случае, когда свой первый полет
должны были выполнить военные летчики
И.Бачурин и А.Бородай, после запуска дви-
гателей экипаж по световым табло понял, что
в системе управления произошли сбои. Руко-
водитель полета разрешил выруливать, чтобы
принять решение о полете после опробования
двигателей на ВПП. Когда летчики доло-
жили, что ненормальности в индикации
продолжаются, руководитель дал команду
заруливать на стоянку. Это был единст-
венный случай отбоя полета после запуска
двигателей.
Исследования на летающих лабораториях
и пилотажных стендах
Еще до начала ГЛИ летчики, вьщеленные
в специальную группу для испытаний
“Бурана”, в течение нескольких лет прохо-
дили подготовку в выполнении бездвигатель-
ной посадки. Большое количество полетов с
82
имитацией бездвигательной посадки со стра-
тосферных высот летчики выполнили на
самолетах МиГ-25, а военные летчики - также
и на Ту-22м. Сотни “полетов” летчики
выполнили на пилотажно-динамическом
стенде-тренажере (ПДСТ) в НПО “Молния”,
позволяющем проводить подготовку и трени-
ровки в полетах по программе ГЛИ, включая
этапы взлета, набора высоты, выхода в
контрольную точку, снижения и посадки до
окончания пробега, с визуализацией внеш-
него пространства и видом участка поверх-
ности земли с находящейся на ней ВПП,
соответствующего району аэродрома Жуков-
ский.
На стенде ПДСТ летчики проходили
также тренировку в “полетах” с неожи-
данным для них введением “отказов” техники
в соответствии с отработанным перечнем. На
участке снижения от КТ и до остановки на
пробеге тренировки проводились и в автома-
тическом режиме. По результатам этих работ
корректировалось “Руководство по летной
эксплуатации корабля”, созданное группой во
главе с А.Т.Сенченко и Н.В.Тымко (НПО
“Молния”).
Основные тренировки проводились на
летающих лабораториях Ту-154 (ЛЛ-154), на
которых в дополнение к штатной системе
управления была установлена эксперимен-
тальная электрическая - с цифровой вычисли-
тельной машиной - система управления как
рулями самолета, так и интерцепторами.
Было также переоборудовано правое пилот-
ское рабочее место, чтобы оно по возмож-
ности соответствовало левому пилотскому
месту аналога (на левом кресле ЛЛ находился
летчик из этой же группы, контролировавший
полет и обеспечивавший его безопасность
включением при необходимости обычной сис-
темы управления самолета). Путем использо-
вания интерцепторов и реверса тяги боковых
двигателей обеспечивалось динамическое
подобие орбитальному кораблю и близкое к
нему аэродинамическое качество, а измене-
нием тяги среднего двигателя имитировалось
действие воздушного тормоза “Бурана”.
На этих самолетах вначале проводилась и
отработка режимов полета, траекторий и
алгоритмов, проверялась работоспособность
аппаратуры, а затем тренировка летчиков. В
создании и обеспечении работы летающих
лабораторий большую роль играли Л.М.Бе-
рестов, Л.Н.Черников, Ю.В.Лопато, Б.В.Ля-
шко (ЛИИ), О.Н.Некрасов, М.С.Гецин,
В.В.Тетянец (НПО “Молния”), Р.И.Бонк
(МОКБ “Марс”).
Особенностью этих испытаний была
также тщательная подготовка летчиков к
полетам. Задание на каждый полет вначале
отрабатывалось на комплексном стенде
ПРСО, затем с летным экипажем на стецде
ПДСТ, а перед полетом на “Буране”, как
правило в тот же день, выполнялся полет по
такому же заданию на летающей лабора-
тории Ту-154. Подготовку на ПДСТ прово-
дили А.Д.Мороз, В.И.Фролов, Ю.А.Борисов,
Ю.И.Жеребчиков и другие (НПО “Молния”).
Большую помощь в организации и про-
ведении летных испытаний оказывали ми-
нистр авиационной промышленности В.А.Ка-
заков, директор ЛИИ им. Громова К.К.Ва-
сильченко и руководители многих других
НИИ и КБ.
Заключение
Испытания аналога “Бурана” уникальны
- в них многое было сделано впервые, и
прежде всего полет самолета с электро-
дистанционной цифровой системой управле-
ния рулями, получающей комацды от элек-
тронных вычислительных машин, с выполне-
нием автоматической бездвигательной посад-
ки. Испытания подтвердили правильность
построения систем управления, навигации и
контроля, их работоспособность и надеж-
ность. Эти испытания обеспечили благо-
получное завершение первого космического
полета корабля “Буран” и внесли большой
вклад в авиационную науку и практику.
Очевидно, что в дальнейшем, при созда-
нии авиационно-космической системы с
посадкой крылатого аппарата “по-самолет-
ному” на аэродром, необходимо использова-
ние как самолета-лаборатории, так и аналога
для отработки аппаратуры и системы по-
садки, а также для тренировки летчиков. Так,
для системы МАКС предварительными
проработками предусматривалось создание
самолета-лаборатории на базе самолета-
истребителя Су-27, а также аналога орби-
тального самолета.
83
УДК 629.782.051-5:612
“БУРАН” С ЭКИПАЖЕМ НА БОРТУ
И.И. Бачурин
В статье приводятся воспоминания заслуженного
летчика-испытателя СССР И. И. Бачурина о полетах на
аналоге орбитального корабля “Буран” и самолетах -
летающих лабораториях. Эти полеты выполнялись по
программе горизонтальных летных испытаний с целью
отработки системы управления на этапе автомати-
ческой посадки и обеспечили успех первого орбитального
полета “Бурана”.
Многоразовый орбитальный корабль
“Буран”, выполнив 15 ноября 1988
года свой первый космический полет,
впервые в мире осуществил спуск и самолет-
ную посадку на аэродром в автоматическом
режиме без экипажа на борту. Но до этого, на
аналоге орбитального корабля, который мы
называли “Двойкой”, автоматических поса-
док было выполнено столько, сколько требо-
валось, чтобы сделать вывод о возможности
успешной беспилотной посадки его собрата.
Совершали эти посадки летчики-испытатели.
Однако следует рассказать все по поряд-
ку. В конце восьмидесятых годов, когда
“Буран” еще не был создан в металле, а алго-
ритмы его автоматических режимов полета
только разрабатывались, летчики-испытатели
приступили к полетам в интересах его буду-
щего. На серийных истребителях, бомбар-
дировщиках и транспортных самолетах были
выполнены сотни полетов по траекториям
спуска орбитального корабля. На первом
этапе необходимо было понять, как приво-
дить на посадочную полосу без использова-
ния тяги двигателей самолет с аэродинами-
ческими характеристиками, близкими к
характеристикам “Бурана”.
Полеты по траекториям спуска выпол-
нялись при минимальном для этих режимов
информационном обеспечении летчика, то
есть по штатной пилотажной и навига-
ционной информации серийных самолетов.
Специальная навигационная информация
начала отрабатываться значительно позже. А
пока по известным высоте, скорости, даль-
ности до ВПП и направлению на нее летчики
приводили на аэродром самолет, снижаю-
щийся с вертикальной скоростью 50...60
метров в секуцду, не используя двигатели для
уточнения расчета на посадку. У земли
выполнялся перевод самолета на пологую
траекторию и осуществлялась посадка на
взлетно-посадочную полосу (ВПП).
Вначале были проведены исследования на
самолетах Су-7б, Ту-22мЗ, МиГ-25, МиГ-31,
Ту-154 с целью выбора летательных аппа-
ратов, подобных по характеристикам спуска
создаваемому орбитальному кораблю с
малым аэродинамическим качеством. Наибо-
лее приемлемыми для дальнейших исследо-
ваний оказались самолеты МиГ-25 и МиГ-31,
а также самолет Ту-154, который доработали
как первую летающую лабораторию для
выполнения заходов и посадок с включенным
в полете реверсом тяги двигателей. На этих
самолетах была тщательно обследована вся
область возможного приведения орбиталь-
ного корабля, разработана методика захода и
посадки, был уточнен выбор формы траек-
тории спуска у земли с профилем перехода на
пологую траекторию перед вторым выравни-
ванием. По материалам этих полетов уточ-
нили алгоритмы автоматических режимов и
систем отображения пилотажно-навигацион-
ной информации для летающих лабораторий.
В эти же годы создавались пилотажные
стенды, которые оказали неоценимую услугу
летчикам в подготовке к полетам в атмосфере
на орбитальном корабле и разработчикам
систем корабля. На первых пилотажных стен-
дах летчиками были выбраны характерис-
тики систем и органов управления будущего
корабля. В качестве поста управления
кораблем была принята центральная ручка с
84
небольшой загрузкой. В дальнейшем на
стендах отрабатывалась система отображения
информации и многие вопросы эргономики.
Выполнялись тренировки по отработке тех-
ники пилотирования аналога корабля от
взлета до посадки. Для этого стенды были
оборудованы системой визуализации подсти-
лающей поверхности с изображением
взлетно-посадочной полосы. На стецдах были
выбраны и отработаны все возможные неш-
татные ситуации, как называют в “косми-
ческом” лексиконе ситуации, связанные с
отказами техники и ошибками математи-
ческого обеспечения или не предусмотренные
программой полета.
В течение ряда лет на пилотажных стен-
дах летчиками-испытателями были выпол-
нены десятки тысяч режимов по исследова-
нию и отработке полета ОК. В последние
годы появилось наземное оборудование и
более совершенные самолеты-лаборатории
Ту-154ЛЛ, оснащенные системами управ-
ления орбитального корабля и отображения
информации для выполнения полетов по
траектории “Бурана” в автоматическом ре-
жиме. На них была проверена правильность
технических решений и выполнена отработка
бортовых и наземных средств обеспечения
автоматической посадки при их взаимодей-
ствии. Наконец, незадолго до космического
полета орбитального корабля, летчики прис-
тупили к полетам на близнеце “Бурана”. Он
отличался от своего собрата прежде всего
наличием на нем турбореактивных двига-
телей для выполнения взлета и выхода в
исходную точку для реализации участка
траектории своего будущего спуска из кос-
моса и выполнения посадки в автомати-
ческом режиме.
После ряда полетов для определения
летных характеристик корабля при ручном
управлении последующие полеты выполня-
лись для проверки автоматического управ-
ления на режимах спуска и посадки вплоть до
остановки на посадочной полосе. Полеты
отличались друг от друга начальными усло-
виями перед включением автоматического
управления и режимами дальнейшей про-
верки характеристик устойчивости, управляе-
мости и прочности корабля, выполняемой
при ручном управлении до выхода в точку
начала планирования.
Чтобы лучше понять процесс непосред-
ственной подготовки экипажа к каждому
полету и процесс его выполнения, приведу
мои заметки, как командира корабля, о
выполнении одного из полетов на “Двойке” в
октябре 1987 года.
“О предстоящем полете объявили за
неделю. Разработку задания закончили после
предварительного облета его режимов на
стенде. Составили планшетки. Распределили
обязанности в экипаже, отработали взаимо-
действие. На пилотажном стенде выполнили
несколько тренировок строго по заданию с
отработкой всех нештатных ситуаций. Полу-
чили зачет. Накануне дня полетов присут-
ствовали на заседании методического совета
по определению готовности к полету корабля,
наземных средств и экипажа. Доклады руко-
водителей и специалистов лаконичные.
Вопросов к ним немного. Наземный комплекс
и корабль исправны. Экипаж готов к
выполнению предстоящего задания в полном
объеме. Председатель уточнил:
-	Есть ли необходимость командиру вы-
полнить полет на Ту-154ЛЛ по данному
заданию?
-	Да, есть.
-	Самолет готов?
-	Готов.
-	Полет выполнить после заседания
методсовета.
Выполнили полет на самолете-лаборато-
рии по предстоящему заданию без замечаний.
Прошли тренаж в кабине корабля и выпол-
нили тренировочный запуск двигателей.
Ночевать остались на аэродроме в ком-
нате отдыха, так как полет назначен на
раннее утро. Вечером о предстоящем полете
не говорили - наговорились за неделю. Утром
поочередно выглядываем в окно - как усло-
вия? Обещали усиление ветра. Туалет, завт-
рак, медицинский контроль. Ждем команду
на выезд. Мысленно в который раз, теперь
по-крупному, прокручиваю предстоящий по-
лет. Ни за что не зацепился, но рабочего
состояния пока не ощущаю. Через несколько
минут звонок:
-	У нас все готово. Автобус за вами
вышел.
-	Поняли, будем вовремя.
Одеваемся, выходим к автобусу. Ловлю
ощущение привычной приятной готовности
выполнить полет. Проехали мимо проходя-
щей подготовку к полету “Двойки” к старто-
вому домику. В помещении все заняты, ника-
ких признаков суеты. Проходим в одну из
комнат. Нам никто не надоедает.
Через минут пятнадцать поступила
команда: “Экипажу занять рабочие места”.
Направляемся к трапу. Одинокий оператор
ведет съемку. В тамбуре крытого трапа спе-
циалисты помогают надеть индивидуальную
парашютную подвесную систему. На коленях
пролезаем через люк корабля в кабину эки-
85
пажа. Занимаем рабочие места. Специалисты
покидают кабину, закрывают люк. Пара
самолетов сопровождения и видеосъемки
доложили о готовности. Нам разрешен
запуск. Во взаимодействии с механиком и
пунктом управления летным экспериментом
(ПУЛЭ) проводим подготовку к запуску,
запуск и перевод систем корабля в рабочее
состояние. Специалисты на ПУЛЭ контроли-
руют прохождение команд на борту корабля
и в любой момент готовы нам помочь. Взле-
тают самолеты сопровождения и видео-
съемки. Отключаем наземные источники
питания и выруливаем на взлетную полосу.
На рулении самолет хорошо управляем, тор-
можение эффективное. Стараюсь запомнить
высоту до земли - непривычно высоко.
На полосе прогреваем двигатели. Самоле-
ты сопровождения и съемки занимают исход-
ное положение в воздухе, чтобы после взлета
корабля занять свое место рядом с нами. По
команде летчика самолета сопровождения
выводим двигатели на взлетный режим,
проверяем параметры двигателей и систем.
Начинаем разбег. На разбеге самолет
устойчив, хорошо управляем. Подъем носо-
вого колеса на заданной скорости происходит
практически без запаздывания на отклонение
ручки управления. Отрыв. Плавно уменьшаю
отклонение ручки, самолет сохраняет задан-
ный угол набора.
Доклад правого летчика, Алексея
Бородая:
-	Убираю шасси.
-	Температура второго и третьего двига-
телей плавно подходит к ограничению.
Командир:
-	Немного прибери, не превышай.
-	Прибрал, температура стоит.
Хорошо, что справа сидит летчик, актив-
но включенный в контур управления кораб-
лем, в постоянной готовности разгрузить
командира.
-	Шасси убрано.
На режимах взлета характеристики
устойчивости и управляемости корабля мало
отличаются от характеристик, полученных на
стенде. Самолет “плотно сидит на ручке”.
-	На месте, - доклад летчика сопровож-
дения. Осматриваюсь - рядом заботливо сто-
ит боевой истребитель, и подальше - Ту-134,
с которого ведут съемку.
Предупреждаю летчика сопровождения и
выполняю ряд типовых маневров, применяе-
мых в летных испытаниях для определения
характеристик. Проверяю работу воздушного
тормоза.
Высота заданная. Разворот для выхода в
исходную точку. Штурман ПУЛЭ четко дает
наше место. Исходная точка. Перевожу
двигатели на малый газ. Включаю автомат.
“Двойка” охотно, даже слишком, выполняет
маневр по выходу на заданную траекторию
спуска. Контролируем режим полета по кру-
той траектории спуска, работу систем и
воздушного тормоза. Скорость расчетная.
Самолет быстро приближается к земле. Есть
начало выравнивания. “Двойка” плавно
уменьшает скорость снижения. Шасси вышло.
Моя рука возле ручки управления кораблем.
Неправда, что в автоматическом режиме мы
летаем сложа руки. Ту-154ЛЛ был бы
“разложен”, не вмешайся в доли секунды в
управление Александр Щукин, когда в одном
из полетов в автоматике самолет “клюнул” у
самой земли.
Высота 200, 100, 50 метров. Самолет на
пологой глиссаде.
-	Тридцать, двадцать метров, - помогает
второй.
-	Уходим, - отключаю автомат и увели-
чиваю тягу двигателей. Второй летчик сло-
жил воздушный тормоз и отключил режим
посадки. Повторный заход в той же после-
довательности с включенным режимом авто-
матического управления до полной остановки
корабля на ВПП.
-	Высота десять, пять, три, два, один
метр. Касание, - докладывает летчик сопро-
вождения.
-	Есть тормозной парашют, - подтвер-
ждает правый летчик.
Отклонение от осевой линии посадочной
полосы не более двух метров. Пробег устой-
чивый. Рядом проходит истребитель сопро-
вождения, завершая работу красивой горкой.
Опускание носового колеса плавное. Тор-
можение колес эффективное. Автоматический
сброс парашюта на заданной скорости.
“Двойка” останавливается на полосе. Зарули-
ваем на стоянку и после выключения двига-
телей покидаем рабочие места и сходим по
трапу на землю. Корабль обступили радост-
ные рабочие, техники, инженеры, руководи-
тели. С благодарностью смотрю на тех, кто
всю ночь проводил многочасовую автома-
тизированную подготовку “Двойки” к поле-
ту, и с внешней сдержанностью разделяю
понятное профессионалам счастье творческой
реализации каждого из них в совместном
достижении.
Затем разбор полета и наш отчет по
заданию. Руководитель испытаний называет
дату очередного полета”.
86
И так же следующий полет. Все заново, с
некоторыми особенностями, но с той же тща-
тельностью и согласованностью, без единого
отклонения от программы подготовки кораб-
ля и экипажа.
А 15 ноября 1988 года мы видим на боль-
шом экране в центре управления полетом, как
наш “Буран” плавно выполняет переход на
пологую глиссаду и, уменьшая вертикальную
скорость, мягко касается посадочной полосы.
Выпускается тормозной парашют, и орби-
тальный корабль останавливается на осевой
линии ВПП. Первый орбитальный полет
корабля в автоматическом режиме без эки-
пажа на борту завершен. Все как и в пред-
шествовавших полетах “Двойки”.
Мы поздравляем друг друга, видим вос-
торг специалистов Центра управления поле-
том и гостей и вспоминаем тех, кто не сможет
разделить с нами радость успеха. Двое из
летчиков-испытателей “Двойки”, Толя Лев-
ченко и Саша Щукин, несколько месяцев не
дожили до этого дня. Но мы знаем: их вклад в
развитие авиации и космонавтики останется в
памяти тех, кто идет их путем.
Ноябрь 1988 года
Самолет - аналог орбитального корабля “Буран” на взлете с аэродрома в Жуковском
87
УДК 629.782.051.83-52
ПРОБЛЕМЫ И МЕТОДОЛОГИЯ СОЗДАНИЯ КОМПЛЕКСА
АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ
М.П. Балашов
Рассматриваются ключевые проблемы, специфиче-
ские особенности и основные характеристики заключи-
тельного участка полета ОК - посадки на ВПП в авто-
матическом режиме управления. Обосновывается не-
обходимость разработки новых средств реализации
автоматической посадки. Представлен технологический
цикл отработки комплекса.
Решение задачи посадки орбитального
корабля (ОК) в автоматическом режиме
управления на взлетно-посадочную полосу
(ВПП) аэродрома усложнялось отсутствием
экипажа и двигателей, традиционных для
летающих в плотных слоях атмосферы
аппаратов, а также относительно невысоким
аэродинамическим качеством планера
корабля.
Автоматическая посадка ОК определила
необходимость решения ряда принципиально
новых задач. К основным следует отнести:
•	выбор рационального по точностным хара-
ктеристикам состава бортовых и наземных
информационно-измерительных систем нави-
гации и посадки и построение бортовых сис-
тем управления движением и навигации;
•	определение оптимальной по критериям
надежности схемы взаимодействия систем
управления движением и навигации с борто-
выми системами ОК;
•	реализация результатов исследований и
отработки систем комплекса автоматической
посадки без выполнения полетов штатных
экземпляров орбитального корабля;
•	организация кооперации многих предприя-
тий различных отраслей промышленности.
Головным предприятием по обеспечению
автоматической посадки было определено
НПО “Молния”.
Основными условиями, определявшими
специфические требования к решению по-
ставленных задач, были:
•	достаточно малые отклонения по располо-
жению точки касания ВПП;
•	отсутствие механических дистанционных
связей по управлению исполнительными
органами и системами ОК;
•	обеспечение работоспособности бортовых
систем как в плотных слоях атмосферы, так и
при орбитальном полете;
•	коррекция навигационной информации
автономной бортовой системы от наземных
источников информации;
•	обеспечение радиотехнического информа-
ционного обмена через теплозащитное по-
крытие планера ОК.
Поставленные задачи и условия их реше-
ния определили выполнение посадки как
приведение возвращающегося с орбиты лета-
тельного аппарата своеобразной аэрокосми-
ческой схемы, имеющей прочностные, тепло-
вые и аэродинамические ограничения, по
оптимальной траектории на аэродром посад-
ки без какого-либо вмешательства экипажа
при отсутствии непредусмотренных нештат-
ных ситуаций. Земля должна обеспечить
системы корабля радиотехнической информа-
цией, позволяющей реализовать с высочай-
шей точностью траектории движения вплоть
до остановки на ВПП.
Основные принципы автоматической
бездвигательной посадки ОК
Нарастание с течением времени полета
ошибок определения навигационных и
пилотажных параметров, получаемых с по-
мощью автономных бортовых систем, тре-
бует на этапе спуска с высоты 40 км их
коррекции от внешних источников инфор-
88
мации, ошибки которых не зависят от
времени полета. Это достигается примене-
нием радиотехнического навигационного
поля дальностей, радиовысотомеров и
микроволновой курсо-глиссадной системы
посадки.
Проведенный структурно-функциональ-
ный анализ имеющихся автономных и радио-
технических средств навигации и посадки,
обеспечивающих автоматическую посадку,
показал необходимость разработки нового
типа бортовой и наземной аппаратуры.
Результаты выполненного системного ана-
лиза позволили рекомендовать, а в даль-
нейшем и создать:
•	бортовую автоматизированную систему
управления движением и навигации на базе
цифровой вычислительной системы;
•	уникальную наземную радиотехническую
систему навигации и посадки в составе радио-
дальномерной системы из шести ретрансля-
торов дальности и микроволновой системы
посадки, не имеющей традиционных равно-
сигнальных зон;
•	рациональную схему взаимодействия бор-
товых и наземных средств.
Оптимальное по расходу энергии и вы-
держиванию ограничений движение ОК при
снижении по крутой траектории в режиме
автоматического управления, включающем
предпосадочный маневр, заход на посадку с
удаления 14,5 км и высоты 4 км, выравни-
вание с удаления 2,4 км и высоты 20 м и
пробег до остановки на ВПП, основано на
следующих положениях:
•	формирование управляющих сигналов вы-
держивания заданных параметров высоты,
приборной скорости и бокового отклонения,
соответствующих выбранной опорной траек-
тории;
•	выполнение захода на посадку в верти-
кальной плоскости по трехглиссадной схеме:
крутая с углом наклона 20°, переходная - 10°
и пологая - 2°;
•	выравнивание выполняется при заданном
угле тангажа по экспоненциальной траекто-
рии, плавно сопряженной с конечным участ-
ком пологой глиссады и пересекающей ВПП
на удалении 1000 м от торца;
•	управление в продольном канале на про-
беге производится по отклонению текущей
угловой скорости тангажа от заданной, а в
боковом канале осуществляется стабилизация
нулевого бокового отклонения от оси ВПП.
Этапы технических предложений, эскиз-
ного и технического проектирования сопро-
вождались большим объемом теоретических
исследований и математического моделиро-
вания. Результаты выполненных работ конк-
ретизированы в разработанных НПО
“Молния” технических заданиях на элементы
системы управления и системы планера ОК. В
систему измерения высотно-скоростных пара-
метров включены уникальные, вьщвигаемые
после прохождения плазмы, приемники воз-
душного давления. Антенно-фидерные уст-
ройства обеспечили радиообмен через тепло-
вую защиту планера. Конструкция кабельной
сети информационного цифрового потока
надежно защищала от внешних электромаг-
нитных полей. Контролировалось появление
недопустимого при двухпроводной системе
электропитания потенциала на корпусе пла-
нера корабля. Оптимальная система контроля
обеспечивала информацией о состоянии си-
стем корабля до сменного блока и успешное
проведение предварительной и предполетной
подготовки. Создана геометрия рациональ-
ного размещения шести наземных ретрансля-
торов дальности и выбора трех из них,
обеспечивающих получение наиболее точной
информации.
Экспериментальная отработка системы
автоматической посадки
Технологический цикл создания больших
систем, к которым можно отнести и
комплекс систем автоматической посадки, в
значительной степени определяет особенно-
сти и цикла испытаний, включающего как
исследования, так и отработку. Одна из задач
наземных и летных испытаний - проверка
соответствия техническим заданиям и требо-
ваниям каждой из систем и комплекса в
целом с целью подготовки заключения о
возможности автоматического управления
посадкой штатного корабля.
Наземные исследования и испытания
выполнялись посредством математического и
полунатурного моделирования на полно-
размерном стенде оборудования (ПРСО),
летные испытания проводились на летающей
лаборатории Ту-154 (ЛЛ-154) и аналоге
“Бурана” (ОК-МЛ2ГЛИ), созданных НПО
“Молния”.
Условно весь объем испытаний комп-
лекса систем распадается на оценку работо-
способности как аппаратуры, так и мате-
матического обеспечения. Последнее и опре-
деляет основной объем заключительного
этапа испытаний, так как готовность алго-
ритмического и программного обеспечения
характеризуется отработанностью, а следо-
вательно, отсутствием ошибок.
89
Для подтверждения возможности автома-
тической посадки выполнялось статистиче-
ское моделирование в объеме 6000 реализа-
ций с использованием математической мо-
дели автоматической посадки, включающей
математические модели информационных
систем, вычислительного процесса, движения
корабля, внешних воздействий.
Характеристики модели автоматической
посадки статически и динамически должны
быть подобны параметрам, определяющим
движение ОК. Это подобие было подтверж-
дено следующими результатами:
•	100...200 реализаций автоматической по-
садки на ПРСО при действии случайных
возмущений;
•	10... 15 реализаций автоматической посадки
на ПРСО с имитацией детерминированных
возмущений повышенной интенсивности;
•	60 автоматических посадок летающей лабо-
ратории с оценкой характеристик управле-
ния;
•	не менее 7... 10 автоматических посадок
аналога ОК.
Объем экспериментальных работ опреде-
лил последовательность подтверждения до-
стоверности математической модели режима
автоматической посадки:
•	определение динамических и вероятност-
ных характеристик информационных средств
и их ошибок по экспериментальным данным
испытаний летающей лаборатории и аналога
ОК;
•	подтверждение математической модели
системы управления движением и навигации
материалами испытаний на ПРСО, летающей
лаборатории и аналоге ОК;
•	подтверждение математической модели ре-
жима автоматической посадки по материалам
работ на ПРСО и аналоге ОК;
•	оценка динамического подобия на аналоге
ОК.
Математическое и полунатурное модели-
рование на предприятиях, участвовавших в
процессе создания комплекса автоматической
посадки, проводилось практически с единым
имитационным математическим обеспече-
нием. Программы, методики и планы испы-
таний взаимно согласовывались. Единство
организации испытаний обеспечивалось при-
менением единого типа универсальных вычи-
слительных систем.
Заключительный этап наземной отработ-
ки систем и комплекса автоматической посад-
ки в целом проводился на ПРСО.
Разработанное имитационное математи-
ческое обеспечение, реализованное на универ-
сальных ЭВМ серии ЕС и СМ, имеет мо-
дульную структурупри которой отдельные
программные модули с большой степенью
приближения моделируют конкретные физи-
ческие системы и устройства информацион-
но-измерительных систем (радиовысотомеры,
угломеры, высотомеры, акселерометры, дат-
чики угловых скоростей, систему высотно-
скоростных параметров и т.п.). Замыкание
контура управления выполнено через модели
динамики движения и навигации.
Результаты полунатурного моделирова-
ния совпали с результатами математического
моделирования и были затем подтверждены
минимальным количеством полетов на лета-
ющей лаборатории (ЛЛ) и на аналоге ОК.
При оборудовании ЛЛ были учтены
требования геометрического подобия компо-
новки аппаратуры системы управления ана-
лога ОК и, как следствие, штатного корабля.
Подобие ЛЛ по динамическим характе-
ристикам кораблю достигалось дополнитель-
но установленной экспериментальной систе-
мой управления (ЭСУ), реверсом тяги боко-
вых двигателей и соответствующей полетной
конфигурацией самолета. Система ЭСУ мето-
дом обратных связей по информации об
углах, угловых скоростях и перегрузках
обеспечивает подобие по параметрам движе-
ния относительно центра масс. Сигналы ЭСУ
подаются на сервоприводы, что приводит к
возникновению дополнительных моментов и,
следовательно, к изменению динамических
характеристик самолета.
Цикл отработки и итогового подтверж-
дения характеристик систем и комплекса
посадки завершился этапом горизонтальных
летных испытаний экспериментального ана-
лога ОК, соответствующего по летно-техни-
ческим характеристикам штатному ОК.
Конструктивно-силовая схема аналога
соответствовала штатному кораблю, масса,
координаты центра масс, моменты инерции
находились в пределах допустимых значений
этих величин для ОК.
Статистические оценки точностных хара-
ктеристик как отдельных систем, так и
комплекса автоматической посадки в целом,
тщательная отработка алгоритмов и прог-
раммного обеспечения на этапах матема-
тического, полунатурного и физического
моделирования на ЛЛ позволили миними-
зировать количество весьма дорогостоящих
полетов экспериментального корабля.
Результаты испытаний аналога полнос-
тью подтвердили соответствие информа-
ционно-измерительных систем и алгоритмов
информационного обеспечения заданным
90
требованиям. Эти результаты имели хорошее
совпадение с результатами математического
моделирования, а также испытаний на
полунатурных стендах и летающей лабора-
тории. Полученный разброс точек касания
вдоль ВПП + 379...- 252 м значительно
меньше допустимого по ТТТ (+ 1100...- 700).
Столь высокие точностные характеристики
могли быть достигнуты при условии создания
совершенной бортовой системы управления и
уникального информационного посадочного
комплекса аэродрома.
Бортовая система управления движением
и навигации создана на базе цифровой
вычислительной системы и включает в себя
инерциальную навигационную систему, дат-
чики угловых скоростей, жестко закреплен-
ные акселерометры и обеспечивающие
посадку системы: систему измерения высотно-
скоростных параметров, радиовысотомеры
больших и малых высот, радиотехническую
систему навигации и посадки. В состав поса-
дочного комплекса входят радиодально-
мерная система из шести ретрансляторов
дальности и микроволновая радиомаячная
система.
Успешному выполнению этапа физичес-
кого моделирования на ЛЛ и аналоге ОК
способствовал принципиально новый подход
к подготовке летчиков-испытателей - вклю-
чение в технологический цикл пилотажно-
динамического стенда-тренажера (ПДСТ).
Исследования и отработка систем комп-
лекса автоматической посадки без использо-
вания полетов штатного ОК потребовали
создания принципиально новых методик.
Методически подтверждение характеристик
систем комплекса посадки можно условно
представить двумя этапами:
•	подтверждение достоверности математи-
ческих моделей по результатам матема-
тического, полунатурного и физического
моделирования, выполненных на универ-
сальных ЭВМ, стевде ПРСО, летающей
лаборатории и экспериментальном корабле;
•	сравнение результатов моделирования и
реальных испытаний.
Такой подход определил необходимость
создания значительного количества методик,
из которых основными можно считать
методики:
•	статистического моделирования по крите-
рию точности;
•	выбора критериев проверки достоверности
математической модели по критериям
подобия;
•	определения минимального объема летных
испытаний по доверительной информации.
Успешная посадка в сложных метеоусло-
виях после завершения орбитального полета в
автоматическом режиме управления на ВПП
аэродрома стала возможной в результате
анализа и обобщения данных выполненных
натурных исследований и большого объема
стендовых и летных испытаний, подтвер-
дивших заложенные в создание комплекса
автоматической посадки принципы.
Более десяти лет на решении наукоемкой
и технически сложной проблемы был сосре-
доточен интеллектуальный и технический
потенциал многих сотен специалистов раз-
личных институтов и предприятий: НПО
“Молния”, ЦАГИ, ЛИИ, НИИ авиационного
оборудования, ЦНИИ машиностроения,
НПО “Энергия”, НПО автоматики и
приборостроения, Московского института
электромеханики и автоматики, Московского
ОКБ “Марс”, Всесоюзного НИИ радио-
аппаратуры, Московского приборостроитель-
ного КБ “Восход”, НИИ приборостроения.
Перспективы использования
достигнутого опыта
Дальнейшее развитие технических и кон-
структорских решений заложено в
перспективный проект Многоцелевой авиа-
ционно-космической системы (МАКС) и пре-
дусматривает:
•	применение децентрализованной вычисли-
тельной системы, что позволит сократить
время на разработку математического обес-
печения и на создание подсистем с вклю-
ченными в их структуру вычислителями
благодаря распараллеливанию работ;
•	переход от наземной дальномерной навига-
ционной системы коррекции к спутниковой;
•	использование бесплатформенных инерци-
альных систем;
•	замену выдвижных приемников воздуш-
ного давления на фюзеляжные;
•	обеспечение радиоинформационного обме-
на “земля - борт - земля” на участке плазмо-
образования.
Многие научно-технические достижения,
в том числе и разработанный технологи-
ческий цикл создания комплекса автомати-
ческой посадки как большой системы,
безусловно могут быть использованы не
только для летательных аппаратов, но и для
иных транспортных средств, требующих
высокой надежности и точности следования
по маршруту, маневрирования и прича-
ливания.
91
УДК 629.782.02
КОНСТРУКЦИЯ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
А.Т. Тарасов
Обсуждаются некоторые особенности конструкции
корабля, определяемые условиями его эксплуатации, а
также требованием минимизации массы.
Рассмотрены технические решения, обеспечивающие
выполнение поставленной задачи, и показана возмож-
ность их использования в перспективных многоразовых
авиакосмических системах.
Корабль “Буран” конструктивно выпол-
нен в виде крылатого аппарата, близ-
кого по облику к скоростному тяжелому
широкофюзеляжному самолету схемы “бес-
хвостка” с крылом малого удлинения.
При выведении на орбиту планер
орбитального корабля (ОК) является состав-
ной частью ракеты-носителя (PH) сложной
пакетной схемы, в орбитальном полете ОК
представляет собой искусственный спутник
Земли, при возвращении на Землю совершает
автономный планирующий полет с прео-
долением теплового барьера, предпосадоч-
ным маневрированием и посадкой по-само-
летному. В планирующем полете “Буран”
последовательно переходит от орбитальной
скорости к гиперзвуковой, сверхзвуковой и
дозвуковой скоростям.
Такие широкие функции планера услож-
нили задачу разработки оптимальной конст-
руктивно-силовой схемы, удовлетворяющей
непременному условию проектирования всех
летательных аппаратов: минимум массы
конструкции при надежном обеспечении
прочности.
Условия эксплуатации и функции, выпол-
няемые планером орбитального корабля (ОК)
на различных участках его полета, опреде-
лили значительные отличия его конструкции
от традиционной для тяжелых самолетов.
Затупление носовой части фюзеляжа
и носков крыла “Бурана”
Значительные радиусы затупления носо-
вой части фюзеляжа и носков крыла
обеспечивают их приемлемые температуры
при входе и полете в плотных слоях
атмосферы. Температура поверхностей указа-
нных элементов составляет 1400,..1500°С, и
для обеспечения многоразовости применения
носки крыла (рис. 1) изготовлены из спе-
циально разработанного для “Бурана” жаро-
прочного материала углерод-углерод марки
ГРАВИМОЛ со специальным покрытием
(название составлено из начальных букв
организаций-разработчиков: НИИ ГРАфит,
ВИам и НПО “МОЛния”).
Рис. 1. Носок крыла “Бурана” после
статических испытаний
92
Теплозащитное плиточное покрытие
Для обеспечения температурных условий
работы конструкции планер ОК имеет
теплозащитное плиточное покрытие. Силовая
конструкция корабля при эксплуатации под-
вергается различным деформациям. В то же
время керамические теплозащитные плитки,
изготовленные из волокон двуокиси крем-
ния, должны быть расположены как можно
ближе друг другу, но не соприкасаться при
деформациях. Для сохранения целостности
теплозащиты при деформациях силовой
конструкции между плитками и обшивкой
предусмотрены прокладки из термостойкого
фетра, а зазоры между плитками 0,8 мм обес-
печивают их неразрушение. Фетр к металли-
ческой конструкции и плитки к фетру при-
клеиваются вулканизирующимся при комнат-
ной температуре клеем марки “Эластосил”.
Крепление “Бурана” к PH “Энергия”
Действие больших сосредоточенных сил
передается на конструкцию ОК “Буран”
в трех точках его крепления к ракете-
носителю “Энергия”.
Носовое крепление передает только вер-
тикальную и боковую силы. Две точки в хвос-
товой части фюзеляжа передают продольные,
вертикальные и боковые силы. Особенно
значительны продольные и вертикальные
силы, составляющие 500...600 тс на точку при
максимальном ветровом воздействии и мак-
симальной тяге двигателей PH.
Рис. 2. Узлы крепления ОК к ракете-
носителю “Энергия”
Для распределения указанных сил по
конструкции фюзеляжа потребовалось уста-
новить два двухстеночных шпангоута в
носовой и хвостовой частях и две мощные
продольные балки в хвостовой части
фюзеляжа (рис. 2).
Кабина экипажа
Подвеска кабины экипажа на специаль-
ных стержнях в носовой части фюзеля-
жа обеспечивает необходимые тепловые и
акустические условия обитания (рис. 3).
Такая компоновка исключает также де-
формации модуля кабины при нагрузках на
носовую часть корабля. Двойная оболочка,
два фонаря с остеклением, узлы крепления
кабины к носовой части - все это привело к
увеличению массы этой части корабля.
Створки отсека полезного груза
Вырез в верхней части фюзеляжа длиной
18 м под полезный груз потребовал
применения открывающихся на орбите ство-
рок общей площадью 144 м2.
Створки спроектированы по полусило-
вой схеме: они участвуют в восприятии
крутящих моментов и не передают усилий от
изгибающего момента. Это потребовало
создания сложной конструкции. Створка
разрезана на 8 частей, соединенных
специальными узлами, передающими только
сдвиговые усилия. Все части соединены с
фюзеляжем и между собой петлями и
замками, представляющими собой сложную
управляемую систему.
Подробнее научно-технические решения,
реализованные в конструкции створок,
изложены в отдельной статье настоящего
Рис. 3. Подвеска модуля кабины
в носовой части фюзеляжа
93
Помимо указанных особенностей, выте-
кающих из функциональных условий эксп-
луатации корабля, имеются и другие отличия
конструкции, связанные с минимизацией
массы.
Ферменные конструкции
Строительные высоты нижней части
фюзеляжа и крыла превышают 1,5 м.
При таких высотах и сравнительно малых
нагрузках оптимальной схемой, восприни-
мающей перерезывающие силы в лонжеронах
и нервюрах крыла и шпангоутах фюзеляжа,
является ферма. Оптимизация сварных стерж-
ней ферм из титанового сплава ВТ-20 привела
к созданию стержней переменного сечения
(рис. 4).
Двухстеночные шпангоуты
Установка в местах приложения больших
сосредоточенных сил (в точках крепле-
ния к носителю) двухстеночных шпангоутов
обеспечила безмоментную передачу сил на
стенки шпангоутов.
Кроме того, продольные балки пере-
секаются с нижними полками шпангоутов на
разных уровнях. Все это позволило снизить
массу указанных элементов.
Передний узел связи с PH
Рационально выбрано расположение
переднего узла связи с ракетой-
носителем вблизи основных узлов носового
шасси. Один и тот же шпангоут
воспринимает нагрузки в двух расчетных
случаях: в совместном полете от ракеты-
носителя и при посадке корабля от шасси.
Композиционные материалы
Применение композиционного материа-
ла КМУ-4Э для створки отсека полез-
ной нагрузки снизило массу на 700 кг по
сравнению с дюралюминиевой конструкцией,
что свидетельствует о целесообразности более
широкого применения композиционных мате-
риалов. Применение композиционных мате-
риалов в орбитальном корабле подробнее
описано в статье “Неметаллические конструк-
ционные материалы” настоящего сборника.
Большинство конструкционных решений,
реализованных в “Буране”, и сейчас обладает
несомненной новизной и может быть
использовано при разработке многоразовых
авиационно-космических систем будущего.
Рис. 4. Стержень ферменной конструкции
94
УДК 629.782.023
СТВОРКИ ГРУЗОВОГО ОТСЕКА ОРБИТАЛЬНОГО
КОРАБЛЯ “БУРАН”
А.П. Степанов
Рассмотрены проблемы, возникшие при проекти-
ровании и изготовлении створок грузового отсека (ГО)
орбитального корабля (ОК) “Буран”: выбор материала
и конструктивно-силовой схемы, создание температур-
ной компенсации между створками из материала КМУ и
алюминиевым фюзеляжем, отработка технологических
процессов изготовления композиционных конструкций.
Описаны конструктивно-технологические решения, впер-
вые реализованные в створках ГО из КМУ, и проведен
анализ путей совершенствования конструкции и воз-
можности использования приобретенного опыта в новых
разработках авиационных и космических аппаратов.
Створки грузового отсека ОК “Буран”
предназначены для организации свобод-
ного сообщения между грузовым отсеком и
окружающим пространством с целью захвата
и установки в грузовом отсеке космических
аппаратов (КА), подлежащих обслуживанию
или возврату на Землю, вывода КА на
орбиту, стыковки ОК с орбитальными
станциями и выхода экипажа в космос.
Основная задача при создании створок
ГО состояла в обеспечении надежного функ-
ционирования их на орбите в условиях
большого перепада температур и неравно-
мерного нагрева по поверхности. При этом
главным фактором внешнего воздействия,
определившим выбор материала, был интер-
вал рабочих температур створок на орбите:
от - Н0°С до + 120°С. Обеспечение высоких
прочностных и жесткостных характеристик
створок при минимальной массе и моменте
инерции также было важнейшим требованием
при их разработке.
Две симметричные створки (правая и
левая) ГО, составляющие верхнюю поворачи-
вающуюся часть фюзеляжа, навешены на
шарнирных узлах по бортам ОК и в закрытом
положении смыкаются в верхней его части.
При открытых створках в фюзеляже сверху
образуется проем от кабины экипажа до
двигательного отсека (18,5 м), шириной, рав-
ной максимальной ширине фюзеляжа (5,5 м).
Расчеты показали, что створки ГО, пред-
ставляющие собой оболочечную разомкну-
тую конструкцию большой площади (144 м2),
в случае их изготовления из металла при
неравномерном нагреве деформируются
настолько, что не представляется возможным
создать приемлемую по габаритам и массе
систему их запирания. Требовался материал с
низким коэффициентом линейного расшире-
ния и высокой удельной прочностью.
Поэтому по техническому заданию НПО
“Молния” в ВИАМе для створок ГО был
создан комбинированный материал, угле-
пластик КМУ-4Э в сочетании с органической
тканью СВМ, который по своим характерис-
тикам наиболее полно удовлетворял требо-
ваниям разработчика ОК: высокая удельная
прочность при коэффициенте термического
расширения, близком к нулю. Створки из
этого материала согласно расчетам практи-
чески не теряли форму. Однако оставалась
нерешенной другая проблема: фюзеляж из
алюминиевого сплава 1201 под воздействием
экстремальных температур значительно
деформировался, при этом ось навески ство-
рок изгибалась до 50 мм на базе между край-
ними шарнирными узлами (17 м), а сама база
навески створок изменялась от + 40 до
- 52 мм, что приводило к возникновению
распорных усилий в шарнирных узлах и
дополнительных напряжений в конструкции.
Чтобы створки свободно вращались,
необходимо было обеспечить температурную
компенсацию между створками и фюзеляжем.
Для этого каждая створка была расчленена
поперек на четыре равные части (секции) с
введением компенсационных зазоров между
ними, причем соседние секции своими
торцами соединялись пятью штырями,
позволяющими им независимо перемещаться
в продольном направлении и фиксирующими
95
от взаимного перемещения в поперечной
плоскости, сохраняя таким образом плавный
аэродинамический обвод фюзеляжа и пере-
давая сдвигающие силы от крутящего
момента. Кроме того, каждая секция,
навешенная на трех шарнирных узлах на
фюзеляже, жестко фиксировалась только в
одном из них, на двух других она могла
свободно перемещаться вдоль борта. Таким
образом была осуществлена полная развязка
по тепловым деформациям агрегатов фюзе-
ляжа, выполненных из разнородных мате-
риалов, и обеспечены условия для свободного
вращения створок.
Введение в конструкцию створок компен-
сационных зазоров не означало выключение
их из конструктивно-силовой схемы фюзе-
ляжа. Створки ГО - силовая композиционная
конструкция. Они держат избыточное давле-
ние и нагружаются от крутящего момента,
замыкая контур фюзеляжа, что позволило
значительно снизить вес планера. Вместе с
тем, наличие разрезов на створках не позво-
ляет им включиться в работу при изгибе
фюзеляжа.
Конструктивно каждая секция состоит из
трехслойной панели, рамы из титанового
сплава ВТ-23 и семи П-образных шпангоутов
из КМУ-4Э. Панель представляет собой
клееную на ВК-36 конструкцию из внешней и
внутренних обшивок из КМУ-4Э + СВМ и
сотоблока марки ПСП 2,5 х 45 из полимерной
бумаги. Толщина панели 15 мм. Обшивки
выкладываются из двух слоев углеродной
ленты, ориентированных вдоль секции, и
ткани СВМ между ними, уложенной под 45°,
при этом толщина обшивки составляет 0,4
мм. В местах установки титановой рамы и
шпангоутов панель обнижена, сотоблок и
внутренняя обшивка отсутствуют и введена
окантовка. Поскольку установка окантовки
является завершающей операцией склеивания
панели, с ее помощью компенсируются все
геометрические отклонения, возникающие в
процессе изготовления и склеивания обшивок
и сотоблока. Поэтому качественное склеива-
ние панели с заранее отвержденной окантов-
кой не обеспечивалось. Было найдено и
реализовано принципиально новое конструк-
тивно-технологическое решение: окантовка
выкладывалась из мягкого препрега на уже
склеенные с сотоблоком обшивки и затем
отверждалась и приклеивалась в автоклаве
одновременно. Соединение панели с тита-
новой рамой клеемеханическое: титановые
болты или болт-заклепки и клей ВК-27.
На торцах секций в компенсационных
зазорах температура конструкции достигает
96
+ 250°С, поэтому в этих местах секции сна-
ружи окантовываются накладками из высо-
котемпературного углепластика КМУ-8.
С целью обеспечения качественного меха-
нического соединения композиционных дета-
лей НПО “Молния” совместно с ЦАГИ и
НИАТ выполнило программу испытаний на
прочность и ресурс образцов из К МУ с
различными типами крепежа. Результаты
испытаний показали, что наилучшее соедине-
ние обеспечивается при выполнении следу-
ющих условий: безударная установка титано-
вого крепежа с увеличенной по диаметру
чечевичной головкой, увеличенная шайба с
классным отверстием, усилие при стягивании
пакета 100... 150 кгс. При этих условиях осм
составляло 50...60 кгс/мм2. По техническому
заданию НПО “Молния” в ГПКО “Нормаль”
были разработаны и стандартизованы для
композиционных створок ГО специальные
титановые болты и болт-заклепки.
В закрытом положении створки заперты
на 33 замка. По поперечным стыкам с фюзе-
ляжем на каждой крайней секции установлено
по 4 замка, связанных между собой тягами и
управляемых одним электроприводом. По
продольному стыку на первой секции имеется
5 замков, на остальных по 4, управляемых
также одним электроприводом через торсион-
ный вал. Замки имеют клиновые ловители,
которые в замках поперечного стыка выпол-
няют роль силовых фиксаторов, восприни-
мающих усилие от кручения фюзеляжа. С
этой же целью на каждой паре секций по
продольному стыку имеется по одному
соединению зуб-паз. Для поворота створок по
бортам фюзеляжа установлены электро-
приводы, по одному на створку. Створки
открываются и закрываются по очереди.
На створках ГО изнутри закреплены 8
панелей радиационного теплообменника
(РТО), выполненные эквидистантно створ-
кам. Каждая панель РТО навешена на трех
шарнирных узлах в нижней части створок и
дополнительно крепится на 6 замках,
размещенных равномерно по поверхности и
работающих от одного электропривода через
торсионный вал и систему тяг. Между пане-
лями РТО, выполненными из алюминиевого
сплава, и створками ГО также обеспечена
температурная развязка. Замки закрепления
панелей РТО раскрываются до начала вра-
щения створок. В процессе открытия створок
панели РТО вращаются вместе с ними, но
благодаря специальному механизму - с мень-
шей угловой скоростью, и в результате при
полном открытии створок на угол 178°
панели РТО поворачиваются только на угол
143°. Таким образом обеспечивается излуче-
ние с внутренней и внешней поверхностей
РТО в окружающее пространство.
Все подвижные соединения створок
покрыты антифрикционной твердой смазкой:
Ag-Mo-BAII-2, предохраняющей детали от
свариваемости в вакууме и обеспечивающей
коэффициент трения не более 0,25.
Для защиты от дождя, пыли, а также про-
никновения плазмы внутрь грузового отсека
в стыках между створками и фюзеляжем, а
также в компенсационных зазорах имеется
двухбарьерное уплотнение: герметическое и
термическое. Герметическое уплотнение вы-
полнено в виде тонкостенного профиля из
пружинистой стали с закрепленным на нем
профилем из силиконовой низкотемператур-
ной резины. Такое конструктивное решение
позволило обеспечить стабильное, практи-
чески независимое от температуры, усилие
обжатия уплотнения. Термическое уплотне-
ние выполнено из высокотемпературного
ворса, способного заполнять расширяющиеся
стыки и таким образом обеспечивать
плавность наружного обвода ОК.
Модуль створок ГО с панелями РТО,
включающий 14 приводов, 57 замков, элемен-
ты температурной компенсации, гермо- и
термоуплотнение, представляет собой слож-
ную многофункциональную механическую
систему, для отработки которой потребо-
валось выполнить обширную программу
экспериментально-исследовательских работ
от отработки отдельных элементов и узлов из
новейших материалов до комплексных испы-
таний в составе орбитального корабля.
Особое место в этой программе занимает
полунатурный стенд “СТВОР-2”, на котором
отрабатывалось открытие створок и функ-
ционирование замковой системы и гермоуп-
лотнения. Створки с панелями РТО навеши-
вались вертикально на лонжеронах имитато-
ра фюзеляжа, которые в процессе испытаний
изгибались при помощи специальных дом-
кратов, воспроизводя температурные и сило-
вые эксплуатационные деформации фюзеля-
жа. По результатам успешно завершенных
испытаний на стенде “СТВОР-2”, а также
статических, ресурсных, триботехнических и
многих других было дано заключение о
готовности створок ГО к летным испытаниям
в составе ОК.
Поскольку этап подготовки производства
композиционных створок, включающий внед-
рение новейших технологий и изготовление
крупногабаритной формообразующей оснас-
тки, длителен, разработчиком было принято
решение о выпуске второго комплекта рабо-
чих чертежей и изготовлении ограниченного
количества створок ГО из алюминиевого
сплава Д-16 по традиционной технологии для
экспериментальных ОК “Буран”, предназна-
ченных для горизонтальных летных и макет-
ных технологических испытаний. При этом
была обеспечена та же прочность, что и у
штатных композиционных створок. Как по-
казало взвешивание изготовленных створок,
алюминиевые оказались на 620 кг (38%) тяже-
лее композиционных, масса которых состав-
ляла 1625 кг.
На этапе изготовления створок разра-
ботчиками были подготовлены предложения
по дальнейшему совершенствованию конст-
рукции, направленные главным образом на
снижение массы створок за счет замены
титановых деталей на композиционные. На
дальнейших этапах предполагалось использо-
вать в конструкции створок углепластик
КМУ-8, работающий до + 250°С, вместо
КМУ-4Э с целью уменьшения толщины
теплозащиты.
Создание створок ГО орбитального
корабля “Буран” вобрало в себя последние
достижения отечественной прикладной науки,
конструкторской мысли, материаловедения,
подняло авиационные технологии и произ-
водственную культуру на новую ступень,
продемонстрировало высокий организацион-
ный потенциал авиационной отрасли, объе-
динившей для достижения поставленной цели
ученых, конструкторов, технологов, рабочих
многих предприятий, в том числе НПО
“Молния”, ЦАГИ, ВИАМ, НИАТ, ОНПО
“Технология”, НАЗ-и-Ч, ТМЗ, МАЗ “Дзер-
жинец”, НИИРП, ГПКО “Нормаль”.
В НПО “Молния” в создание конст-
рукции створок ГО наибольший вклад внесли
ИЛ.Гутман, Н.К.Даутов, ЮЛ.Елисеев,
Г.В.Куликова, Д.И.Фейгин, предложения
которых подтверждены многими авторскими
свидетельствами на изобретение.
Створки ГО до настоящего времени
являются самой крупной силовой конст-
рукцией из композиционных материалов,
изготовленной в России для авиационно-
космической техники, и это дает уверенность
специалистам НПО “Молния” в реализации
заявленных массово-инерционных характе-
ристик разрабатываемой многоцелевой
авиационно-космической системы (МАКС).
И сегодня, по прошествии 8 лет со времени
создания этой уникальной конструкции, она
представляется смелым прорывом отечест-
венного авиастроения в будущее и является
надежной основой создания новейших образ-
цов авиационных и космических аппаратов.
97
УДК 629.782.002:669
МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ В КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
К.Н. Сергеев, Р.Е. Шалин, С.Г. Булгакова
В статье показан опыт применения металлических
материалов в конструкции планера орбитального
корабля “Буран”, изложены требования к материалам,
описаны основные материалы и полуфабрикаты. Дан
обзор результатов исследований и разработок новых
конструкционных металлических материалов, в том
числе высокопрочного свариваемого алюминиево-литие-
вого сплава 1460, перспективного для авиакосмических
систем.
Специфические условия работы орбиталь-
ного корабля, особенности конструкции
и уровень развития металлургической и
машиностроительной базы отрасли опреде-
лили выбор металлических материалов для
конструкции планера “Бурана”. Эксплуата-
ция изделия в широком диапазоне температур
требовала сохранения работоспособности и
надежности материалов как при длительном
воздействии низких температур (-130°С), так
и после многократных длительных нагревов.
Жесткие требования по массовым харак-
теристикам обусловили применение сплавов с
низкой плотностью. Необходимо было обес-
печить совместимость сплавов с углеродными
композиционными материалами, также ис-
пользованными в конструкции орбитального
корабля.
При выборе материалов и полуфабри-
катов для конструкции планера учитывались
не только указанные требования, но и
наличие производственной базы для изготов-
ления деталей. Если для алюминиевых
сплавов производственная база в отрасли
имелась, то для деталей из титановых сплавов
потребовался поиск таких сплавов и режимов
термической обработки, которые обеспечи-
вали бы получение необходимых прочност-
ных характеристик без изготовления нового
термовакуумного оборудования для термо-
обработки длинномерных деталей.
С учетом указанных требований на
основании опыта применения авиационных
материалов в конструкциях отечественных и
зарубежных широкофюзеляжных и гиперзву-
ковых самолетов, опыта эксплуатации
материалов в конструкциях ракет-носителей
одноразового применения и космической
техники НПО “Энергия” и НПО им. Лавоч-
кина и ранее проведенных испытаний во
Всесоюзном (теперь Всероссийском) институ-
те авиационных материалов (ВИАМ) был
предварительно выбран ряд металлических
материалов для планера “Бурана”:
98
•	алюминиевые сплавы - сплавы 1201, Д16ч,
В93пч;
•	титановые сплавы - высокопрочные сплавы
ВТ22, ВТ23, ВТ20 и сплавы средней
прочности ОТ4, ОТ4-1, ОТ4-0;
•	высокопрочные стали ВКС210, ВКС170,
ВНС5, 0716Н6Ш;
•	жаропрочные стали и сплавы ЭП718,
ЭИ742, ВЖ122, ВЖЛ16, ВХ4А, ЖСЗДК-ВИ,
ВНЗ.
Схема использования основных метал-
лических материалов в конструкции показана
на рисунке. Сплавы 1201, ВТ23, ВЖ122,
ЭП742, ЖСЗДК-ВИ, ВН-3 в конструкциях
самолетов не применялись, однако по своим
характеристикам они были наиболее перспек-
тивны с точки зрения повышения весовой
эффективности орбитального самолета.
НПО “Молния” совместно с ВИАМ,
ЦАГИ был установлен объем испытаний для
определения работоспособности предвари-
тельно выбранных материалов. Особое
внимание уделялось испытаниям при низкой
температуре (-130°С), определению длитель-
ной прочности и ползучести в интервале
рабочих температур, вязкости разрушения и
влиянию термоциклирования на механи-
ческие свойства выбранных металлических
материалов.
Больший объем испытаний проведен на
алюминиевых сплавах, работающих в изде-
лии в условиях, близких к предельным по
уровню нагружения и тепловому воздейст-
вию. Некоторые сравнительные данные по
алюминиевым сплавам приведены в табл. 1. В дальнейшем для несварной силовой
Рамки остекления
ВТ23
Носовая часть Фюзеляжа
1163Т1, Д16чТ1
Титановые сплавы
в крыле_________
ВТ23, ОТ4
Шпангоуты
22 и 24	_
ВТ23
Кабина
1201Т1
Узел
стыковочный
ВТ23, ВНС-5
Шпангоуты.
обшивка______
1163Т1, Д16чТ1
Шпангоут 7
ВТ23
Узел
стыковочный
ВТ23
Кронштейны
узлов навески кока
ВНЗ, ЖСЗ-ВИ
Испытания на термоциклирование высо-
копрочных алюминиевых сплавов 1201Т1 и
Д16чТ1 проводились в интервале температур
от -130°С до +150°С при одновременном воз-
действии нагрузок и температур, соответ-
ствующих условиям функционирования в
полете конструкции планера. Образцы из
листов и плит сплава Д16чТ1 и плит сплава
1201Т1 выдержали 100 циклов нагружения, в
то время как образцы из листов сплава
1201Т1 разрушились после 40...60 циклов. В
связи с этим для обшивок, нервюр, стрин-
герного набора и других элементов из листов
использован алюминиевый сплав Д16 с пони-
женным содержанием примесей, т.е. химичес-
кого состава повышенной чистоты. С целью
повышения коррозионной стойкости деталей,
подверженных неоднократным длительным
нагревам, для сплава применено искусствен-
ное старение.
Для силовой конструкции планера и для
кабинного модуля был использован новый
для того времени свариваемый термоупроч-
няемый алюминиевый сплав 1201, разрабо-
танный под руководством академика РАН
И.Н. Фридляндера (ВИАМ).
Отработанная совместно с ВИЛС, ВИАМ
и металлургическими заводами отрасли
серийная технология позволила получить
качественные полуфабрикаты с гарантиро-
ванным уровнем механических свойств и
жесткими нормами по допустимым дефектам,
регистрируемым при ультразвуковом конт-
роле полуфабрикатов и заготовок из них.
Раскосы
ВТ20
Кронштейны
узлов навески
ВНЗ
Распределение металлических материалов в конструкции орбитального корабля “Буран”
99
конструкции (поясов шпангоутов, стенок,
лонжеронов и т.д.) применен высокопрочный
термоупрочняемый алюминиевый сплав
1163Т1 (типа Д16ч) взамен штамповок сплава
В93пчТ2 и плит сплава 1201Т1. Это стало
возможным благодаря проведенным под
руководством Л.Н. Лещинер (ВИАМ) рабо-
там по оптимизации химического состава
сплава, совершенствованию технологии изго-
товления толстых плит и, в итоге, повы-
шению вязкости разрушения. Применение
сплава 1163Т1 позволило снизить вес конст-
рукции, а также избавиться от коробления
при механической обработке деталей из
штамповок В93пчТ2.
Применение сплавов 1201, Д16, 1163 в
искусственно состаренном состоянии требует
учета ряда особенностей как при конструи-
ровании деталей, так и в технологии их
изготовления и сборки.
Существенные преимущества титановых
сплавов - более высокая, чем у сталей и
алюминиевых сплавов, удельная прочность,
широкий диапазон рабочих температур от
-253°С до + 600°С, а также высокая корро-
зионная стойкость - позволяют широко при-
менять их в космической технике, в том числе
и в конструкции “Бурана”. Было проведено
обширное исследование крупногабаритных
плит и поковок основных самолетных титано-
вых сплавов ВТ20 и ВТ22 и ранее в авиации
не использованного сплава ВТ23. Некоторые
сравнительные характеристики этих сплавов
приведены в табл. 2.
Для силовых элементов, работающих при
низких температурах (-130°С), был выбран
сплав ВТ23 как обладающий наилучшим
сочетанием прочности и пластичности в этих
условиях. Термоциклирование образцов из
сплава ВТ23 в условиях, имитирующих
рабочие, приводит к увеличению предела
текучести на ~ 15 кгс/мм2 при небольшом
увеличении предела прочности. Пластичность
при этом не изменяется. Испытания показали,
что в условиях работы “Бурана” оптимально
применять сплав ВТ23 с уровнем прочности
Св = ПО... 125 кгс/мм2 на плитах и листах и
Ств = 100... 115 кгс/мм2 на поковках и прутках.
Дальнейшее повышение прочности нецелесо-
образно из-за снижения характеристик пла-
стичности, особенно при минусовых темпера-
турах, снижения трещиностойкости и, следо-
вательно, надежности работы силовых узлов.
Из сплава ВТ23 выполнены наиболее
нагруженные узлы и детали изделия: высоко-
нагруженные 2-стеночные шпангоуты, верх-
ние и нижние пояса силовых шпангоутов
средней части фюзеляжа, стойки, балки рам
фонаря, детали переднего и заднего узлов
стыковки с носителем, лонжероны хвостовой
части фюзеляжа и т.д. Технологические свой-
ства сплава ВТ23, созданного А.И. Хоревым
(ВИАМ), и разработанные совместно с
ВИАМ, ВИЛС и ВСМПО способы термо-
механической обработки позволили получить
как плиты толщиной 115... 160 мм, так и фоль-
гу толщиной 0,08 мм. За короткое время заво-
дами отрасли освоено производство всех
видов полуфабрикатов, которые широко
использованы в конструкции “Бурана”.
Для горячих элементов конструкции
“Бурана”, способных надежно работать в
условиях очень высоких температур (1200°С)
и напряжений, был выбран ниобиевый сплав
марки ВНЗ с защитными покрытиями
системы “хром-титан-кремний”, разработан-
ными в ВИАМ. ВНЗ относится к группе
среднелегированных сплавов на основе
ниобия и обладает сравнительно невысокой
плотностью (у = 8,6 г/см3 ) и благоприятным
сочетанием теплофизических свойств при
воздействии высоких нагрузок в вакууме и в
окислительных средах.
Одно из основных назначений крон-
штейнов из ниобиевого сплава - крепление
теплонагруженных элементов из материала
“углерод-углерод”. Необходимым условием
нормального функционирования узла должна
быть хорошая совместимость материала
“углерод-углерод” с покрытием, нанесенным
на детали из ниобия. Этим требованиям
отвечало разработанное покрытие системы
“хром-титан-кремний”, наносимое методом
термодиффузионного насыщения из порош-
ков.
В ряде узлов крепления носков крыла и
фюзеляжа нашли применение жаропрочные
литейные сплавы на никелевой основе. Это
так называемые “лопаточные” сплавы марок
ЖСЗДК-ВИ, ЖС6У, которые впервые при-
менены для фасонных отливок конструкцион-
ных элементов (кронштейнов) методом точ-
ного литья по выплавляемым моделям с
направленной кристаллизацией в вакууме,
что позволило получить литые детали почти
без последующей механической обработки.
В узлах трения, работающих как при
высоких температурах, так и в условиях
низких температур и глубокого вакуума,
использован специально разработанный
сплав ВЖЛ16 с комплексным антифрик-
ционным покрытием, а также широко
известная сталь ВНС17 со специальным
комплексным покрытием.
100
Сравнительные свойства высокопрочных алюминиевых сплавов	Таблица 1
Сплав, состояние термообработки	Вид полуфа- бриката	У	Механические свойства											
			при 20°С				при - 130°С		при повышенных температурах			
			Е	Ив	под	5	Ов	5	стио 50 ч	а ио 0,2/50 ч	О1«0 0,2/50 ч	Ст175 0,2/100 ч
			кгс/мм2			шШШШ	кгс/мм2	%	кгс/мм2			
Д16ч, закал., прав, и искусств, состар.	плита	2,78	7200	46,5	40,3	8,5	54,2	8,6	31	28	-	23
	лист			47,0	43,0	7,0	51,5	6,5	-	24,5...26	22...23,5	-
1201, закал., прав, и искусств, состар.	плита	2,85	7200	46,5	38,0	12	51,0	11,5	30	22		14,5
	лист			42,5	35,5	8,5	47,0	10	-	15	13	8,5
В93пч, закален, и искусств, состар.	штамп.	2,84	7200	48,0	43,0	10	-	-	23	-	21	-
Сравнительные характеристики титановых сплавов
Таблица 2
Марка сплава	Вид полуфа- бриката	Состояние термо- обработки	У	Е	Механические свойства							К1С (толщ, образ- ца 50 мм)
					при 20°С				при -130°С			
					Св	Под	5	V		Св	5		V		
			г/см3	кгс/ мм*	кгс/ мм2		%		кгс/мм2	%		кгс/мм3/*
ВТ20	плита, 100 мм	отож.	4,45	12000	92,5	85,4	15,2	29	122,6	7,6	22,7	294...394
ВТ22	плита, 100мм	отож.	4,62	11500	107,0	99,2	19,5	42,6	-	-	-	305...330
	поковка				115,7	105,5	13,8	26,5	149,0	4,9	10,1	-
ВТ23	плита, 100 мм	состар.	4,57	11000	108,2	95,5	14,5	40,7	138,3	7,1	21,5	410...417
	лист 1,5 мм	отож.			117	110	9,9	-	127,8	5,2	-	
Механические свойства сплавов 1201 и 1460 при различных температурах	Таблица 3
Марка сплава	Вид полуфа- бриката	Состояние термообработки	У	Е	Механические свойства								
					при 20°С			при -196°С			при - 253ОС		
					Св	Под	5	Св	аод	5	Ов	1 ПОД	5
			г/см3	кгс/ ММ2 :	кгс/мм2		%	кгс/ММ2		%	кгс/ мм2		%
1460	лист г/к	Закал., правл., искусств, состар.	2,6	8100	56,0	51,0	6,0	60,0	55,0	6,0	68,0	57,0	8,0
	плита				56,0	45,0	5,0...10	60,0	20,0	12..14	74,0	55,0	16,0
	пресс, панель				55,0	40,0	6,0	60,0	55,0	6,5	72,0	57,0	9,0
1201	лист	Закал., правл.,	2,85	7100	43,0	34,0	10	51,0	39,0	12,0	58,0	43,0	19,0
	плита	искусств, состар.			44,0	33,0	10	53,5	42,0	12	64,0	46,0	15,5
Для высоконагруженного нестандартного
крепежа выбраны высокопрочные конструк-
ционные стали ВКС210 и ВКС 170.
Оригинальным техническим решением
явился разработанный ВНИИМЕТМАШ,
ВИАМ, НИАТ и НПО “Молния” техноло-
гический процесс нанесения подслоя никеля и
покрытия серебра на сотовые паяные панели
защитного кожуха привода PH-ВТ и щитков
элевона электронно-лучевым методом испаре-
ния и осаждения в вакууме с целью получения
высокой отражательной способности указан-
ных элементов.
В процессе разработки орбитального
корабля “Буран” был создан большой задел
новых технических решений в области метал-
лических материалов и технологических про-
цессов получения и применения полуфабри-
катов. Так, отработана комплексная техно-
логия изготовления цилиндрических и кони-
ческих холоднокатаных труб переменной
толщины из высокопрочного титанового
сплава ВТ23 для раскосов и горячекатаных и
прессованных толстостенных труб из этого же
сплава для гидроаккумуляторов.
Были сделаны попытки широкого внед-
рения бериллия, обладающего низким удель-
ным весом, высоким модулем упругости и
повышенной теплоемкостью. Качество полу-
ченных полуфабрикатов, отработанная техно-
логия термообработки и изготовления дета-
лей и результаты испытания узлов показали
реальность задуманного.
Совместно с ВИАМ проведено широкое
исследование разработанного под руководст-
вом И.Н. Фридляндера и Л.Н. Лещинер ново-
го алюминиево-литиевого сплава 1440. Отра-
ботана технология изготовления плит толщи-
ной до 55 мм, листов толщиной 5 и 6 мм для
обшивочных панелей, технология термообра-
ботки и изготовления деталей из этих полу-
фабрикатов. Был изготовлен эксперимен-
тальный фрагмент фюзеляжа из этого сплава.
Под руководством И.Н.Фридляндера был
разработан новый высокопрочный сваривае-
мый алюминиево-литиевый сплав с целью
замены сплава 1201 в сварных конструкциях
АКС, в том числе и баков для криогенного
топлива. Этот сплав, 1460, созданный на базе
системы “алюминий-медь-литий”, отличается
пониженной плотностью и высоким модулем
упругости. Сравнительные механические
свойства при комнатной и криогенных темпе-
ратурах сплавов 1460 и 1201 приведены в
табл. 3. По сплаву 1460 проведен комплекс
исследовательских работ и испытаний в
объеме паспортных данных. Совместно с
ВИЛС, КУМЗ и ВИАМ разработаны техно-
логия плавки и литья крупногабаритных
слитков и технология изготовления горяче-
катаных листов, плит, поковок, прессованных
панелей и раскатных колец. На полученных
промышленных партиях листов и плит
определены механические, ресурсные и кор-
розионные свойства сплава 1460 и характе-
ристики его свариваемости, в том числе и со
сплавом 1201. Проведенные исследования
показали перспективность нового конструк-
ционного материала.
Материаловедами объединения, работаю-
щими в тесном контакте со специалистами
отраслевых и академических институтов и
металлургами заводов-поставщиков, накоп-
лен богатый опыт разработки и внедрения
металлических материалов в конструкции
авиационно-космической техники. Всесто-
ронние исследования металлических материа-
лов на стадии их разработки и при
проведении опытно-конструкторских работ,
как вновь разработанных, так и серийных,
испытания фрагментов конструкции, стати-
ческие и другие испытания всей конструкции
“Бурана”, горизонтальные летные испыта-
ния, а также реальный полет “Бурана” в
космос показали правильность выбора мате-
риалов и их работоспособность.
Опыт разработки и внедрения новых
металлических конструкционных материалов,
методология исследования сплавов и полу-
фабрикатов, особенности технологии изго-
товления деталей и задел новых технических
решений использованы при разработке
авиационно-космической системы МАКС и в
дальнейшем неизбежно будут востребованы
при проектировании и изготовлении новых
образцов авиационно-космической техники.
Литература
1.	Шалин Р.Е. Пути дальнейшего развития
авиакосмических материалов // Сборник
трудов 1-й Международной Авиакосмиче-
ской конференции, т. 5. - М.: РИА, 1995, С.
4-26.
2.	Фридляндер И.Н. Алюминиевые деформи-
руемые конструкционные сплавы. - М.: Ме-
таллургия, 1979.
3.	Авиационные материалы. Магниевые и
титановые сплавы И Справочник, т. 5. - М.:
ОНТИ ВИАМ, 1973.
102
УДК 629.782.002:678
НЕМЕТАЛЛИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
“БУРАНА”
ИЛ. Гутман, Г.В. Куликова
В статье рассмотрены основные зоны применения
термоактивных углепластиков и углерод-углеродных
материалов в конструкции планера орбитального
корабля “Буран”.
Приведены основные требования к конструктивным
решениям и дана оценка эффективности применения
композиционных материалов.
Указаны перспективные направления создания новых
композиционных материалов и конструкций из них.

Углепластики, углерод-углерод
Весовая эффективность и стойкость к воз-
действию высоких температур относятся
к основным требованиям, предъявляемым к
многоразовым космическим аппаратам. Наи-
более широкие возможности для достижения
этих целей открывает применение новых, в
первую очередь композиционных, материа-
лов (КМ) с высокопрочными и высокомо-
дульными волокнистыми наполнителями
(угле-, стекло-, органо-, боропластики и др.).
Для современных углепластиков удельная
прочность почти в 5 раз, удельный модуль
упругости почти в 3 раза, усталостная проч-
ность более чем вдвое превышают аналогич-
ные характеристики алюминиевых сплавов. К
этому следует добавить высокую коррозион-
ную стойкость углепластиков и возможность
эксплуатации углерод-углерода при темпе-
ратуре до 1600°С.
Применение композиционных материа-
лов, армированных волокнами углерода и
бора, кроме существенного снижения массы
конструкций, значительно повышает жест-
кость, что улучшает флаттерные характе-
ристики самолета и способствует созданию
несущих поверхностей с малыми относитель-
ными толщинами и повышенными аэродина-
мическими характеристиками.
Рассмотрим основные проблемы, с кото-
рыми приходится сталкиваться при работе с
композиционными материалами типа угле-
пластиков (КМУ):
1.	Низкая ударная прочность, в связи с чем
для соединения элементов конструкции из
КМУ не применяется ударная клепка.
2.	Электрохимическая коррозия КМУ в кон-
такте с алюминиевыми сплавами. Поэтому в
углепластиковых конструкциях исключен
алюминиевый крепеж.
3.	Усилия раздачи титановых и стальных зак-
лепок могут привести к повреждению
отверстий соединяемых элементов. Поэтому в
конструкциях из КМУ не применяется прес-
совая клепка.
4.	Низкий коэффициент линейного расшире-
ния вдоль волокна, что осложняет работу
КМУ в сочетании с металлическими мате-
риалами в условиях значительных колебаний
температур и должно учитываться при проек-
тировании конструкций. Наиболее приемле-
мы для элементов конструкций, работающих
в паре с КМУ, титановые сплавы. При этом
103
устраняется и предыдущая проблема (кор-
розия).
5.	Большая анизотропия физико-механичес-
ких характеристик материала требует уклад-
ки армирующих наполнителей, обеспечи-
вающих восприятие силовых факторов по
двум взаимно перпендикулярным направ-
лениям (0° и 90°), а также сдвиговых нагрузок
(слои ± 45°), что при одновременном действии
равных нагрузок qox, q^y и qT требует утолще-
ния обшивок, масса которых становится
больше, чем у изотропной металлической.
Максимальная массовая эффективность при-
менения КМУ достигается в конструкциях,
нагруженных одноосными силовыми факто-
рами (например: стержни, пояса балок),
однако масса таких элементов незначительна
по отношению к массе конструкции в целом.
6.	Низкие сдвиговые характеристики компо-
зиционного материала, особенно при повы-
шенных температурах, близких к предельным
рабочим (тв/у = 2 при Т = 160°С, у металлов
Тв/у = 8). Применение электрохимической вис-
керизации волокон, обработка азотной кис-
лотой и другие мероприятия позволяют
повысить межслойный сдвиг для однонап-
равленного материала до 6...8 кгс/мм2, что
позволяет повысить предел прочности при
сжатии до 90... 100 кгс/мм2 и получить на
пластинах с укладкой ± 45° предел прочности
при сдвиге 25...30 кгс/мм2.
7.	Самой сложной из рассматриваемых проб-
лем является соединение различных деталей и
узлов из композиционных материалов между
собой и с металлическими элементами конст-
рукции.
8.	Коэффициент вариации механических
свойств существенно выше, чем у металлов.
С указанными основными проблемами
связаны особенности разработки конструк-
ции, выбора силовых схем, решения конст-
руктивных завязок элементов. Анизотропия
механических характеристик в зависимости
от ориентации волокон дает широкий про-
стор для творческой мысли конструктора.
Основные мероприятия, позволяющие
спроектировать конструкцию из КМУ, масса
которой ниже металлической (с учетом пере-
численных особенностей композита):
I.	В сочетании с композиционными мате-
риалами типа углепластик применяются тита-
новые сплавы.
2.	Заклепочный крепеж заменяется клеемеха-
ническим соединением с применением болт-
заклепок или болтов.
3.	Применяется крепеж с плосковыпуклой
головкой без зенковки КМУ.
4.	Для повышения предела прочности при
смятии КМУ вводится тарированная затяжка
гаек. Под гайкой устанавливается титановая
шайба, отверстие которой обрабатывается по
третьему классу. Эти мероприятия позволяют
повысить (Тем более чем в два раза.
5.	При сложном нагружении обшивок из
композиционных материалов за счет сочета-
ния слоев с различной укладкой (0°, 90°, ± 45°)
приведенный модуль упругости, а следова-
тельно, и критические напряжения устойчи-
вости падают. Поэтому наиболее эффективно
применение трехслойных панелей с несущими
обшивками из углепластика и сотовым
заполнителем. Для конструкций, работающих
в условиях нагрева до 160°С, в качестве
заполнителя используются полимерные соты
ПСП, а при нагреве до 250°С - стеклосоты.
6.	С целью снижения вариации механических
свойств исходного материала (ЭЛУР-0.08)
при изготовлении конструкций предусмат-
ривается покатушечный входной селективный
отбор, что позволяет повысить уровень сред-
них показателей прочности и жесткости и
коэффициентов их вариации, а также исклю-
чает необходимость введения дополнитель-
ного коэффициента безопасности, который
для современных углепластиков составляет
1доп = 1,25.
Влияние технологии изготовления дета-
лей на свойства композиционных мате-
риалов проверяется в процессе выходного
контроля на образцах-свидетелях, вырезае-
мых из готовой детали, и образцах-спутни-
ках, материал, укладка и технология изго-
товления которых соответствуют контроли-
руемой детали. Испытания образцов вос-
производят нагруженное состояние материала
в конструкции и позволяют с учетом резуль-
татов неразрушающего контроля с достаточ-
ной степенью достоверности судить о проч-
ности изготовленной детали.
В космическом корабле “Буран” до-
вольно широко применены композиционные
материалы: угле-, органо-, стеклопластики,
углерод-углерод и другие, из которых изго-
товлены створки грузового отсека, носки
крыла и носовой кок фюзеляжа, трубы сис-
темы наддува и вентиляции планера (СНВП),
радиопрозрачные обтекатели (вставки),
крышки люков и др.
Наибольший интерес вызывают створки
грузового отсека (СГО). Длина створок -
18,5 м, ширина по дуге каждой створки -
3,8 м, площадь обшивочных панелей -144 м2.
Были рассмотрены три варианта конст-
руктивно-силовой схемы (КСС) фюзеляжа:
104
1.	СГО не включаются в работу фюзеляжа.
При этом его крутильная жесткость падает в
3 раза, а масса планера увеличивается.
2.	СГО включается в работу фюзеляжа - та-
кая схема обеспечивает минимальную массу
конструкции и высокие жесткостные пара-
метры, однако в этом варианте на попереч-
ных стыках СГО с фюзеляжем должны уста-
навливаться замковые системы, обеспечиваю-
щие не только открытие-закрытие СГО, но и
передачу усилий по всем трем осям. Прове-
денная конструкторская проработка и анализ
показали, что создание надежной замковой
системы, удовлетворяющей указанным требо-
ваниям, приведет к существенному повыше-
нию массы планера и сопряжено с большим
количеством конструктивных, монтажных,
деформационных и других проблем. В связи с
этим от данной КСС пришлось отказаться.
3.	СГО воспринимают перепад давления и
включаются в работу фюзеляжа только на
кручение. Эта схема была принята для
изготовления.
В зонах поперечных стыков и узлов
навески секций СГО, где возникает большой
нагрев, установлены накладки из углеплас-
тика КМУ-8 на основе углеродной ленты
ЭЛУР-0,08П и полиаминоимидной смолы
ПАИС-104у (у - улучшенного качества).
Углепластик КМУ-8 разработан для этих
целей ВИАМ по техническому заданию НПО
“Молния” и сейчас находит широкое
применение при создании новых агрегатов,
работающих в условиях нагрева до 250°С.
Применение композиционных материа-
лов в конструкции створок грузового отсека
позволило уменьшить массу створок на 620 кг
по сравнению с их алюминиевым аналогом.
Створки из традиционных алюминиевых
сплавов были изготовлены для первого
летного изделия и прошли все виды испы-
таний. Результаты взвешивания подтвердили
рассчитанное снижение массы.
Все конструкторские решения подтверж-
дены полным объемом прочностных, клима-
тических и прочих испытаний как на этапе
выбора конструкции, так и на зачетном этапе,
причем испытания проводились на образцах,
на фрагментах конструкции и в составе изде-
лия. Материалы разработаны в ВИАМ (А.Т.
Туманов, Р.Е.Шалин), технологическая отра-
ботка и изготовление композиционных дета-
лей (панели, шпангоуты, балки, диафрагмы) -
в ОНПО “Технология” при непосредственном
участии разработчика конструкции.
Жесткие требования к поступающему в
производство препрегу были удовлетворены
путем организации покатушечного контроля
с ограничением прочности однонаправлен-
ного пластика на растяжение и сжатие не
менее 90 кгс/мм2. Одновременно с деталями
формировались и склеивались образцы-
свидетели качества изготовленных деталей.
Решена также проблема механического соеди-
нения деталей из углепластика: разработан и
внедрен специальный крепеж, в котором
использованы увеличенная по диаметру и
одновременно обниженная головка болтов и
болт-заклепок, а также шайба с классной
посадкой. Внедрение этого новшества позво-
лило решить две проблемы: качественной
наклейки наружной теплоизоляции и сниже-
ния вдвое длины зоны перестыковки деталей,
когда в пакете имеется деталь из углеплас-
тика.
Не меньший интерес, чем СГО, вызывают
носки крыла и носовой обтекатель фюзеляжа,
подверженные нагреву до Т=1250°С. Ни один
из существующих конструкционных материа-
лов не может работать при такой темпе-
ратуре, обеспечивая одновременно мини-
мальный подвод тепла к металлической
конструкции, на которой они размещены, а
также деформации, соизмеримые с деформа-
циями значительно меньше нагретых конст-
рукций крыла и фюзеляжа. Для изготовления
указанных элементов конструкции был разра-
ботан и создан принципиально новый мате-
риал - углерод-углеродная композиция
ГРАВИМОЛ, удовлетворяющая всем пере-
численным требованиям. Обладая приведен-
ными выше свойствами, данный материал в
то же время имеет не очень высокие механи-
ческие характеристики:
ов = 3...5 кгс/мм2, тв = 1,5...2 кгс/мм2.
Поэтому элементы конструкции, изготов-
ленные из ГРАВИМОЛА, получились с
завышением массы. Поскольку и техноло-
гический процесс их изготовления трудоемок
(одна деталь производится почти полгода), в
настоящее время совместно с ВИАМ ведутся
работы по созданию новых углерод-углерод-
ных материалов с упрощенной технологией
изготовления деталей:
•	повышенной прочности с ав = 15...20
кгс/мм2,
•	высокопрочный С Ств = 80 кгс/мм2.
Создание высокопрочного углерод-угле-
рода позволит изготавливать из него агрега-
ты планера, работающие в условиях высоких
температур и не имеющие теплозащитного
покрытия. В настоящее время ведутся работы
по созданию поворотного крыла из высоко-
прочного углерод-углерода. Применение но-
вых материалов в конструкции агрегатов
105
космического аппарата потребовало прове-
дения большого объема экспериментально-
исследовательских работ для обеспечения и
подтверждения их прочности, из которых
необходимо отметить следующие:
•	всесторонние исследования трехслойных
панелей СГО с несущими слоями из угле-
пластика КМУ-4э и сотовым заполнителем
ПСП (испытано около четырех тысяч различ-
ных образцов и фрагментов конструкции);
•	определение допустимых напряжений смя-
тия в соединениях углепластика с учетом
момента затяжки крепежных элементов
(около 50 образцов);
•	всесторонние исследования углерод-угле-
родных носков крыла и носового обтекателя
фюзеляжа (испытано около 500 образцов и
натурных фрагментов).
Зачетные испытания секций СОПГ были
проведены на изделии 0.04, предназначенном
для статических испытаний.
При испытаниях в зоне крепления наи-
более нагруженного четвертого замка разру-
шился шпангоут, изготовленный из компози-
ционного материала КМУ-4э, при нагрузке,
составляющей 90% расчетной. Причиной
разрушения послужили большой эксцентри-
ситет при передаче нагрузки от фитинга к
поясу шпангоута из-за установки прокладок
большой толщины, а также некачественная
установка соединяющих болтов. В зоне
разрушения проведено усиление пояса шпан-
гоута. Эффективность проведенной доработ-
ки подтверждена сравнительными испыта-
ниями образцов пояса шпангоута с доработ-
кой и без нее. В целом испытания подтвер-
дили достаточную статическую прочность
агрегата и позволили выдать заключение по
статической прочности штатной створки,
доработанной по результатам испытаний.
Работа изделия в условиях нагрева до
высоких температур и больших вибрацион-
ных и акустических (до 168 дБ) воздействий
потребовала проведения наземной отработки
ресурсной прочности. Створка отсека полез-
ного груза из КМ проходила испытания на
все воздействия в составе отсеков средней
части фюзеляжа.
Циклические теплопрочностные испыта-
ния не выявили каких-либо существенных
недоработок конструкции, однако на панелях
СОПГ были обнаружены местные вздутия
наружной обшивки после 25 циклов тепловых
и вакуумных воздействий. Проведенное
вскрытие обшивки показало, что при сборке
панелей местами не была удалена ламини-
рованная бумага или полиэтиленовая пленка
с пленочного клея ВК-36, соединяющего
обшивку из КМУ-4э с сотовым заполнителем
ПСП-1.
Предприятием совместно с ОНПО
“Технология”, НИАТ, ВИАМ и ЦАГИ
выполнены работы по изысканию дополни-
тельных методов контроля трехслойных пане-
лей СОПГ, позволяющих обнаружить указан-
ные посторонние включения, а также прове-
дены исследования их влияния на прочность
конструкции. В результате была принята
методика контроля, включающая рентгено-
контроль, ультразвуковой и тепловизионный
контроль. Проведенные испытания показали,
что включения размером до 64 см2 (8 х 8) не
оказывают существенного влияния на стати-
ческую прочность панели, что весьма важно
для изделия 1.01, так как ни один из иссле-
дованных методов не позволяет контро-
лировать панели с наклеенной теплозащитой,
а проведенный контроль панелей изделия 1.02
не выявил дефектов, размеры которых
превышают указанные допустимые значения.
Успешный полет “Бурана” подтвердил
правильность принятых конструктивных
решений и методов их расчета. После первого
полета никаких повреждений деталей из
композиционных материалов не обнаружено.
Используя опыт, накопленный при созда-
нии створок грузового отсека, с целью даль-
нейшего совершенствования массовых харак-
теристик космических аппаратов намечено
широкое внедрение углепластиков в конст-
рукции агрегатов. В настоящее время ведется
отработка технологии изготовления фюзе-
ляжа, элевона, балансировочного щитка,
крыла и вертикального оперения орбиталь-
ной ступени МАКС. В этих конструкциях
найдут применение новые материалы, интег-
ральные панели из композиционного мате-
риала КМУ-8 и др.
На проходившей в 1989 г. в ВИАМ выс-
тавке створка грузового отсека и разработка
конструкции агрегатов “Бурана” из компо-
зиционных материалов удостоены золотой
медали ВДНХ СССР.
Примененные для изготовления агрегатов
“Бурана” углепластики КМУ-4э и КМУ-8
имеют предел прочности при растяжении и
сжатии ов = 90 кгс/мм2 и модуль упругости
Е = 12500 кгс/мм2. Рабочая температура для
КМУ-4э 160°С, для КМУ-8 250°С.
К разрабатываемым на предприятии
перспективным авиационно-космическим ап-
паратам предъявляются еще более жесткие
требования по обеспечению минимальной
массы. Поэтому уже ведутся работы по
созданию новых углепластиков:
106
•	высокопрочных С Ств= 210 кгс/мм2,
•	ысокомодульных с Е = (22...25)-10 кгс/мм2,
•	термостойких с рабочей температурой до
350°С,
•	карбонизованных углепластиков с рабочей
температурой до 650°С,
•	термостойких клеев и сотопластов.
Создание и быстрое освоение промыш-
ленного выпуска материалов позволили воп-
лотить в жизнь смелые замыслы конструк-
торов и ученых и успешно запустить первый
советский космический корабль многоразо-
вого использования. Огромная заслуга в этом
наряду с работниками авиационной промыш-
ленности принадлежит сотрудникам инсти-
тутов и предприятий АН СССР, Минхим-
прома, Миннефтехимпрома, Минчермета,
Минцветмета, Минлегпрома и других отрас-
лей промышленности.
В ОК “Буран” сконцентрированы новей-
шие достижения науки и промышленности,
практическая ценность которых состоит и в
том, что они будут способствовать ускорению
научно-технического прогресса в различных
областях народного хозяйства.
Высокотемпературные полимерные ком-
позиционные материалы, клеи, синтетические
фетры и др. могут быть широко использо-
ваны в народном хозяйстве: в автомобиле- и
станкостроении, медицине, сельском хозяйст-
ве, радиотехнике и других областях, обеспе-
чивая снижение материалоемкости и трудо-
емкости, повышение производительности
труда и качества изделий.
Создание композиционных материалов
на основе углерода открыло широкие
возможности их применения для высоко-
ресурсных нагревателей, электрических печей,
тиглей для плавки и разливки тугоплавких
металлов и термостабильных конструкций
космической техники, а также для замены
частей костного скелета человека, повреж-
денных при различных травмах и болезнях, в
качестве элементов, обладающих уникальной
совместимостью с живой тканью. Особо сле-
дует отметить использование этого типа
материала для тормозных устройств само-
летов Ту-154, Ан-124 и др., что позволило
увеличивать ресурс тормозов в 2,5 раза.
Высокая точность задания и воспроизво-
димости параметров новых материалов,
разработанных для “Бурана”, реализация
сложных технологических процессов их
производства и проведение комплексных
испытаний в условиях, приближенных к
эксплуатационным, потребовали резкого по-
вышения культуры производства и квалифи-
кации занятых на этих работах специалис-
тов. Использование этих материалов и техно-
логических процессов в народном хозяйстве
вызовет необходимость соответствующих
качественных изменений во многих отраслях
промышленности, что в конечном итоге будет
способствовать ускорению научно-техничес-
кого прогресса.
Литература
1.	Костиков В.И., Демин А.В. Разработка
жаростойких материалов, технологических
процессов и способов сборки интегральных
конструкций для космической техники И
Сборник трудов 1-й Международной Авиа-
космической конференции. Том 5: Материа-
лы и технология производства авиакосмиче-
ских систем. - М: РИА, 1995. - С. 293-295.
2.	Ромашин А.Г. Создание узлов и агрегатов
из неметаллических материалов // Сборник
трудов 1-й Международной Авиакосмичес-
кой конференции. Том 5: Материалы и техно-
логия производства авиакосмических систем.
- М: РИА, 1995. - С. 311-314.
3.	Шалин Р.Е. Пути дальнейшего развития
авиакосмических материалов // Сборник
трудов 1-й Международной Авиакосмичес-
кой конференции. Том 5: Материалы и техно-
логия производства авиакосмических систем.
- М: РИА, 1995. - С. 8-10.
107
УДК 629.782.002:678
НЕМЕТАЛЛИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ В ОК “БУРАН”
ЛЛ^-ВулЬфович |, Г.М. Курочка
Приведены краткие сведения о неметаллических
материалах различного назначения в орбитальном
корабле (ОК) “Буран”. Указаны основные свойства,
области применения, преимущества и эффективность
использования этих материалов.
Развитие космической техники и ужесто-
чение требований ее весового совер-
шенствования привели к более широкому
применению в конструкциях неметаллических
материалов различного назначения:
•	конструкционных стекло-, угле- и органо-
пластиков;
•	резинотехнических изделий;
•	твердосмазочных покрытий и консистент-
ных смазок;
•	герметизирующих материалов;
•	клеев;
•	систем лакокрасочных покрытий;
•	теплозащитных и теплоизоляционных ма-
териалов;
•	электроизоляционных материалов.
Многоразовый орбитальный корабль
(ОК) “Буран” может служить примером ши-
рокого применения неметаллических мате-
риалов всех указанных классов.
Для обеспечения работоспособности
узлов и деталей ОК “Буран” по ТЗ НПО
“ Молния” были разработаны специальные
материалы, обладающие уникальными свой-
ствами. Уникальность материалов, исполь-
зуемых в ОК, состоит в их способности
сохранять требуемые свойства в широком
диапазоне температур от - 130°С до + 160°С (в
отдельных случаях до + 700... 1750°С) и в кос-
мическом вакууме при многократном приме-
нении.
В разработке новых материалов и техно-
логий их переработки участвовали ВИАМ,
НПО “Молния”, НПО “Технология”, НИАТ,
ВНИИНП, ВНИИЭМИ и другие предприя-
тия химической промышленности и академи-
ческие институты.
Испытания материалов в натурных
образцах и агрегатах проводились в НПО
“Молния”, ГИПХе, ЦАГИ, Новосибирском
филиале ЦАГИ и других организациях.
В создании новых материалов и техно-
логий важная роль принадлежала отделу
неметаллических материалов, возглавляемо-
му Л.В. Вульфовичем|. В задачи отдела
входила координация работ, внедрение
материалов и технологий в конкретные
конструкции, участие в испытаниях мате-
риалов в составе деталей и агрегатов,
контроль и непосредственное участие в их
изготовлении в опытно-промышленном про-
изводстве.
При разработке ОК “Буран” внедрено
несколько десятков новейших технологий и
специальное оборудование, что стало осно-
вой серийного производства разработанных
материалов, а также созданных ранее, но
выпускавшихся только в опытном производ-
стве.
108
Для подшипников качения и скольжения
разработаны низкотемпературные пластич-
ные смазки НИКА и НИРА, изготовленные
на основе перфторполимеров и обладающие
низким коэффициентом трения и страгивания
как в воздушной среде, так и в вакууме. Их
основные характеристики:
•	диапазон рабочих температур
- 120°С ... + 250°С;
• нагрузка при страгивании
-НИРА - 630 кгс,
- НИКА - 480 кгс;
• момент страгивания при - 120°С
-НИРА - 0,32 м кгсм,
- НИКА - 0,41 м кгс м.
Для узлов сухого трения-скольжения раз-
работаны твердосмазочные трехслойные
покрытия на основе дисульфида молибдена и
серебра. Эти покрытия работоспособны в
вакууме и при температурах
- 130°С...+700°С.
При разработке методов герметизации
конструкции ОК “Буран” созданы материа-
лы, сохраняющие эластичные свойства при
температурах - 120°С...+160°С.
Для поверхностной и внутришовной
герметизации жестких неразъемных соедине-
ний были разработаны и применены тепло-
морозостойкие герметики УФ-7-21, УФ-7-21 Б
на основе кремнийорганических каучуков.
Герметики обладают хорошей адгезией к
различным контактируемым материалам и
грунтам.
Основные свойства кистевого герметика
(при температуре + 20°С):
•	плотность 1,35 г/см3;
•	условная прочность при разрыве
17...30 кгс/см2;
•	относительное удлинение при разрыве
80... 160 %.
Для герметизации подвижных узлов
разработана прорезиненная влаговоздухоне-
проницаемая ткань АПТС с диапазоном
рабочих температур от - 120°С до + 200°С.
АПТС представляет собой аримцдную
ткань с антипирированным покрытием на
основе полиметилсилоксанового каучука.
Для герметизации створок и люков
разработаны тепломорозостойкие резины 5И-
23, 5И-30, работающие в диапазоне темпе-
ратур от - 120°С до + 160°С, а также длин-
номерные (длиной более 5 метров) конструк-
ции уплотнений из этих резин типа “подкова”
и “депрессор”.
Для предотвращения залипания уплотне-
ний разработан и применен метод плазмо-
химического модифицирования поверхности
резин, позволяющий снизить коэффициент
трения резин по металлу в 8... 10 раз.
С целью снижения весовых характеристик
изделия и обеспечения некоторых специаль-
ных требований в ОК “Буран” широко
использовались конструкционные неметалли-
ческие материалы - стеклоорганопластики.
Радиопрозрачные вставки, теплоизоляцион-
ные прокладки, колодки крепления трубо-
проводов, окантовка люков и створок,
различные термомосты, трубы системы над-
дува и вентиляции планера (СНВП), электро-
изоляционные детали - вот основные области
применения указанных материалов.
Из ранее разработанных авиационных
материалов многие не вполне удовлетворяли
требованиям эксплуатации ОК “Буран”, что
вызвало необходимость их модификации с
проведением дополнительного объема мате-
риаловедческих испытаний. Это относится к
стеклопластикам СТАФ-1, СТП-97К, СК-
9ХК, детали из которых были использованы в
качестве термомостов люков, створок, трубо-
проводов и узлов навески агрегатов. Стекло-
текстолиты СТАФ-1, СТАФ-2 на основе
кремнеземной ткани и минерального свя-
зующего работоспособны до температуры
+ 700°С. Полиимидный стеклотекстолит
СТП-97К с рабочей температурой ~ 350°С
технологичен и может перерабатываться
методом вакуумного формирования при
температуре 175°С. Стеклотекстолит СК-9ХК
работоспособен в парах амидола.
Материал “Органиг 5Т” позволил выпол-
нить трубы тонкостенными (толщиной 5 =
0,5 мм) и придал им жесткость, легкость,
прочность, негорючесть. Герметичность труб
обеспечена за счет введения в конструкцию
стенки клеевой пленки ПСК-171, а защита от
статического электричества - металлизиро-
ванной полиэтилентерефталатной пленки.
Трубопровод СНВП состоит из набора
труб диаметром от 20 до 300 мм. Трубы изго-
тавливаются методом намотки, их соединение
осуществляется бандажным клеевым спосо-
бом. Использование органопластика привело
к снижению веса трубопровода СНВП при-
мерно на 30% по сравнению с трубопроводом
из алюминиевых сплавов.
Другой метод улучшения весовых
характеристик ОК “Буран” - использование
клееных сотовых конструкций различного
типа, в частности, для изготовления деталей
балансировочного щитка, элевонов и контей-
нера парашютно-тормозного устройства
109
(ПТУ). В указанных агрегатах были при-
менены клееные алюминиевые соты и высоко-
прочный пленочный клей ВК-36.
Клей ВК-36 обеспечивает прочное
соединение не только алюминиевых, но и
композиционных неметаллических материа-
лов. Предел прочности на сдвиг клеевых
соединений из алюминиевого сплава:
•	при 70°С - 350 кгс/см2;
•	при 160°С -250 кгс/см2.
Клей обеспечивает изготовление трех-
слойных сотовых панелей самых разнооб-
разных габаритов и сложной конфигурации.
Трехслойные конструкции с использова-
нием клея ВК-36, стеклосотопласта ССП и
обшивок из стеклотекстолита реализованы в
радиопрозрачных вставках (РПВ), крышке
контейнера ПТУ и т.д.
В отличие от РПВ, где используются
клееные стеклосоты, в теплозащитном абли-
рующем материале ТЗ СПК каркас пред-
ставляет собой тканные стеклосоты, запол-
ненные резиноподобной композицией. Вновь
созданный материал ТЗ СПК-2 и технология
его получения не имеют аналогов. Его состав
позволяет исключить линейный унос мате-
риала при воздействии высоких температур.
Материал ТЗ СПК-2 в ОК “Буран”
использован для тепловой защиты элементов
конструкции в высокотемпературных зонах.
Основные свойства ТЗ СПК-2:
•	плотность материала 0,55...0,66 г/см3;
•	прочность на сжатие при 20°С 20 кгс/см2;
•	диапазон рабочих температур
-150 ... + 1750°С.
Уникальность конструкции “Бурана” и
разнообразие технических требований к
различным узлам и агрегатам обусловили
многообразие марок и свойств применяемых
материалов. Так, для облицовки экранно-
вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) разра-
ботан и применен облицовочный материал
ОМ-35 с заданными оптическими характе-
ристиками. Материал ОМ-35 представляет
собой стекло- или аримидную ткань, дубли-
рованную с металлизированной пленкой че-
рез клеевой слой.
В других конструкциях - узлы навески
створок отсека полезного груза (опр,
радиационный теплообменник (РТО), щиток,
элевоны - с целью регулирования темпера-
турного нагрева поверхностей использованы
терморегулирующие лакокрасочные покры-
тия (ЛКП) с заданным коэффициентом
поглощения или излучения солнечной радиа-
ции. Так, применительно к условиям работы
внутренней поверхности ОПТ и наружной
поверхности РТО использованы покрытия
класса “солнечный отражатель” (эмали АК-
573, КО-5191, белые) со степенью черноты
е = 0,2...0,3, а для наружной поверхности
щитков элевона сотовой конструкции и
кожуха руля направления и воздушного
тормоза (РН-ВТ) - эмали черного цвета КО-
818К и КО-819 класса “истинный погло-
титель” со степенью черноты е = 0,8, выдер-
живающие максимальную температуру до
600...650°С.
Лакокрасочные и гальванические покры-
тия составили основу системы защиты от
коррозии конструкции ОК. В процессе
создания этой системы исследованы также
различные виды металлических и неметал-
лических покрытий, герметики, смазки и т.д.
Оптимальное сочетание грунтовок, эмалей,
гальванических покрытий, смазок и герме-
тиков обеспечило надежную защиту планера
в условиях эксплуатации, а также соот-
ветствие гарантийных сроков эксплуатации
ОК и его весовых характеристик техниче-
скому заданию (привес ЛКП 40 г/м2 по сухо-
му остатку).
Накопленный в этой области опыт
обобщен в инструкции по антикоррозионной
защите планера ОК “Буран”, разработанной
в ВИАМе.
Заключение
Разработка материалов и технологий для
“Бурана” имела очень большое значение
не только для обеспечения работоспособ-
ности самого орбитального корабля, но и для
прогресса материаловедения и технологий
всего народного хозяйства и науки в областях
химии и физико-химии.
Материалы ОК “Буран” могут найти
применение и уже частично используются в
авиационной промышленности, автомобиле-
и судостроении, машиностроении, транспор-
те, приборах и изделиях, работающих в
условиях Крайнего Севера, при изготовлении
спортинвентаря и других областях.
В настоящее время НПО “Молния”
работает над созданием авиакосмических
систем следующего поколения и выступило
инициатором разработки конструкционных
неметаллических материалов для аэрокосми-
ческой промышленности XXI века.
НО
УДК 629.782.002
АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ ТЕХНОЛОГИЯ СБОРКИ-СВАРКИ
КАБИНЫ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
В. И. Рязанцев, С.И. Ковязина
Рассмотрена проблема изготовления методом сбо-
рки-сварки кабины летного орбитального корабля “Бу-
ран”. Представлена новая технология сборки-сварки на
специализированном оборудовании типа УПСФ-2, обес-
печивающая надежность, ресурс и качество продукции,
снижение трудозатрат, сроков подготовки производ-
ства. Приведены технические характеристики устано-
вок типа УПСФ: УПСФ-2, УПСФ-3-1, УПСФ-3-2,
УПСФ-4, обеспечивающих сборку-сварку изделий габари-
тами: длина - 900...27000мм; диаметр - 1600...4700мм.
Рзработка принципиально нового
летательного аппарата - орбитального
корабля “Буран” - потребовала создания и
внедрения новых наукоемких технологий с
применением автоматизированного гибкого
интегрального оборудования, обеспечиваю-
щих надежность, ресурс и качество продук-
ции, рост производительности труда, сущест-
венное сокращение трудоемкости, сроков
подготовки производства и производствен-
ных мощностей.
Технология сборки-сварки ОК “Буран”
К наиболее трудоемким процессам произ-
водства изделий авиакосмической про-
мышленности и машиностроения, составляю-
щих до половины суммарной трудоемкости
изготовления, относятся процессы сборки.
С учетом получения, именно при сборке,
основных потребительских свойств продук-
ции, а также в связи с использованием в
настоящее время значительного объема
ручного труда при выполнении ряда основ-
ных сборочных операций, важное значение
приобретают создание и внедрение новых
технологий и оборудования, которые позво-
лили бы автоматизировать сборочные про-
цессы.
Для соединения деталей и узлов при
создании конструкций, способных работать в
условиях виброперегрузок, перепада тем-
ператур и вакуума, все более широкое
распространение получает сварка, занявшая
одно из ведущих мест среди технологических
производств продукции машиностроения и, в
первую очередь, производства летательных
аппаратов. Создание герметичных тонко-
стенных конструкций авиационной и
ракетно-космической техники основывается
на использовании зарубежного и отечест-
венного опыта. Фирмы “Сияки” (Франция),
“Комацу” (Япония), ЕСАБ (Швеция) соз-
дают специализированные сварочные уста-
новки, снабженные вращателями с горизон-
тальной и вертикально-наклонной осями и
средствами перемещения горелок в трех
взаимно перпендикулярных плоскостях. Для
производства герметичных сварных емкостей
в отечественной ракетно-космической про-
111
мышленности и машиностроении исполь-
зуется сварочное оборудование, снабженное
вращателями с горизонтальной осью типа
ПК-12, ПК-27, КЖ-9909.
Это оборудование оснащено агрегат-
ными фрезерными головками, предназначен-
ными для выполнения технологических про-
цессов фрезерования и сварки. Такое обору-
дования не может быть применено для комп-
лексной автоматизации сборочных работ.
Иначе решалась проблема создания
герметичной кабины экипажа космического
корабля “Шаттл” фирмой “Рокуэлл Интер-
нэшнл” (США).
Для каждого герметически сложного шва
изготавливались локальные средства автома-
тизации. На стенде для сборки-сварки
сборочных единиц монтировались направ-
ляющие, по которым перемещался инст-
румент для фрезерования и сварки. Такая
технология обеспечивает создание агрегатов,
но не может служить основой гибкой интег-
ральной автоматизации сборочных процес-
сов. Фирмой “Рокуэлл Интернэшнл” при
сварке стыковых соединение использовалась
традиционная технология, предусматриваю-
щая применение клавишных прижимов для
поджима кромок к сварочной подкладке.
Указанной технологии присущи такие недо-
статки, как неплотное и неравномерное при-
жатие кромок в процессе сварки, связанное с
необходимостью увеличения длины нагретого
стыка, чему препятствуют клавишные
прижимы. Это приводит к образованию в
сварном соединении “ступенек” и, как следст-
вие, непроваров, прожогов, трещин и других
дефектов. В процессе производства кабины
экипажа фирмой “Рокуэлл Интернэшнл” до
28% длины сварных швов имели дефекты,
которые требовали ремонта.
При разработке технологии и оборудова-
ния для производства модуля кабины
орбитального корабля “Буран” была постав-
лена задача комплексной автоматизации
сборки-сварки и повышения ее качества
путем уменьшения количества дефектов в
сварных соединениях по сравнению с резуль-
татами, полученными фирмой “Рокуэлл
Интернэшнл”. Ставились задачи по сущест-
венному упрощению и удешевлению оснаст-
ки за счет универсализации ряда ее элементов.
Для принципиального решения всего
комплекса вопросов, связанных с обеспече-
нием высокого и стабильного качества гер-
метически сварных конструкций и снижения
трудоемкости их производства, инженерами
НИАТ ЮЛ.Христоевым, С.И.Ковязиной,
И.В.Вайнштейном, В.И.Рязанцевым были
разработаны прогрессивные технология и
конструкция на «серию специализированного
оборудования на станочной основе с управ-
лением от ЧПУ или ЭВМ, охватывающие все
типоразмеры изготавливаемых изделий (воз-
можно обслуживание операционного поля с
диаметром описанной окружности от 200 до
7000 мм при практически неограниченной
длине изделия), в том числе и УПСФ-2
(установка программная сварочно-фрезер-
ная).
Установка позволяет на одном рабочем
месте по единой программе производить:
•	сборку стыковых бортовых плоскостей с
контролем точности прижатия кромок к
элементам оснастки;
•	фрезерование и заточку торцов сваривае-
мых кромок по программе;
•	сварку с применением специальных голо-
вок;
•	зачистку, упрочение и правку сварных
швов;
•	контроль качества сварных соединений
непосредственно в сборочно-сварочной
оснастке.
Комплекс УПСФ-2 включает в себя
перемещающийся портал с консольной тра-
версой, на одной стороне которой располо-
жены поперечная каретка с ползуном и
поворотной фрезерной головкой, а на другой
- поперечная каретка с ползуном и поворот-
ной сварочной головкой. Под траверсой
вдоль линии перемещения находится враща-
тель с передней бабкой, закрепленной непод-
вижно на станке, и задней бабкой, имеющей
возможность перемещения вдоль станины.
Передняя и задняя бабки оснащены пово-
ротными планшайбами.
Движение портала, поперечных кареток,
вертикальных ползунов и поворотных голо-
вок (вокруг горизонтальных и вертикальных
осей) автоматизировано с помощью двух
устройств ЧПУ типа 8600 “Вектор”. Переме-
щение портала (поперек станины), попереч-
ных кареток и ползунов осуществляется с
помощью беззазорных шестеренчатых меха-
низмов, а поворот головок вокруг двух осей и
планшайб вращателя - с помощью червячно-
зубчатых механизмов. В качестве сетевого
органа для всех подач применены двигатели
постоянного тока со встроенными тормо-
зами, управляемыми преобразователями.
Основные технические характеристики уста-
новок типаУПСФ приведены в табл. 1.
Применение функциональных комплек-
сов УПСФ позволит коренным образом
изменить технологический процесс сборки,
112
Основные технические характеристики установок типа УПСФ	Таблица 1
Технологические характеристики установок		УПСФ-2	УПСФ-3-1	УПСФ-3-2	УПСФ-4
Перемещение	X - полное	27000	13900	13900	9000
	рабочее	25000	11800	11800	7000
ПО осям,	Y - полное	4700	4700	4700	4000
	рабочее	3600	2000	2000	1600
мм	Z -	1250	1000	1000	800
		И		0°	
Количество управляемых по программе		10	9	11	11
координат: всего/одновременно		5	5	5	5
механической обработки под сварку и сварки
сложных пространственных конструкций.
В процессе сварки дуговой промежуток
0,2 ± 0,005 мм поддерживается по всей длине
шва любой геометрической формы за счет
программирования координат X,Y,Z. Точ-
ность прохождения оси вольфрамового элект-
рода вдоль оси стыка любой формы состав-
ляет ±0,1 мм.
Данные по продольной стреле прогиба
после сварки приведены в табл. 2.
Продольная стрела прогиба
Таблица 2
Ток	1иыс проходов	Продольная стрела прогиба, мм
Переменный	1	3,6 3,1...3.9
	1	2,9 2,3... 3,1 2,4
Постоянный	2	2,0...2,7 1,3
	2*	0,7...1,5
Примечание:
1. * - с растяжкой шва.
2. Образцы из сплава 1201 толщиной 6 мм.
Применение установки УПСФ-2 привело
к тому, что точность и качество выполняе-
мых операций определяются уже не квалифи-
кацией сварщика или фрезеровщика, а качест-
вом оснастки, записи и воспроизведения
программ.
Для выполнения всех технологических
операций процесса сборки-сварки на УПСФ-2
спроектирован и изготовлен ряд специали-
зированных головок: для фрезерования пря-
молинейных и фигурных торцов деталей под
сварку, для механизированной зачистки кро-
мок под сварку, для сварки с применением
подвижных локальных прижимов, для меха-
низированной ударной правки после сварки.
Все эти головки имеют унифицирован-
ные посадочные места и могут быть разме-
щены на любой установке типа УПСФ.
Проведенные эксперименты показали,
что применительно к установкам типа УПСФ
наилучшие результаты дает двухроликовый
прижим. Каждый ролик установлен под
углом к заготовкам и имеет возможность
перемещения вместе с силовым ползуном.
Давление на заготовки передается от сило-
вого механизма через ползуны и ролики. Сва-
рочная головка жестко крепится к одному из
роликов. Это обеспечивает механическое
копирование поверхности при перепадах от 0
до 5 мм. Слежение по высоте при перепадах
3...1250 мм достигается за счет программи-
руемой координаты на установке УПСФ.
Деформации при сварке связаны с
процессами нагрева и укорочения при
остывании. Для уменьшения остаточных
деформаций существуют различные способы:
растяжение заготовок, прокатка по шву или
околошовной зоне, ударная правка и т.д.
Эксперименты по сварке образцов при при-
менении роликового прижима показали, что
наиболее эффективно растяжение вдоль оси
шва, позволяющее снизить остаточные дефор-
мации почти в три раза.
На установках типа УПСФ с исполь-
зованием растяжителей, роликового прижи-
ма и сварки на постоянном токе прямой
полярности были изготовлены кабины
экипажа для орбитального корабля “Буран”.
Технология сборки-сварки с применением
УПСФ-2 позволила снизить трудоемкость
изготовления кабины в 1,5...3,5 раза, умень-
шить количество дефектов, улучшить качест-
во и повысить долговечность сварных изде-
лий в 1,5...3 раза по сравнению с традицион-
ной технологией.
Установка УПСФ-2 показана на рисунке.
113
Установка сварочно-фрезерная с вращателем и ЧПУ модели УПСФ-2
Выводы
В результате внедрения прогрессивной
технологии сборки-сварки модуля каби-
ны ОК “Буран” на УПСФ-2:
•	впервые в мировой практике решена про-
блема комплексной автоматизации произ-
водства крупногабаритных сварных герме-
тичных изделий авиакосмической техники и
народнохозяйственного назначения, что по-
зволило обеспечить практически бездефект-
ную дуговую сварку высокопрочных алюми-
ниевых сплавов на станочных комплексах с
применением подвижных локальных прижи-
мов и системы растяжителей при гарантиро-
ванном получении высококачественных гер-
метичных сварных соединений с минималь-
ными деформациями и напряжениями при
высоком уровне механических свойств;
•	проведены экспериментальные исследова-
ния и созданы инженерные основы разработ-
ки автоматизированной гибкой интеграль-
ной технологии сборки-сварки на много-
функциональных станочных комплексах типа
УПСФ-2;
•	на базе полученного опыта по УПСФ-2
были разработаны специализированные
установки УПСФ-2-1, УПСФ-3-1, УПСФ-3-2,
УПСФ-4 и организовано их производство;
•	обеспечено широкое внедрение комплекса
разработанных технологических процессов и
специализированного оборудования и инст-
румента в производство летательных аппара-
тов и перспективных АКС на 15 предприя-
тиях РФ, фирмах “Хоматек”, “Цеппелин”
(Германия);
В дальнейшем возможно совершенст-
вование разработанного комплекса с учетом
требований создаваемых образцов новой
техники путем:
•	увеличения типоразмеров установок;
•	автоматизации процессов подгонки-
сборки-прихватки под сварку;
•	расширения функциональных возможнос-
тей применительно к новым материалам
(КМУ,ТЗИ).
114
УДК 629.782.002
ТЕПЛОВОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
“БУРАН”
Л.П. Воинов
Рассмотрено тепловое и силовое воздействие на
орбитальный корабль (ОК) в космическом полете и при
спуске с орбиты, приведено распределение температур и
давлений по поверхности и траектории спуска, и на базе
этого обоснованы выбранная схема и конструкция
теплозащиты. Изложен метод определения толщины
теплозащиты ОК.
На ОК “Буран” используется неуносимая
многоразовая теплозащита (ТЗ) радиа-
ционного типа, которая практически весь
конвективный тепловой поток, возникающий
при спуске с орбиты, излучает в окружающее
пространство.
Основные конструктивные элементы сис-
темы теплозащиты ОК: теплозащитные квар-
цевые плитки, сегменты передних кромок
крыла, фюзеляжа и хвостового оперения,
законцовки крыла, элементы теплозащиты
элевонов, а также иллюминаторы кабин.
ТЗ “Бурана” обеспечивает минимальный
вес, гладкость и сохранение форм аэродина-
мических поверхностей, а в процессе экс-
плуатации - прогнозируемость аэродинамиче-
ских, весовых и центровочных характеристик.
Теплозащита находится под воздействием
экстремальных условий космического прост-
ранства с температурой 4К в тени и макси-
мального, не поглощенного атмосферой сол-
нечного радиационного потока q ~ 1,4 кВт/м2,
что приводит к температуре поверхности ТЗ
на орбите соответственно - 150°С и + 150°С.
При спуске с орбиты ТЗ обтекается
высокотемпературным потоком разрежен-
ного и диссоциированного воздуха с темпера-
турой в равновесном состоянии 6000К (в
скачке за ударной волной 28000К). В течение
15...20 минут на поверхности ТЗ на носовых
затуплениях крыла и фюзеляжа создается
равновесная температура, превышающая тем-
пературу плавления углеродистых сталей, а
на нижней поверхности крыла и фюзеляжа -
температуру плавления серого чугуна и меди.
На старте, выведении и спуске с орбиты
на ТЗ действуют необычные для самолетов
большие ударно-волновые нагрузки при
запуске ЖРД (± 0,15 кгс/см2) и акустические
нагрузки (164 дБ), создаваемые струями горя-
чих газов ракетных двигателей суммарной
тягой около 4000 тс.
Большие акустические нагрузки (162 дБ)
со спектром, смещенным в область низких
частот, создаются при обтекании на трансзву-
ковых режимах полета скругленных носков
крыла и фюзеляжа с большими радиусами
затупления и интерферирующих с поверх-
ностью и друг с другом скачков уплотнения
максимальной интенсивности от ударных
волн.
Теплозащита ОС в основном определяет
аэродинамическую компоновку и конструк-
тивную схему.
По аэродинамической компоновке
“Буран” - широкофюзеляжная сильно затуп-
ленная классическая “бесхвостка” с дельта-
видным крылом двойной стреловидности в
плане. Передние кромки скруглены необычно
большими радиусами, задние выполнены в
виде плоского торца теплозащиты двойной
толщины. Нижняя граница значений радиу-
сов затуплений крыла и фюзеляжа опреде-
ляется допустимой температурой 1650°С
эрозионно стойкого покрытия углерод-
углеродного конструкционного материала, из
115
которого изготовлены углеродные носки и
некоторые фрагменты конструкции.
Для снижения температуры углеродных
носков на 1ОО...15О°С в целях переизлучения
теплового потока с нижней поверхности за-
тупления на верхнюю, менее нагретую, затуп-
ления выполнены полыми с максимальной
радиационной прозрачностью.
Расположение первого за углеродом ряда
кварцевой теплозащиты, представляющей
собой композицию непрерывных структур из
ультратонкого волокна с плотностью
150 кг/м3, определяется допустимой темпера-
турой 1250°С многоразового использования
на 100 полетов (на 1 экспериментальный по-
лет без изменения формы допускается темпе-
ратура 1400°С с последующей заменой).
На каждой консоли крыла носовое затуп-
ление разбито на 18 секций (в сечении подко-
вообразной формы).
Для компенсации температурных расши-
рений и снижения аэродинамических нагру-
зок при полете в плотных слоях атмосферы на
верхней поверхности каждой секции предус-
мотрены контролируемые зазоры, которые
вместе с дренажным отверстием в торце край-
ней секции обеспечивают прогнозируемое
давление внутри секций и значительное
снижение изгибных напряжений в “подкове”.
Положение низкотемпературных метал-
лических торцевых передних стенок крыла и
фюзеляжа, покрытых кварцевой ТЗ и замы-
кающих пустотелые углеродные секции, так-
же определяется допустимой температурой
плитки 1250°С. Эрозионно стойкое покрытие
теплозащиты передней стенки крыла и фюзе-
ляжа отсутствует.
Кварцевая легковесная ТЗ защищает от
высокотемпературной воздушной плазмы при
спуске с орбиты силовую конструкцию пла-
нера ОК, выполненную из алюминиевого
сплава и углепластика, температура которых
в момент посадки не должна превышать
+ 160°С. Кварцевая ТЗ - идеальный теплоизо-
ляционный материал ОК, поскольку обладает
достаточно низкой теплопроводностью в
космическом пространстве и при спуске с
орбиты. Она изготовляется из ультратонкого,
диаметром 1,5...2,0 мкм, волокна и аморфно-
го кварца высокой чистоты (98...99% SiO2) с
минимальным содержанием окислов щелоч-
ных металлов Na, Ка, Са, примеси которых
снижают температуру плавления кварцевого
волокна и способствуют его ранней кристал-
лизации. Коэффициент теплопроводности те-
плозащиты сильно зависит от температуры и
давления (см. таблицу).
Зависимость коэффициента теплопроводности ТЗ
от давления и температуры, Вт/(мтрад1
Температура t,°C	Давление Р, им.рт.ст.		
	0,01	10	760
100	0,01	0,034	0,054
S00	0,035	0,068	0,102
1100	0,12	0,168	0,222
Приведенные значения теплопроводности
заданы разработчиком материала теплоза-
щиты в техническом задании заказчика.
В каждой точке поверхности планера тол-
щина ТЗ выбирается в зависимости от при-
веденной толщины материала конструкции,
распределения температур и давлений по
аэродинамической поверхности и по времени
траектории спуска. Поэтому теплозащита
активно влияет на конструктивно-силовую
схему планера. Она определяет целесообраз-
ность применения смешанной конструкции из
условия минимального веса и места стыковки
подковообразных пустотелых углеродных
затуплений горячей конструкции с умеренно
нагретой (до 160°С) металлической конструк-
цией планера.
ТЗ должна быть эрозионно-устойчивой к
песку, дождю и граду, гидрофобной и негиг-
роскопичной. Все это обеспечивается эро-
зионно стойким поверхностным герметичным
стекловидным покрытием (черным и белым)
толщиной 0,3 мм, вплавленным в легковес-
ную непрерывную структуру сваренного ульт-
ратонкого волокна, и гидрофобной его про-
питкой с одноразовым покрытием внешней
поверхности выгораемым лаком. Теплозащи-
та должна быть радиопрозрачной в широком
диапазоне применяемых радиочастот. Для
обеспечения максимального излучения кон-
вективного теплового потока при спуске с
орбиты внешняя поверхность ТЗ должна
иметь интегральную степень черноты е =
0,8...0,92 - черное покрытие (0,92 на на-
чальной стадии эксплуатации, 0,8 после 100
циклов).
Для предотвращения перегрева конструк-
ции на стороне, обращенной к Солнцу
(+ 50°С), теплозащитное покрытие (белое)
имеет поглощательную способность солнеч-
ного спектра As < 0,32 , т.е. As/e < 0,4.
Теплозащитное покрытие каталитически
нейтрально с константой скорости каталити-
ческой рекомбинации по кислороду и азоту
Kw o.n < 2 м/сек, при которой температура на
носовом затуплении фюзеляжа может быть
уменьшена на 300...400°С, а на нижней
поверхности фюзеляжа на 100°С.
116
Теплозащита “Бурана” должна выдержи-
вать все виды самолетных нагрузок на этапах
эксплуатации, регламентированных общими
техническими требованиями ВВС для тяже-
лых широкофюзеляжных самолетов, и тепло-
вые удары, создаваемые падающими на аэро-
динамическую поверхность скачками уплот-
нения, например сильной ударной волны,
исходящей от носового затупления фюзеляжа
и пересекающей обе консоли крыла при числе
М= 15...23.
Для обеспечения термопрочности при
тепловом ударе необходимо стремиться к
минимальному значению коэффициента тем-
пературного расширения теплозащитного ма-
териала (КТР).
Единственный природный материал, спо-
собный выдержать тепловой удар до темпе-
ратуры 1250... 1400°С с последующим мгно-
венным охлаждением и имеющий минималь-
ное значение КТР а = 0,5-10-6 1/град, - аморф-
ный кварц высокой чистоты.
Теплозащита “Бурана” успешно выдер-
жала ресурсные испытания на плазмотронах в
течение 100 циклов, в натурных условиях 4
космических полетов на летающих моделях
“Бор-4” и в первом полете “Бурана”.
Существенные различия в температурных
деформациях жесткой плиточной ТЗ и упру-
гой конструкции, находящихся под воздейст-
вием аэрогазодинамических и инерционных
сил, потребовали разрезки теплозащиты на
отдельные квадратные плитки размером 150 х
х 150 мм различной толщины по месту распо-
ложения. Для компенсации температурных
деформаций расчетный межплиточный зазор
не должен быть меньше 0,8 мм для плитки
150 х 150 мм при температуре + 15°С при
отсутствии нагрузки.
Уменьшение зазора при принятом раз-
мере плиток приведет к сколу плитки на
орбите при отрицательной температуре
- 150°С. Максимальный межплиточный зазор
определяется допусками на изготовление
плитки и не должен превышать 1,4 мм =
= (0,8 + 2 х 0,3) мм. Допустимая величина меж-
плиточных зазоров исследовалась в продув-
ках моделей и проверялась в полетах на
летающих моделях “Бор-4”. При этом замет-
ного вноса конвективного тепла по выбран-
ному межплигочному зазору не обнаружено,
а большой внос тепла замерялся только в
градиентных (по распределению давления)
зонах, где межплиточные зазоры забиваются
рыхловолокнистой кремнеземной компози-
цией. Теплозащитная плитка приклеивается к
обшивке планера через фетровую прокладку
толщиной 4 мм для компенсации упругой
деформации обшивки планера под плиткой.
Межплиточные зазоры должны распола-
гаться вдоль линий постоянного давления или
по нормалям к линиям тока в пограничном
слое, что снижает внос конвективного тепла и
способствует смещению зоны ламинарно-
турбулентного перехода в область меньших
высот и чисел М полета.
Увеличение продолжительности ламинар-
ного режима обтекания при спуске с орбиты
способствует уменьшению поступления тур-
булентного тепла в ТЗ “Бурана” и снижает
нагревание обшивки. Расположение последо-
вательности зазоров нескольких плиток вдоль
линии тока (“кафельная” укладка) способст-
вует распространению возмущений неустой-
чивости вниз по потоку, что провоцирует
ранний ламинарно-турбулентный переход.
Расположение межплиточных зазоров по нор-
мали к линии тока (“кирпичная” укладка)
может незначительно увеличить нагревание
углов плиток в области “Т”-образных зазо-
ров, однако обеспечивает перекрытие течения
в межплиточном зазоре Вдоль линии тока в
пределах одной плитки.
Экспериментальные исследования на мо-
делях подтвердили преимущества “кирпич-
ной” укладки плиток по сравнению с
“кафельной”.
Рассмотрим зависимость распределения
давления и температуры по времени спуска с
орбиты и их влияние на толщину теплоза-
щиты ОК “Буран”.
Основные технические документы, опре-
деляющие облик орбитального самолета, -
схемы распределения температур и толщин
теплозащиты по аэродинамическим поверх-
ностям самолета.
Разработке температурной схемы всегда
предшествует анализ распределения давления
и линий тока по поверхности самолета.
Для расчета распределения толщин ТЗ
необходимо на основе анализа расчетных и
экспериментальных данных задать распреде-
ление давления по аэродинамической поверх-
ности и его изменение по траектории полета в
связи с зависимостью коэффициента тепло-
проводности ТЗ от давления и температуры.
Распределение давления должно обяза-
тельно учитываться при расчете тепловых
потоков, поскольку оно определяет направ-
ление линий тока в пограничном слое и в
степенной зависимости связано с коэффицие-
нтом теплопередачи
а = k род.-оз,
где к - коэффициент пропорциональности.
117
Давление на поверхности ОК и его
изменение во времени в процессе спуска
иллюстрируют рис. 1, 2.
Экспериментальное определение тепло-
вых потоков в процессе спуска с орбиты
представляет собой задачу чрезвычайной
сложности и имеет решающее значение в соз-
дании конструкции планера. Большое место в
ее решении занимает модельный газодинами-
ческий эксперимент в различных аэродинами-
ческих трубах, для которого в начале 80-х
годов была создана серия геометрически
подобных моделей ОК “Буран” и их фраг-
ментов - 97 тепловых, 27 газодинамических,
16 акустических - и были разработаны новые
методы тепловых и тепловакуумных испыта-
ний и проведены исследования теплообмена в
натурных условиях на летающих моделях
“Бор-4” и “Бор-5” с использованием новей-
ших средств тепловой диагностики.
Исследования теплообмена на моделях
проводились на экспериментальной базе
ЦАГИ и ЦНИИмаш.
Важным элементом уточнения распреде-
ления температуры на поверхности ОК стали
исследования в НПО “Молния” ламинарно-
турбулентного перехода в пограничном слое,
выполненные совместно с МФТИ и ИТПМ
СО АН. Впервые в нашей стране были созда-
ны необходимые программы расчета лами-
нарно-турбулентного перехода и впервые в
мире разработаны эффективные теоретичес-
кие методы расчета амплитуд неустойчивос-
тей, возбуждаемых в пограничном слое, что
позволило целенаправленно решить проблему
управления течением в пограничном слое и
выполнить анализ развития неустойчивых
возмущений.
По результатам трубных испытаний в
НПО “Молния” совместно с ЦАГИ и
ЦНИИмаш были составлены схемы распре-
деления максимальных температур по тепло-
изолированной поверхности ОК на ламинар-
ном (Н = 71 км, V = 6770 м/сек) и турбулен-
тном (Н = 62 км, V = 5400 м/сек) режимах
(рис. 3) и в характерных точках по траекто-
рии полета (рис. 4).
Равновесная температура теплоизолиро-
ванной стенки задается из условия равенства
теплового излучения по поверхности с интег-
ральной степенью черноты е = 0,8 в
окружающее пространство конвективному
тепловому потоку с каталитически активной
поверхности со скоростью рекомбинации
диссоциированных атомов кислорода и азота
Kwo.n -> <ю. Наибольшее влияние каталитич-
ности наблюдается на наиболее нагретой но-
совой части фюзеляжа. На передних кромках
крыла влияние каталитичности уменьшается
в связи с наличием скользящей составляющей
вектора скорости набегающего потока и
снижением интенсивности косого скачка.
При удалении по линии тока от передних
кромок влияние каталитичности убывает. На
турбулентном режиме в связи с относительно
малой скоростью полета (V = 5400 м/сек), на
которой наблюдается турбулентный макси-
мум температур, влияние каталитичности
невелико.
Выбрав “траекторию для тепловых расче-
тов” и выполнив численные расчеты по неста-
ционарному нагреванию (при спуске с орби-
ты) обшивки силовой конструкции, покры-
той теплозащитой, с принятой начальной те-
мпературой обшивки taaq = + 50°С и конечной
температурой в момент посадки tnoc = +160°С,
получим зависимость толщины теплозащиты
от приведенной толщины обшивки (рис. 5).
Из анализа рис. 5 следует, что давление
сильно влияет на толщину теплозащиты. Из-
за различия давлений температура ТЗ на
верхней поверхности значительно ниже. При
одинаковых температурах (800°С) и толщине
обшивки 1 мм ТЗ на верхней поверхности
самолета на 30% тоньше только за счет
давления.
На толщину ТЗ также сильно влияет
температура и толщина обшивки. Так, напри-
мер, при равных давлениях и толщинах
обшивки 5пр = 3 мм на нижней поверхности
фюзеляжа толщина ТЗ вблизи носового за-
тупления 65 мм, а в хвостовой части - 45 мм,
т.е. на 30% меньше только за счет темпе-
ратуры. При уменьшении толщины обшивки
с 3 мм до 2 мм толщина теплозащиты
увеличивается на 5 мм, т.е. на 15%.
На основании имеющейся схемы раскроя
обшивки с использованием зависимости изме-
нения температуры и давления по времени в
каждой точке аэродинамической поверхности
“Бурана” была получена теоретическая схема
толщин ТЗ, которая служит основным доку-
ментом для выпуска конструктивной схемы
теплозащиты и для расчета лимитных масс,
проектных центровочных и инерционных
характеристик.
Теоретическая схема толщин изначально
содержит разрывы и волнистости по аэроди-
намической поверхности как следствие “раз-
рывности” раскроя толщин обшивки планера.
Для “выглаживания” аэродинамических обво-
дов и сохранения лимитных масс эта схема
подвергалась тщательной проектно-теорети-
ческой проработке, предшествовавшей выпу-
ску конструктивной схемы раскроя ТЗ.
118
Линия
0.
Мю= 23
М»= 15
0,04	0,005
Верхняя
поверхность
0,4
0,73
Головная
ударная волна
0,32
Рис. 1. Распределение безразмерного давления по поверхности “Бурана”
на режиме максимальных тепловых потоков при числе М = 15...25
Р/Ро=1
0,35
0,4
z0,48k
0,78
Нижняя
поверхность
Рис. 2. Изменение давления в характерных точках по траектории полета
119
Рис. 3. Распределение максимальных температур по поверхности ОК “Буран” :
а - на ламинарном режиме (с учетом каталитичности и переизлучения / без учета ...);
б - на турбулентном режиме
120
Рис. 4. Распределение максимальных температур теплоизолированной стенки в характерных
точках поверхности крыла и фюзеляжа с учетом ламинарно-турбулентного перехода:
а - в критической точке носового затупления (т. 1);
б - на стыке углеродного носка с плиткой (низ - т.2, верх - т.З)
и на стыке элевона с крылом (т.4);
(места точек показаны на рис.З, а)
Рис. 5. Зависимость толщины теплозащитной плитки от толщины обшивки и граничных условий:
а - на нижней и верхней поверхностях без учета переизлучения;
б, в - соответственно на нижней и верхней поверхностях
с учетом и без учета переизлучения
121
Для выпуска указанных основополага-
ющих проектных схем был необходим пол-
ный газодинамический расчет обтекания
самолета на гиперзвуковых скоростях при
реальных физико-химических свойствах воз-
духа, желательно с учетом неравновесности и
каталитичности поверхности.
В результате получены пространственное
распределение ударных волн, распределение
по аэродинамической поверхности местных
скоростей, чисел М, безразмерного давления,
коэффициентов трения и теплопередачи,
линии тока, толщины пограничного слоя и
его толщины вытеснения, потери импульса и
расстояния до ударной волны.
На основе этих расчетов были вычислены
интегральные характеристики сил трения,
давления и суммарные нагрузки на всех
участках траектории полета (включая
выведение).
Пространственные расчеты обтекания
были проведены на дозвуковых и особенно на
трансзвуковых режимах полета М = 0,7... 1,5 в
целях выявления положения неустойчивых
местных скачков уплотнения, возбуждаемых
кривизной поверхности, и определения ско-
ростей их перемещения для вычисления отры-
вающих (прижимающих) сил, действующих
на теплозащитные плитки.
Трансзвуковые расчеты позволили опре-
делить граничные условий при расчете акус-
тики по заданию зон, различающихся частот-
ными характеристиками, интенсивностью и
местом акустического нагружения.
Спектральные характеристики акустичес-
кого нагружения от скачков уплотнения и
срывных зон различны. У срывных зон они
смещены в область более низких частот, что
для самолетной конструкции более опасно.
Более подробно особенности газодинами-
ческого проектирования изложены в статье
В.Е.Соколова, а акустического и ударно-вол-
нового нагружения - в статье И.Г.Розанова
настоящего сборника.
Выводы
1.	В основу разработки схемы и конструкции
теплозащиты было положено распределение
температур и давлений по аэродинамической
поверхности и по времени (на траектории
спуска).
2.	При разработке схемы распределения тем-
ператур по носовой части фюзеляжа и крылу
учитывалась каталитичность поверхности, а
по хвостовой части - ламинарно-турбулент-
ный переход, что позволило снизить темпе-
ратуру по траектории спуска и уменьшить вес
теплозащиты.
3.	При расчете температур конструкции на
орбите и при спуске учитывались переизлу-
чение и спектральные характеристики спе-
циальных покрытий, применение которых
уменьшило нагрев ОК.
4.	Для затягивания ламинарно-турбулентно-
го перехода, а следовательно, уменьшения
теплового воздействия на конструкцию ОК
применена “кирпичная” кладка плиток ТЗ.
5.	Разработанная теплозащита ОК “Буран”
удовлетворяла всем требованиям с учетом
экстремальных тепловых и силовых воздей-
ствий в условиях функционирования ОК в
пределах заданного ресурса.
6.	Опыт разработки ТЗ ОК “Буран” можно
использовать при проектировании авиа-
ционно-космических систем.
122
УДК 629.782.023.222
ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА
ТЕПЛОЗАЩИТЫ “БУРАНА”
В.П. Тимошенко
Рассмотрены общие принципы теплового проекти-
рования и экспериментальной отработки теплозащиты
“Бурана”, основанные на широком использовании средств
вычислительной техники, наземных экспериментальных
установок, летающих лабораторий и крупномасштаб-
ных летающих моделей серии “Бор-4”. Представлены ме-
тоды расчетного и экспериментального моделирования
тепловых процессов в тепловой защите и наиболее
важных элементах конструкции. Обсуждаются вопро-
сы верификации используемых математических моделей
и их применения для анализа типовых возможных не-
штатных ситуаций, а также соответствия прогнози-
руемых и фактически полученных результатов во время
натурного полета “Бурана”.
Создание теплозащиты “Бурана” - одно
из наиболее значительных достижений в
области развития отечественных авиакосми-
ческих технологий. В течение сравнительно
короткого времени это потребовало решения
большого числа научных и технических задач
по следующим направлениям:
•	расчетные и экспериментальные исследо-
вания внешних и внутренних процессов и
условий теплообмена, аэродинамических,
акустических, вибрационных и других нагру-
зок на теплозащиту;
•	определение требований к свойствам мно-
горазовой теплозащиты на базе прогнози-
руемых условий ее эксплуатации;
•	создание необходимых материалов, разра-
ботка технологических процессов, изготов-
ление теплозащитных элементов и их монтаж;
•	наземная многоуровневая эксперименталь-
ная отработка, включая автономные испы-
тания отдельных элементов тепловой защиты
и ее комплексные испытания на полно-
размерных фрагментах конструкции орбитера
в условиях, максимально приближенных к
натурным;
•	летные испытания натурных элементов
конструкции и теплозащиты на самолетах-
лабораториях Ил-18, МиГ-25 и специальных
крупномасштабных летающих моделях “Бор-
4”, которые запускались на орбиту ракет-
ными комплексами и совершали затем
управляемый планирующий спуск в атмо-
сфере.
Принципиальное требование - создать
многоразовый орбитальный корабль с гаран-
тированным ресурсом большинства его эле-
ментов, включая теплозащиту, не менее чем
на сто полетов - во многом предопределило
выбор используемых теплозащитных мате-
риалов.
Нижняя поверхность и большая часть
боковой поверхности планера “Бурана” в
зонах с максимальными температурами аэро-
динамического нагрева 700...1250°С защи-
щена многоразовой теплозащитой в виде
керамических плиток из волокон двуокиси
кремния, имеющих белое или черное внешнее
эрозионно стойкое покрытие (рис. 1).
Рис. 1. Элементы теплозащиты “Бурана”
123
В менее нагреваемых зонах для темпе-
ратур до 35О...37О°С используется гибкая
теплозащита из волокнистых органических
материалов.
К числу наиболее ответственных компо-
нентов системы тепловой защиты “Бурана”
относятся такие термостойкие элементы
конструкции, как носовой обтекатель и
секции передних кромок крыльев из углерод-
углеродного материала с предельными темпе-
ратурами эксплуатации до 1650°С. При
общей внешней схожести “Бурана” с
орбитерами “Спейс Шаттл” ряд элементов
его конструкции имеет много существенных
отличий. Например, особенность передней
кромки крыла заключается в последова-
тельной схеме установки секций (рис. 2), что
повышает ее надежность и уменьшает число
углерод-углеродных элементов.
Рис. 2. Конструкция передней кромки крыла
Иллюминаторы кабины экипажа, выдер-
живающие нагрев до 750°С, также можно
считать элементами тепловой защиты много-
функционального назначения. Кроме того, к
элементам системы теплозащиты “Бурана”
относятся термостойкие экраны из метал-
лических сотовых панелей с предельными
температурами эксплуатации 400...700°С
(рис. 3), различные термостойкие уплотнения,
а также панели абляционной теплозащиты
для межэлевонной щели с термостойкостью
до 1800°С.
Ответственность за создание планера и
ряда систем орбитального корабля “Буран”,
включая систему теплозащиты, была возло-
жена на Научно-производственное объедине-
Рис. 3. Термостойкие экраны из металлических
сотовых панелей
ние “Молния”, которое наряду с выпол-
нением основного объема расчетных и проек-
тных работ осуществляло общую коорди-
нацию совместной деятельности институтов и
организаций, участвующих в данном проекте.
Уникальная сложность “Бурана” и сжа-
тые сроки его создания потребовали широ-
кого распараллеливания работ. Практически
одновременно создавались новые материалы
и проектировались конструкции из этих
материалов, проводились экспериментальные
исследования и создавались новые испы-
тательные комплексы. Разрабатывались и
изготавливались объекты испытаний, пред-
ставляющие как геометрически подобные
модели “Бурана”, так и натурные фрагменты
его конструкции, снабженные соответствую-
щими средствами измерений.
В условиях, когда значительную часть
экспериментальной информации, необходи-
мой для проверки конструкции “Бурана”,
ожидалось получить лишь на завершающей
стадии работ, роль методов расчетного мо-
делирования стала практически доминирую-
щей. К числу основных задач обеспечения те-
пловых режимов “Бурана”, решаемых с ис-
пользованием расчетных методов, относятся:
• определение внешних тепловых потоков на
всех этапах полета и расчет толщин высо-
котемпературной теплоизоляции для каждого
участка поверхности планера, обеспечиваю-
щих защиту его обшивки и несущих элемен-
тов конструкции от перегрева;
•	расчет изменения в процессе полета темпе-
ратуры наиболее ответственных элементов
конструкции - носового обтекателя, передних
кромок крыльев, соответствующих крепеж-
ных элементов, остекления кабины экипажа,
124
металлической обшивки планера и многих
других его агрегатов;
•	разработка расчетно обоснованных реко-
мендаций по снижению температуры отде-
льных агрегатов или деталей за счет увели-
чения толщины внешней теплозащиты или
изменения конструктивных параметров самих
рассматриваемых элементов в тех случаях,
когда имеющиеся материалы не выдерживают
действующего нагрева;
•	оценка последствий проникновения воз-
душной плазмы внутрь планера через воз-
можные дефекты в обшивке и уплотняющих
элементах при спуске “Бурана” с орбиты;
•	расчетный прогноз состояния конструкции
планера в случае повреждения или отрыва
какой-либо из 38 000 теплозащитных плиток,
наклеенных на его поверхность.
Условия работы теплозащиты и конст-
рукции “Бурана” можно разбить на три
группы, соответствующие основным этапам
полета - совместный полет с ракетой-
носителем “Энергия”, орбитальный полет и
автономный полет при планирующем спуске
в атмосфере.
Для этапа выведения к основным фак-
торам воздействия на теплозащиту относятся:
вибрационно-акустические нагрузки, воздуш-
ный скоростной напор и нестационарные
нагрузки от скачков уплотнения, причем
последние наиболее существенны в зонах
узлов связи “Бурана” с центральным блоком
ракеты-носителя.
Дополнительным фактором, способст-
вующим повышению уровня инерционных
нагрузок на элементы теплозащиты, может
быть увеличение их массы за счет поглощения
влаги при неблагоприятных погодных
условиях.
Аэродинамический нагрев на участке
выведения сравнительно мал и не является
определяющим для выбора теплозащиты.
Лишь в кормовой части “Бурана” теплоза-
щита донного экрана и ряда других элемен-
тов выбирается в соответствии с уровнями
радиационного нагрева от факелов двига-
телей ракеты-носителя на этапе совместного
полета.
В орбитальном полете элементы тепло-
защиты “Бурана” в теневых зонах могут
охлаждаться до температур порядка - 120°С
или нагреваться до + 1Ю°С под действием
прямого солнечного излучения, (рис. 4,а).
Минимальные уровни температур несущих
элементов конструкции также могут дости-
гать значений - 120°С, а максимально допу-
стимый нагрев металлической обшивки
планера во время орбитального полета по
техническому заданию ограничен значением
+ 50°С для того, чтобы рационально исполь-
зовать теплоаккумулирующую способность
конструкции и тем самым сохранить на
приемлемом уровне вес тепловой защиты,
(рис. 4,6). Практическое выполнение этого
требования для боковой и верхней поверх-
ностей планера обеспечивается использова-
Рис. 4. Распределение температуры поверхности “Бурана” на орбитальном участке полета
125
нием для теплозащиты внешних покрытий
белого цвета с низким значением отношения
коэффициента поглощения солнечного
излучения к излучательной способности
(As/e < 0,4)- Для нижней поверхности пла-
нера, где используется более термостойкая
теплозащита с внешним покрытием черного
цвета, имеющим отношение As/e ~ 1, вводит-
ся ограничение по времени ее непрерывной
ориентации на солнце (не более 6 часов).
Максимальные тепловые нагрузки тепло-
защита “Бурана” испытывает во время пла-
нирующего спуска в атмосфере. При этом па-
раметры аэродинамического нагрева имеют
существенную пространственную неравно-
мерность и изменяются по времени, а макси-
мальные уровни температур поверхности в
значительной мере определяются такими
физическими свойствами поверхности тепло-
защитного покрытия (ТЗП), как каталитич-
ность и излучательная способность. Уровни
температур тонкостенных носков фюзеляжа и
крыла существенно зависят также и от
интенсивности внутренних процессов радиа-
ционного теплообмена. Максимальные значе-
ния температуры теплозащищенных элемен-
тов конструкции из алюминиевых сплавов в
момент посадки не должны превышать
+ 160°С при начальной температуре перед
спуском с орбиты + 50°С.
На рис. 5 приведены расчетные значения
толщин теплозащиты, обеспечивающие на
момент посадки значение температуры
металлической обшивки планера из алюми-
ниевого сплава Д-16Т не выше 160°С. Уровни
внешнего нагрева для типовой проектной
траектории спуска, представленные изоли-
ниями максимальных температур на поверх-
ности “Бурана”, получены на основании
расчетов, многочисленных продувок масш-
табных моделей в аэродинамических трубах
ЦАГИ, ЦНИИмаш и летных испытаний
элементов теплозащиты на летающей модели
“Бор-4”. Температура носков фюзеляжа и
крыла из материала углерод-углерод для
вариантов “а” и “б” (рис. 5) рассчитана с
учетом физико-химических процессов в
ударном слое и каталитических свойств
поверхности, но без учета внутреннего
переизлучения и процессов теплопроводности
(Kw = оо для варианта “а” и Kw = 3 м/с для
варианта “б”). Вариант “в“ соответствует
значению Kw = 3 м/с и рассчитан с учетом
процессов внутреннего переизлучения и
теплопроводности. Значения температур,
отмеченные значком ( * ), относятся к этапу
выведения.
Фактические толщины теплозащиты
выбираются с учетом дополнительных требо-
ваний к гладкости внешней поверхности и
других технологических ограничений, поэто-
му они могут несколько отличаться от тео-
ретических обычно в большую сторону.
Расчетные методы анализа тепловых
режимов “Бурана”
В процессе работ по созданию “Бурана”
впервые на промышленном уровне был
выполнен расчетный анализ тепловых режи-
мов практически всех его конструктивных
элементов, причем суммарные затраты
расчетного времени составили десятки тысяч
часов на быстродействующих ЭВМ. Разра-
ботанные тепловые математические модели и
алгоритмы прошли неоднократную проверку
путем сравнения получаемых результатов с
данными других авторов и с результатами
специальных лабораторных и натурных
экспериментов. Это позволило с достаточной
уверенностью прогнозировать поведение
“Бурана” не только при нормальных режимах
полета, но и в условиях нештатных ситуаций.
Сравнительный анализ материалов и
расчетное обоснование необходимых толщин
теплозащиты “Бурана” проводились с
использованием нескольких типов матема-
тических моделей. При этом учитывались
внешние условия нагрева, процессы радиа-
ционного и конвективного теплообмена
внутри планера, теплообмен в межплиточных
зазорах, реальная архитектура несущей
конструкции, зависимость теплофизических
характеристик от температуры и давления, а
также рад других факторов. На рис. 6
показаны одна из схем расчета плиточной
теплозащиты и некоторые полученные
результаты. Заметно влияние межплиточных
зазоров, которые в конечном итоге снижают
эффективность тепловой защиты и поэтому
должны тщательно контролироваться на всех
этапах наклейки плиток, проверочных
испытаний и эксплуатации.
В процессе расчетных исследований
выявлена исключительно важная роль
радиационного теплообмена во внутренних
полостях конструкции планера. Целенаправ-
ленный учет этих процессов при разработке
конструкции “Бурана” позволил снизить
потребные толщины теплозащиты и дать
прогноз существенного уменьшения неблаго-
приятных температурных градиентов. Интен-
сивность переноса тепла излучением от более
нагретых зон конструкции к менее нагретым
в некоторых случаях преобладает над
126
(4S0)
Рис. 5. Теоретическая схема толщин теплозащиты для проектных значении
максимальных температур на внешней поверхности “Бурана”
процессами теплопроводности. Это хорошо
видно на рис. 7 из сравнения результатов теп-
лового расчета фрагмента крыла “Бурана”,
полученных с учетом радиационного тепло-
обмена и без учета.
Для наиболее нагреваемых элементов
конструкции “Бурана” - носового обтекателя
и передних кромок крыльев - учет радиацион-
ного теплообмена позволил снизить проект-
ные уровни максимальных температур на
1ОО...15О°С. На рис. 8 для одного из расчет-
ных вариантов показано изменение по
времени температур в характерных точках
углерод-углеродной секции передней кромки
крыла. За счет переноса тепла излучением
разность температур между нижней и верхней
частями секции уменьшается с 1150°С до
500°С и одновременно в зоне максимального
нагрева температура понижается примерно
на 12О...15О°С.
Одну из серьезных проблем применения
плиточной теплозащиты представляет воз-
можная потеря теплозащитных элементов.
Проведенные расчетно-экспериментальные
исследования позволили накануне первого
полета “Бурана” дать обоснованный прогноз,
127
Рис. 6. Схема и результаты расчета плиточной
теплозащиты “Бурана”
что повреждение или отрыв любой из
теплозащитных плиток в большинстве
случаев не приведет к расплавлению обшивки
планера, то есть к возникновению аварийной
ситуации. Это в обобщенном виде иллюст-
рируется на рис. 9, где для нескольких зон
Рис. 8. Температурные режимы передней кромки
крыла при спуске в атмосфере:
1.. .6 - расчетные точки
“Бурана” в зависимости от максимальной
температуры на внешней поверхности
неповрежденной теплозащиты Tw,max приве-
дены расчетные максимальные температуры
металлической обшивки планера Tm,max при
нормальном состоянии теплозащиты и в
случае потери единичного элемента плиточ-
ной теплозащиты. В последнем случае
рассмотрены два варианта: отрыв плитки с
сохранением на металлической обшивке
планера фетровой подложки (наиболее
вероятный случай) и отрыв плитки вместе с
фетровой подложкой.
Как видно, при сохранении фетровой
подложки температура плавления обшивки
Рис. 7. Тепловой расчет фрагмента крыла “Бурана”
128
расчетные эоны
Рис. 9. Максимальные значения температуры обшивки планера
при потере единичных плиток теплозащиты
(около 500°С) не достигается во всем диапа-
зоне внешних максимальных уровней нагрева
27О...125О°С, а при отрыве плитки вместе с
фетром целостность обшивки может быть
нарушена только в зонах, непосредственно
прилегающих к углерод-углеродным обтека-
телям.
Во время запуска “Бурана”, происходив-
шего в зимних условиях при плохой погоде,
часть плиток была повреждена осколками
льда, падавшими со стартовых сооружений,
ракеты-носителя и самого орбитального
корабля, причем некоторые плитки были
оторваны полностью. Однако послеполетный
осмотр показал, что расплавления метал-
лической обшивки корпуса “Бурана” в этих
местах не произошло за исключением одной
зоны, где из-за дефекта жгутового уплотнения
на стыке плиточной теплозащиты с секцией
передней кромки крыла создалась возмож-
ность интенсивного затекания воздушной
плазмы внутрь полости кромки. Данные
результаты первого полета “Бурана” пол-
ностью подтвердили предварительные расчет-
ные прогнозы по степени надежности его
тепловой защиты.
Разработанные методы расчета тепловых
режимов многостекольных иллюминаторов
“Бурана” позволили на стадии проектиро-
вания детально проанализировать возможные
градиенты температур и уровни нагрева
стекол (рис. 10) и тем самым существенно
повысить надежность конструкции иллюми-
наторов, а также снизить затраты на их
экспериментальную отработку.
Экспернментаин>ные методы отработки
теплозащиты “Бурана”
Экспериментальные методы в сочетании с
расчетными широко использовались на
всех этапах создания и экспериментальной
отработки “Бурана”. В наземных условиях
испытания элементов теплозащиты и термо-
стойких элементов конструкции проводились
главным образом на газодинамических
установках и стендах радиационного нагрева.
В летных условиях большая программа
экспериментальных работ выполнена на
самолетах - летающих лабораториях и аэро-
космических беспилотных аппаратах “Бор-4”
и “Бор-5”.
Из установок газодинамического типа
наиболее важные результаты были получены
на индукционных и электродуговых плазмо-
тронах. Преимуществом высокочастотных
плазмотронов с индукционным способом
нагрева рабочего газа является высокая
чистота газового потока, что позволяет моде-
лировать химическое взаимодействие воздуш-
ной плазмы с материалами и исследовать
чрезвычайно важные вопросы каталитиче-
ской активности внешних поверхностей
теплозащитных и конструкционных элемен-
тов при взаимодействии с потоками
129
9 Зак.185
На рис. 12 приведена
схема и результаты испы-
таний натурного иллюмина-
тора входного люка “Бура-
на” в индукционном плаз-
мотроне ВГУ-3-200 Инсти-
тута проблем механики
Российской Академии наук.
Максимальный диаметр ис-
пытываемого объекта соста-
вил около 500 мм. Темпера-
тура внешней поверхности
иллюминатора контролиро-
валась термовизионной сис-
темой AGA-780, а темпера-
турное состояние внутрен-
них элементов регистриро-
валось по показаниям
термопар с помощью много-
канальной измерительной
системы ORION-3500.
Рис. 10. Расчетное моделирование процессов радиационно-конвектив- Стевды радиационного
него теплообмена в многостекольных иллюминаторах	нагрева относятся к наибо-
лее экономичному типу
диссоциированного воздуха, имитирующего
натурные условия полета.
Электродуговые плазмотроны относятся
к сравнительно старому виду испытатель-
ного оборудования. Наиболее продуктивно
они использовались при экспериментальной
отработке и квалификационных испытаниях
абляционных теплозащитных материалов.
Область применения этих установок для
испытаний многоразовой теплозащиты также
достаточно широка и охватывает тепловые и
газодинамические испытания, при которых
можно не учитывать влияние продуктов
эрозии электродов, содержащихся в плаз-
менном потоке.
Схемы испытаний панелей теплозащиты с
различной ориентацией плиток в электро-
дуговом плазмотроне ЦНИИмаш У-15Т-1
показаны на рис. 11.
установок для исследования температурного
состояния конструктивных и теплозащитных
элементов практически во всем рабочем
диапазоне температур “Бурана”, то есть от
- 150°С до 1600°С. При этом для орбитальных
условий используется как видимый, так и
инфракрасный диапазон спектра, а для
моделирования высокотемпературного нагре-
ва применяются главным образом нагревате-
ли с инфракрасным спектром излучения.
Принципиальная схема испытаний
средней части фюзеляжа на стенде КВИ
НИИхиммаш показана на рис. 13. Внешние
тепловые нагрузки задавались по результа-
там численных расчетов интенсивности пря-
мого излучения от Солнца и Земли, а также
действия отраженных потоков и собственного
излучения “Бурана”.
Рис. 11. Экспериментальные исследования плиточной теплозащиты в электродуговом плазмотроне:
1 - сопло ЭДУ; 2 - охлаждаемый объект; 3 - испытываемый объект;
4,5 - панели с различной ориентацией плиток теплозащиты
130
Рис. 12. Испытание иллюминатора входного люка “Бурана”
в индукционном плазмотроне ВГУ-3-200:
1.. .4 - точки замера температуры; 5 - объект испытания; 6 - барокамера; 7 - координатное устройство;
8 - термовизионная система AGA-780; 9 - поток плазмы; 10 - иллюминатор; 11 - выводы термопар;
12 - многоканальная измерительная система ORION-3500
Одна из самых больших установок
высокотемпературного инфракрасного нагре-
ва - стенд ТПВК-1 ЦАГИ, на котором
испытывался такой достаточно крупный
фрагмент “Бурана”, как 1/3 часть фюзеляжа с
одним крылом. Более мелкие объекты
испытывались на большом числе других
стендов, таких, как стенд КТВУ-40Г НПО
“Молния”, ТПИ-9 СибНИА.
Данные установки хорошо автоматизи-
рованы и позволяют с высокой точностью
воспроизводить динамику изменения пара-
метров нагрева и внешнего давления в соот-
ветствии с параметрами натурного полета,
поэтому они очень удобны для проведения
многоцикловых испытаний.
На рис. 14 показана схема эксперимента
на стевде КТВУ-40Г по моделированию
последствий потери теплозащитной плитки и
представлены полученные данные в срав-
нении с расчетными результатами. На рис. 15
приведена схема испытаний лобового иллю-
минатора на стенде ТПИ-9 СибНИА и срав-
нение расчетных результатов с эксперимен-
тальными данными.
Крупномасштабные летающие модели
серии “Бор-4” (рис. 16) обеспечили получение
исключительно важной экспериментальной
информации о поведении элементов много-
разовой теплозащиты в условиях планирую-
щего полета в атмосфере по траектории,
близкой к траектории спуска “Бурана”.
Рис. 13. Тепловакуумные испытания фрагментов “Бурана” в условиях имитации орбитального полета:
а - расчетный тепловой режим; б - схема испытаний; 1 - объект испытаний; 2 - расчетное сечение;
3 - имитатор земного излучения; 4 - имитатор солнечного излучения; 5 - вакуумная камера;
6 - криогенные экраны
131
Рис. 14. Экспериментальные исследования плиточной теплозащиты
на стенде радиационного нагрева КТВУ-40Г:
а - схема эксперимента; б - температура металлической обшивки панели под теплозащитой;
1 - вакуумная камера; 2 - испытательный модуль “черный ящик” с внутренней теплоизоляцией;
3 - узлы крепления испытываемого объекта; 4 - испытываемая панель конструкции с теплозащитой;
5 - зона имитации повреждений; 6 - радиационный нагреватель; 7 - термопары на металлической
обшивке панели
Рис. 15. Испытания лобового иллюминатора “Бурана” на стенде Т11И-9:
1 - основной нагреватель; 2 - струйная система охлаждения; 3 - разделительный экран;
4	- дополнительный нагреватель; 5 - вакуумная камера; 6 - теплоизоляция стенда;
7	- штатная теплозащита; 8 - наружное стекло иллюминатора; 9 - окантовка стекла
с фрагментом конструкции остекления кабины
132
Номер аппарата	Дате запуска	Тип запуска
Бор-4с,	05.12.80	Суборбитальный (абляционная ТЗП)
Бор-4, N404 (Космос 1374)	04.06.82	Орбитальный, посадка в Индийском океане
Бор-4, N403 (Космос 1445)	16.03.83	Орбитальный, посадка в Индийском океане
Бор-4, N405 (Космос 1517)	27.12.83	Орбитальный, посадка в Черном море
Бор-4, N406 (Космос 1614)	19.12.84	Орбитальный, посадка в Черном море
Рис. 16. Экспериментальные исследования теплозащиты “Бурана”
на летательных аппаратах серии “Бор-4”:
1 - носовой обтекатель из материала ГР АВИ МОЛ с противоокислительным покрытием М-46;
2 - плиточная теплозащита ТЗМК-10, ТЗМК-25 с черным покрытием ЭВЧ-4М1УЗ; 3 - плиточная
теплозащита ТЗМК-10 с белым покрытием ЭВС-4; 4 - гибкая теплозащита ATM-19 с белым
покрытием УФ-11; 5 - калориметрические датчики; 6 - термоиндикаторные краски на верхней
и нижней поверхностях; 7 - термопары на носовом обтекателе, плитках ТЗП, несущем корпусе;
8	- термоиндикаторы в межплиточных зазорах
Рис. 17. Измерение максимальных температур в межплиточных зазорах
теплозащиты аппарата “Бор-4” при помощи термоиндикаторных красок
Были уточнены максимальные уровни
нагрева и откорректирован ряд расчетных
моделей теплообмена. Проведено испытание
всех основных компонентов теплозащиты
“Бурана”, включая материал углерод-углерод
для наиболее нагретых зон носка фюзеляжа и
кромок крыльев, термостойкую плиточную
теплозащиту с черным покрытием для ниж-
ней поверхности и с белым - для боковой
поверхности планера, а также гибкую
теплозащиту для зоны верхней поверхности.
Возможность установки достаточно боль-
шого числа средств измерений позволила
целенаправленно исследовать тепловые
режимы в интересующих зонах конструкции
и при необходимости вносить коррективы в
методы измерений перед повторными
запусками аппаратов.
На рис. 17 приведено сравнение расчет-
ных данных по максимальным температурам
в межплиточных зазорах с соответствующими
результатами натурных измерений на
133
аппарате “Бор-4” при помощи термоицдика-
торных красок.
Результаты первого полета “Бурана”
На рис. 18 представлено сравнение рас-
четных данных и результатов измере-
ний тепловых режимов наиболее ответствен-
ных элементов конструкции “Бурана”, полу-
ченных во время его натурного полета.
Траектории этого полета соответствуют
более низкие тепловые нагрузки, чем для
типовых проектных условий спуска, поэтому
измеренные в полете температуры оказались
ниже предельно допустимых. Вместе с тем,
хорошее совпадение натурных данных с соот-
ветствующими прогнозируемыми значениями
позволяет с определенной уверенностью
проектировать новые летательные аппараты,
опираясь в основном на расчетные данные по
их тепловым режимам. Экспериментальную
проверку целесообразно проводить лишь на
заключительных этапах работ, и только для
самых ответственных элементов, что несом-
ненно позволит многократно уменьшить
стоимость новых разработок.
Ведущиеся в НПО “Молния” проектные
исследования по созданию перспективной
авиационно-космической системы МАКС в
значительной степени опираются на резуль-
таты работ по системе “Энергия” - “Буран”.
Планируемое использование материалов с
улучшенным свойствами и применение
усовершенствованных методов расчетного
проектирования позволяет по предваритель-
ным оценкам добиться снижения удельной
массы теплозащиты на единицу поверхности
на 25...35% по сравнению аналогичными
показателями для “Бурана”.
Заключение
На основании представленных материа-
лов можно сделать следующие выводы:
•	разработанные методы и алгоритмы моде-
лирования теплового состояния пространст-
венных несущих конструкций с теплозащитой
обеспечивают комплексное решение задач
теплового проектирования сложных аэро-
космических систем;
•	в процессе проектирования и экспери-
ментальной отработки “Бурана” накоплен
уникальный практический опыт выполнения
на промышленном уровне расчетного анализа
в	г
Рис. 18. Сравнение натурных данных с результатами расчетного прогноза
тепловых режимов элементов конструкции “Бурана”:
а - внутренние поверхности наружных стекол лобового (1) и среднего (2) иллюминаторов;
б - носовой обтекатель в зоне максимального аэродинамического нагрева;
в - обшивка нижней (3) и верхней (4) поверхностей наплыва крыла в зоне шпангоута 10;
г - секция 9 передней кромки крыла в зоне максимального аэродинамического нагрева;
д - обшивка нижней поверхности фюзеляжа в зоне шпангоута 17
134
тепловых режимов всех его основных
конструктивных элементов;
•	хорошее совпадение расчетных и экспе-
риментальных данных, полученных как в
ходе наземной экспериментальной отработки,
так и в натурном полете, подтверждает
надежность созданных методов;
•	предложенные методы расчетного и экспе-
риментального моделирования тепловых
режимов успешно апробированы для ряда
российских и европейских аэрокосмических
аппаратов и в дальнейшем могут широко
использоваться при создании систем выве-
дении нового поколения, таких, как МАКС и
аналогичные.
Литература
1.	Тимошенко В.П. Программа Теплозащита -
Расчет прогрева и уноса многослойных
теплозащитных покрытий с учетом терми-
ческого разложения материалов и нестацио-
нарной фильтрации газа. - ЦНИИМАШ,
ГОНТИ-1, ОФАП № 0542 П, 1980. - 104с.
2.	Тимошенко В.П., ШипаревВ.А. Расчет тем-
пературных полей в конструкциях летатель-
ных аппаратов с использованием тепловых
моделей на графах И Гагаринские научные
чтения по космонавтике и авиации, 1981.
- М.: Наука, 1983. - С. 147-148.
3.	Землянский Б.А., Лунев В.В., Тимошен-
ко В.П. и др. Некоторые проблемы тепло-
обмена гиперзвуковых летательных аппара-
тов планирующего спуска // Труды НПО
“Молния”, 1985. -№ 1. - С.34-61.
4.	Тимошенко В.П., Патричная М.П. Темпера-
турные режимы теплозащиты ОК “Буран” с
учетом радиационного теплообмена в меж-
плиточных зазорах // Труды НПО “Молния”,
1985,-№2.-С.70-78.
5.	Волкова С.Н., Землянский Б.А., Тимошен-
ко В.П. Теплообмен и температурные режимы
передней кромки крыла ОК “Буран” И Труды
НПО “Молния”, 1985. - № 2. - С.78-87.
6.	Тимошенко В.П, Тренев М.Г. Метод рас-
чета тепловых режимов многослойных полу-
прозрачных материалов // Ученые записки
ЦАГИ, 1986. - т. 17. - № 2. - С.83-93.
7.	Тимошенко В.П, Тренев М.Г., Патрич-
ная М.П. Расчетное моделирование сложного
теплообмена в пространственных структурах
из элементов высокотемпературной плиточ-
ной изоляции И ИФТПЭ, АН ЛитССР, Труды
VI Всесоюзной научно-технической конф.,
Каунас, 1987. - С. 127-128.
8.	Омельченко К.Г., Тимошенко В.П., Тренев
М.Г. и др. Методы расчета теплозащитных
покрытий и температурных режимов элемен-
тов изделий, функционирующих в условиях
интенсивного нагрева. - ЦНИИМАШ,
ГОНТИ-1, 1989.- 131с.
9.	Тимошенко В.П. Матрично-зональный
метод расчета радиационного теплообмена
между элементами сложных конструкций //
Гагаринские научные чтения по космонав-
тике и авиации, 1990-1991 гг. - М.: Наука,
1991.-С.139.
10.	Тимошенко В.П., Якушин М.И., Патрич-
ная М.П. Термовизионный контроль тепло-
вых режимов при испытаниях элементов
конструкции и тепловой защиты орбиталь-
ного корабля “Буран” на индукционном
высокочастотном плазмотроне ВГУ-2-200 //
Техника воздушного флота, 1993. - № 4-6,
- С. 72-74.
II.	Тимошенко В.П. Использование методов
расчетного и экспериментального моделиро-
вания теплообмена при создании “Бурана”//
Проблемы авиационной и космической
техники, 1994. - № 2. - С. 26-30.
12.	Воинов Л.П., ЗалогинГ.Н., Лунев В.В.,
Тимошенко В.П. Сравнительный анализ лабо-
раторных и натурных данных о катали-
тичности материалов теплозащиты ЛА “Бор”
и “Буран” И Космонавтика и ракетостроение,
1994.-№2.-С.51-57.
13.	Timoshenko V. BURAN's Main Thermal
Protection Components // Proceedings of the
First ESA/ESTEC Workshop on Thermal
Protection Systems, Noordwijk, Netherlands,
ESA-WPP-053, pp.40-57, 1993.
14.	Tarasov A., Timoshenko V., Skorodelov V.
Use of Advanced High Strength Materials for
Design of BURAN and MAKS Structures with
Minimal Weight // Proceedings of the
International Symposium on Advanced
Materials for Lightweight Structures, Noordwijk,
Netherlands, ESA-WPP-070, pp.25-38, 1994.
15.	Yeryomina A., Timoshenko V., Zhestkov B.
Terentieva V. Thermal-Resistant Antioxidation
Coatings for Composite and Metallic Elements
of Aerospace Vehicles // Proceedings of the 2nd
European Workshop on Thermal Protection
Systems & 3rd European Workshop on High
Temperature Materials, Stuttgart, 1995.
16.	Shirokikh D., Timoshenko V. Development
and Application of Honeycomb Hot Structures //
Proceedings of the 2nd European Workshop on
Thermal Protection Systems & 3rd European
Workshop on High Temperature Materials,
Stuttgart, 1995.
135
УДК 629.782.023.222
ТЕПЛОЗАЩИТНАЯ КОНСТРУКЦИЯ
МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
М.Я. Гофин
Рассмотрены проблемы создания теплозащиты,
дано описание ее конструкции, истории разработки,
технологии получения и свойств теплозащитных мате-
риалов и покрытий, способов защиты от разрушения и
влаги. Указаны области применения теплозащитных
материалов в народном хозяйстве. Рассмотрены пробле-
мы создания легковесной теплозащитной конструкции
(ТЗК) для перспективных авиационно-космических сис-
тем (АКС).
Успех многих космических программ
зависит в значительной степени от
достижений в создании эффективной теплоза-
щиты. Разработка легких высокотемпера-
туростойких защитных конструкций состав-
ляет необходимый этап создания космических
аппаратов многоразового использования.
Разработка теплозащитных (ТЗМ) и
конструкционных углерод-углеродных мате-
риалов (УУМ) многоразового использования,
которые не изменяли бы своих свойств при
неоднократных полетах в космос, была одной
из сложнейших задач при создании орбиталь-
ного корабля (ОК) “Буран”.
Применение так называемой “горячей”
конструкции на основе жаростойких и жаро-
прочных металлов с внутренней теплоизо-
ляцией, характерной для сверхзвуковой
авиации, натолкнулось на конструктивные и
материаловедческие трудности, связанные с
большими деформациями и короблением
конструкции, механическими и химическими
воздействиями при рабочих температурах ОК
и привело бы к неприемлемым значениям
массы конструкции.
Поэтому в качестве теплозащиты фюзе-
ляжа и крыла ОК “Буран” должен быть при-
менен материал, удовлетворяющий следую-
щим требованиям:
•	многократность использования - не менее
100 циклов;
•	температура эксплуатации - от минус 150
до плюс 1250° С;
•	коэффициент теплопроводности не более
0,5 Вт/(м • град.);
•	плотность не более 0,15 г/см3;
•	предел прочности при растяжении не менее
0,2 МПа.
Этим условиям наиболее полно удовлет-
воряли материалы на основе кварцевых
волокон, в которых максимально подавлен
радиационный и конвективный перенос тепла
через поры и основу.
Исходя из свойств кварцевого волокна
ослаблять лучистый теплообмен путем
рассеивания и эффекта многократного экра-
нирования, а также уменьшать конвектив-
ную теплопроводность, на основе расчетно-
экспериментальных данных по тепловым
потокам были сформулированы теплофизи-
ческие и механические требования к тепло-
защитному материалу.
Конструктивно теплозащита (ТЗ) выпол-
нялась из отдельных элементов, каждый из
которых включал плитку ТЗК с наружным
стекловидным покрытием толщиной 0,3 мм,
приклеиваемую к несущей конструкции с
помощью эластичного клея через демпфи-
рующую прокладку ТЗМ [2, 3].
Плитка гцдрофобизировалась, и на ее
наружное покрытие наносилась дополни-
тельная лаковая пленка для защиты от
атмосферных осадков.
Наружное покрытие на боковых поверх-
ностях плитки не доходило до нижней
поверхности, образуя “дыхательный” поясок.
Через него происходило выравнивание
давления внутри плитки с внешней средой
при подъеме и спуске ОК, что исключало
возникновение дополнительных нагрузок на
теплозащитный элемент.
136
Элементы устанавливались на поверх-
ность изделия с зазорами. Величина зазора
определялась из условия компенсации
разницы деформации несущей конструкции и
элемента как при воздействиях температуры,
так и при статических и динамических
нагрузках.
В зависимости от размеров и вода
зазоров, а также их расположения на
поверхности изделий они перекрывались
щеточными межплиточными уплотнениями,
холстами из кварцевого волокна, жгутовыми
и щелочными уплотнениями.
Теплозащита ОК состояла почти из 38800
отдельных элементов, различающихся по
форме и в плане по кривизне наружной и
внутренней поверхностей, углу наклона и
виду боковых поверхностей, наружному
покрытию, наличию вырезов, подрезов и др.
При изготовлении элементов использовались
несколько модификаций материалов.
Для плавного обтекания необходимо,
чтобы ступеньки между отдельными плитка-
ми не превышали нескольких десятых долей
миллиметра.
Чтобы получить необходимые зазоры и
ступеньки, требовалось очень точно не
только изготовить саму плитку, но и про-
вести ее монтаж, что обеспечивалось твердым
соблюдением параметров технологического
процесса.
Механическая обработка плитки велась с
точностью до 0,5 мм на фрезерных станках с
программным управлением алмазным инст-
рументом, разработанным конкретно для
данного процесса.
Экспериментальные исследования выя-
вили граничные условия по допустимой
волнистости металлической поверхности под
теплозащитное покрытие, что гарантировало
безопасность при эксплуатации. Кроме того,
технологическими приемами была решена
проблема обеспечения качества поверхности
при западании или выступании крепежных
элементов.
Для более точного прилегания каждой
плитки к криволинейной конструкции прог-
рамма обработки корректировалась по
результатам обмеров реальной монтажной
поверхности более чем в 100 точках под
каждой плиткой с помощью специальной
установки по индивидуальной для каждого
элемента программе.
Все процессы, включая разработку
конструкторской документации, технологии
изготовления и контроля, проводились на
ЭВМ с использованием разработанного под
эти процессы математического обеспечения.
Помимо пооперационного контроля
всего технологического процесса изготовле-
ния и монтажа плиток, используемых мате-
риалов, полуфабрикатов, после завершения
монтажа каждая плитка проходила окон-
чательный контроль путем “обтяжки”, т.е.
приложения нормированной отрывающей на-
грузки.
При контроле ТЗП и агрегатов из УУКМ
применялся весь арсенал неразрушающих
методов контроля, включая лазерные, акусти-
ческие, нейтронные, рентгеновские, методы
электронной микроскопии и др.
Разработка теплозащитного материала
(плитки)
На начальном этапе основные усилия
были сосредоточены на создании тепло-
защитного материала из кварцевых волокон,
причем производство самих кварцевых воло-
кон определенного диаметра (2 мкм) также
было сложной инженерной задачей.
Разработка технологии, организация про-
изводства кварцевых волокон из отечест-
венного сырья и теплозащитных материалов
на их основе осуществлялась отечествен-
ными институтами и предприятиями. Для
придания готовому ТЗМ высокой стойкости к
циклическим тепловым нагрузкам необхо-
димо было использовать исходное сырье -
жильный кварц, в котором содержание
структурных и минеральных примесей было
бы минимально (особенно щелочных и
щелочноземельных), а наличие двуокиси
кремния составляло не менее 99,9 %, что в
целом обеспечивало устойчивость к кристал-
лизации аморфной окиси кремния и предо-
пределяло стабильность свойств готового
материала при эксплуатации.
Для создания ТЗМ, удовлетворяющих
требованиям эксплуатации ОК “Буран”,
потребовалось впервые разработать техно-
логию получения мелкодисперсного штапе-
лированного кварцевого волокна диаметром
I...2 мкм. Исходя из оценки нагрузок,
действующих на теплозащиту ОК, были сфор-
мулированы требования к ТЗМ по пределу
прочности при растяжении на уровне 0,2
МПа. По оценкам отечественных институтов
значение эксплуатационной нагрузки на от-
рыв по поверхности теплозащиты достигало
0,02...0,025 МПа. Одновременно на теплоза-
щиту действовали “отрывающие” инерцион-
ные нагрузки до 150 ед., вызванные колеба-
ниями панелей конструкции, что приводило к
отрывающему напряжению по месту соеди-
нения ТЗ с конструкцией порядка 0,02 МПа.
137
К основным факторам нагружения теп-
лозащиты на отрыв относятся и местные
прогибы поверхности конструкции изделия
под нагрузкой. Ввиду высокой хрупкости
кварцевой ТЗ даже незначительный прогиб
металлической основы вызвал бы отрыв или
разрушение плиток. Во избежание этого, а
также для компенсации разницы в коэффи-
циенте термического расширения (КТР) эле-
менты ТЗ приклеивались к металлу через
демпфер (фетровую подложку), снижающий
эти нагрузки. Тем не менее, при прогибе
0,2 мм по длине элемента ТЗ 150 мм
возникали напряжения отрыва ~ 0,02 МПа.
Кроме того, неточности подгонки к металлу
элементов ТЗ порождали после приклейки
остаточные напряжения в подложке и
элементе 0,02...0,03 МПа. Практически несов-
падения поверхностей элемента ТЗ и металла
могли достигать 0,5 мм. Все эти нагрузки
могли действовать как раздельно, так и
вместе, поэтому суммарное значение напря-
жения на отрыв достигало 0,08 МПа.
Исходя из вышеуказанных требований,
были разработаны и в дальнейшем освоены
промышленностью два типа высокотемпе-
ратуростойких теплозащитных материалов:
ТЗМК-10 и ТЗМК-25 (табл. 1).
При разработке ТЗМ к исходным компо-
нентам предъявлялись требования не только
по минимальному содержанию примесей, но
и их совместимости с аморфным кварцем [5].
При смешивании кварцевых волокон со
связующим оно в основном концентрирова-
лось в зоне контакта волокна и при после-
дующем обжиге формировался пространст-
венный каркас, объем которого более чем на
90% состоял из пустот.
В результате была разработана уникаль-
ная технология и определены критерии оцен-
ки параметров технологического процесса,
обеспечившие получение различных типов
теплозащитных материалов со стабильными
свойствами.
Каждый этап технологического процесса
получения ТЗМ контролировался. На стадии
выходного контроля блок ТЗМ проходил 100-
процентный рентгеноконтроль на наличие
посторонних включений и неравноплотности.
Также оценивалась прочность каждого блока.
Как водно из табл. 1, материал ТЗМК-10
превосходит зарубежный аналог Li-900 по
пределу прочности при растяжении, а ТЗМК-
25 легче Li-2200 на 30 %, что для космических
объектов весьма существенно.
В тепловой защите ОК “Буран”
использовались материалы на базе кварцевых
и кремнеземных волокон. Дальнейшее повы-
шение рабочей температуры подобных мате-
риалов требует замены волокон SiCh на более
тугоплавкие АЬОз, ZrOz, SiC, SbN* (рис. 1).
Работы в этом перспективном направлении
для будущих АКС НПО проводило совместно
с ВИАМ.
Основные свойства теплоизоляционных
материалов ТЗМК-10, ТЗМК-25, Li-900, Li-2200
Таблица 1
			ВЮЖиОЮУНй	
	ТЗМК-10	шоо (США)	ТЗМК-25	U-2200 (СЩА)
Плотность,	г/см3	0,15	0,144	0,25	0,35
Рабочая температура, °C	до 1250	до 1260	до 1250	до 1260
Теплопроводность, Вт/(м • К) (Р = 1 атм, Т = 20eQ	0,05	0,05	0,06	0,06
Предел прочности при растяжении,	МПа	1*0,20 П** 0,35	0,08 0,32	I* 0,4 II** 1,0	0,4 1,0
Предел прочности при сжатии,	МПа	1*0,4 П**0,6	0,4 0,6	I* 1,2 II** 1,8	1,2 1,8
Коэффициент температур- ного расширения, 10-7 град-1	5,5+ 1,5	5,5	5,5+ 1,5	5,5
Динамический модуль упругости, МПа	1*20...110 II** 120...320	50...100 150...300	60...270 300...600	100...250 350...650
♦ I - перпендикулярно плоскости
*♦11 - параллельно плоскости
138
Рис. 1. Повышение рабочих температур теплозащитных материалов (волокнистая керамическая плитка)
за счет замены волокон на более тугоплавкие (цифры - теплопроводность при 20°С / 800°С, Вт / (м град)
Внешнее эрозионное покрытие
Поскольку теплозащита работала в зоне
воздействия высокотемпературного во-
здушного потока, который мог вызвать
разрушение поверхности ТЗМ, каждый
элемент снабжался наружным покрытием,
которое выполняло следующие функции:
• обеспечение требуемых оптических харак-
теристик для переизлучения теплового
потока;
•	эрозионная защита ТЗМ от воздействия
встречного напора воздуха;
•	защита высокогигроскопического ТЗМ от
попадания воды и влаги.
По имеющемуся опыту эксперимен-
тальной отработки наружное эрозионно
стойкое покрытие успешно справилось с
первыми двумя задачами и только частично с
третьей [3].
Практически защитить ТЗК от попадания
влаги очень сложно, так как при даже незна-
чительных механических воздействиях в пок-
рытии образовались трещины. Поэтому
предохранение ТЗК от воды и влаги было
обеспечено другими способами.
Одновременно решались задачи повыше-
ния стойкости внешнего покрытия к образо-
ванию трещин. За время разработки и
производства ТЗК внешнее покрытие непре-
рывно совершенствовалось. В настоящее
время применяют покрытия двух марок:
“черные” ЭВЧ-4М1У-3 и ЭВЧ-6, имеющие
высокую излучательную способность, в
основном защищают нижнюю часть планера
при спуске от наибольших тепловых
нагрузок; “белое” - ЭВС-6 - в орбитальном
полете ограничивает температуру нагрева от
солнечного излучения верхней части планера.
Покрытия имеют достаточную стойкость к
трещинообразованию.
Представляет интерес серия эрозионно
стойких покрытий типа ЭВЧ и ЭВС для
плиточной теплозащиты (рис. 2), типа ЭВГС -
для гибкой теплозащиты, типа ВРЧ и ВРС -
для оперативного ремонта и восстановления
работоспособности механически поврежден-
ной теплозащиты без демонтажа ее с изделия.
Указанные покрытия обеспечивают работо-
способность теплозащиты при температурах
до 1250° С и имеют уникальные свойства
каталитичности.
Kw - константа скорости реакции
каталитической рекомбинации, м/с
Рис. 2. Каталитичность покрытий ЭВЧ для
плиточной теплозащиты (материалов типа
ТЗМК) системы “Буран”
Дальнейшая модификация покрытия
оказалась малоперспективной, так как его
стойкость к трещинообразованию под меха-
ническим воздействием определяется не
только прочностью самого покрытия, но и
жесткостью основания.
В последнее время были разработаны
покрытия более ударостойкие, однако при
139
наличии трещин они не защищали ТЗМ от
влаги, а незащищенный ТЗМ мог впитать до
500...700 % воды по весу. Поэтому были про-
ведены работы по созданию состава для
гидрофобизации материалов ТЗМК-10 и раз-
работке защитных лаковых пленок на внеш-
нем эрозионно стойком покрытии для зале-
чивания трещин и защиты от попадания
атмосферных осадков.
Защита элемента от влаге- и водонасыщения
Для обеспечения гидрофобного эффекта
плитка ТЗМ обрабатывалась раствором
кремнийорганического полимера. Гидрофо-
бизация проводилась при изготовлении ТЗК
и выгорала при первом спуске ОК с орбиты в
зонах, где температура покрытия превышала
450°С. Кроме того, на элементах большой
толщины гидрофобизация всего объема не
обеспечивалась, так как внешние слои,
прилегающие к наружному покрытию, могли
набирать влагу. Это приводило бы не только
к неконтролируемому повышению веса, но и
могло повлечь за собой разрушение поверх-
ности покрытия при выходе на орбиту ОК
вследствие интенсивного испарения влаги.
Первоначально была разработана водоза-
щита в виде лаковой пленки на основе
различных полимеров (для “черных” и
“белых” покрытий), напыляемой на внешнюю
и боковую поверхности плитки. Как показали
испытания и эксплуатация, покрытие обеспе-
чивает наземную водозащиту ТЗК.
Нанесение покрытий в зазоры между
плитками трудно контролировать, что сни-
жает надежность водозащиты боковых
поверхностей, само покрытие - одноразовое,
т.е. требует повторного нанесения после
эксплуатации. Вместе с тем, благодаря элект-
ропроводности лакового покрытия дости-
галось снятие статического электричества с
поверхности ОК.
Вторым этапом было решение вопроса
межполетной объемной гидрофобизации, что
обеспечивало защиту от влагонасыщения
всего объема плитки ТЗП. Наиболее эффек-
тивным для этого было кремнийорганическое
соединение - гексаметилдисилазан. Его введе-
ние в объем плитки ТЗМ привело к прак-
тически равномерному распределению по
поверхности волокон и обеспечило гидро-
фобные свойства материала по всему объему
плитки.
Гидрофобные свойства сохранялись при
эксплуатации в наземных условиях после
термостарения на воздухе при 80°С в течение
30 ч. Повторная гидрофобизация техноло-
гична и может быть осуществлена различ-
ными методами: газофазным способом, диф-
фузионным насыщением, а также шприце-
ванием.
Наиболее простые методы гидрофобиза-
ции - диффузионное насыщение и газофазный
способ, так как они не требуют техно-
логического оборудования и не приводят к
дополнительному повреждению эрозионно
стойкого покрытия, как при шприцевании.
При диффузионном насыщении во внутрен-
ний объем плитки ТЗМ вводились пары
гексаметилдисилазана путем газофазной диф-
фузии через гидрофобный поясок. Для 100 %
гидрофобизации ТЗМ объемом 100 м3 необ-
ходимо введение 160 дм3 гидрофобизатора с
двух противоположных граней плитки с
продолжительностью процесса 24 часа.
Как уже отмечалось, крепление элементов
к обшивке осуществляется через демпфи-
рующую подложку - фетр.
В качестве исходного материала для
подложки были использованы комбинации
термостойких органических штапелирован-
ных волокон (марка готового материала -
АТМ-15ПК).
С целью придания водоотталкивающих
свойств демпфирующая подложка (фетр) под-
вергалась гидрофобной обработке составом
на основе кремнийорганической эмульсии и
последующей калибровке при температуре
200°С.
Для обеспечения допустимой темпера-
туры на обшивке изделия в зазорах между
элементами ТЗ-покрытия устанавливались
вкладыши из многослойного фетрового мате-
риала на основе термостойких органических
волокон, причем на внешнюю поверхность
после гидрофобизации и калибровки нано-
силось эрозионно стойкое водозащитное пок-
рытие из кремнийорганического полимера,
который обеспечивал готовому вкладышу
(АТМ-16ПКП) работоспособность при рабо-
чей температуре 430°С в условиях одно-
стороннего нагрева.
В зонах планера, где температура не пре-
вышала 370°С, использовалось гибкое тепло-
защитное покрытие (АТМ-19ПКП). Оно
изготавливалось многослойным из термо-
стойких органических волокон на иглопро-
бивных машинах. Водозащитные свойства
АТМ-19ПКП обеспечивались так же, как на
материале АТМ-15ПК.
Работы по перспективной гибкой ТЗ для
будущих АКС из определенным образом
прошитых матов с внешним покрытием из
ткани направлены на совершенствование
технологии их получения (рис. 3).
140
650°С
ГТЗИ-1
1989 г.
2000 г.

Рис. 3. Рабочая температура гибкой теплозащиты
для системы “Буран” (S - величина защи-
щаемой поверхности)
Крепление теплозащиты
Для крепления слоев теплозащитного
покрытия между собой (плитка + фетр) и
всего элемента теплозащитного покрытия к
обшивке (фетр + обшивка) использовался
разработанный клей-герметик холодного
отверждения Эластосил 137-175М на основе
модифицированного кремнийорганического
каучука. Он обеспечил надежное соединение
слоев теплозащитного покрытия между собой
и с обшивкой изделия в диапазоне температур
от минус - 130 до + 300°С.
Термические уплотнения
Для предотвращения проникновения теп-
лового потока между элементами ТЗ, а
также в зонах разъемно-стыковых узлов с
изменяющимися в процессе эксплуатации
зазорами были применены гибкие термичес-
кие уплотнения трех типов: жгутовые, щеточ-
ные и межплиточные забивки. В свою оче-
редь, каждый тип включал несколько видов.
Щеточные высоковорсовые уплотнения
(ВВУ) в основном использовались в зонах
установки створок отсека полезного груза,
щеточные низковорсовые уплотнения (НВУ) -
в подвижных узлах вертикального оперения
балансировочного щитка, элевона. Жгутовые
уплотнения ШТКВ-10, ШТКВ-20 на основе
штапелированных кварцевых волокон с
оплеткой из непрерывных кварцевых нитей
использовались для уплотнения зазоров в
местах установки створок и люков различ-
ного назначения. Жгутовые уплотнения
ШТКВ-15 на основе нитевидных кристаллов
карбида кремния с оплеткой из непрерывных
неорганических нитей были применены в
наиболее теплонагруженных зонах, в частнос-
ти для уплотнения зазора стыка отдельных
секций носка крыла, а также в зоне стыка
агрегатов - УУМ с теплозащитными элемен-
тами.
Зазоры между отдельными наиболее
теплонапряженными элементами ТЗП запол-
нялись специальным холстом из кварцевого
волокна [6], причем разработанная техно-
логия позволяла производить ремонт
разрушенных участков уплотнения путем
удаления их и замены на новые.
При зазорах между элементами ТЗП
более 5 мм использовались межплиточные
термические уплотнения (МТУ) из неорга-
нических волокон.
Процесс конструирования теплозащиты
Из 38800 элементов ТЗ примерно 28000
являлись простыми трапециевидными в
плане, но имели, как правило, сложную по
контуру внешнюю теоретическую и внут-
реннюю прилегающую поверхность двойной
кривизны.
В отличие от ОК “Спейс Шаттл” на
некоторых агрегатах планера ОК “Буран”
применялся веерный раскрой, что позволило
избежать треугольных и остроугольных в
плане плиток невысокой прочности. В
наиболее нагретой зоне (нижняя часть крыла
и фюзеляжа) направления поясов, то есть
продольные щели, “отслеживали” ортого-
нальное направление к местным линиям тока,
что позволило избежать “разгара” в продоль-
ных щелях, “затянуть” ламинарный режим
обтекания и уменьшить тепловые потоки в
пограничном слое. Плитки размером в плане
от 150 х 150 мм до 200 х 200 мм монти-
ровались с зазорами размером 0,5...5,0 мм с
жестким допуском. Примерно 6000 плиток
были “нерегулярными”, то есть многоуголь-
ными по форме в плане и формировали слож-
ные “узоры” на люках, около сопел двига-
телей, на краях агрегатов.
Примерно 4800 плиток сложной формы
имели пазы, выточки, выступавшие грани для
образования замковых соединений на краях
люков, на ребрах и стыках агрегатов, в зоне
подвижных соединений. Около 200 плиток
относились к особо сложным и изготавли-
вались нетрадиционным образом.
Для каждой плитки автоматизированно
изготавливались технологическое приспо-
собление - ложемент (для базирования при
окончательной отработке поверхности, при-
легающей к корпусу планера), профильное
приспособление - присоска (для испытаний на
отрыв), а также плата демпфирующей
подложки.
Таким образом, для одного планера
автоматизированно, без чертежей изготав-
ливалось более ста тысяч обводообразующих
141
деталей. Для этих деталей автоматизированно
генерировалось на серийном заводе более
800000 индивидуальных программ обработки,
контроля формы, разметки, маркировки,
раскроя и обмера “плиточных гнезд”.
Высокотемпературостойкий композиционный
материал
Для наиболее теплонагруженных зон
изделия (носовой обтекатель фюзеляжа, носки
крыла) был разработан и применен жаро-
прочный композиционный материал “угле-
род-углерод” двух вариантов: ГРАВИМОЛ и
ГРАВИМОЛ-В (табл. 2).
мики, которые устанавливались в узлах
крепления углерод-углеродных агрегатов.
Для предотвращения контактного пере-
носа тепла агрегаты из УУМ изолировались
от ТЗП гарантированным зазором, запол-
ненным термическим уплотнением на основе
нитевидных кристаллов карбида кремния (для
перекрытия лучистого теплового потока).
Разработанные для ОК теплозащитные
материалы в последнее время стали находить
применение в других областях науки и тех-
ники.
Обладая высокой циклической стой-
костью к тепловым нагрузкам, ТЗМ на осно-
Характеристики материалов ГРАВИМОЛ и ГРАВИМОЛ-В
Таблица!
Характеристики		Значения
Плотность,	г/см3	1,85
Предел прочности, при изгибе при сжатии при сдвиге при растяжении	МПа	100 90 20 35
Коэффициент теплопроводности,	Вт/(м К)	25,0
Коэффициент теплового расширения в интервале температур 20...2000°С,	град-'	(3...5)1(Н
Из материала Гравимол был изготовлен
носовой обтекатель фюзеляжа. Гравимол-В
использовался для изготовления секций носка
крыла [б]. Материалы сходны по технологии
изготовления и различались лишь тканым
наполнителем [для носового кока (полусфе-
рическая деталь) более тонкий наполнитель
ТКК-2, а для деталей кромки крыла напол-
нитель ТНУ-4]. Крепление агрегатов из УУМ
осуществлялось тягами из жаропрочных спла-
вов с системой защитных покрытий.
Для изготовления УУМ применялись
углеродные ткани и модифицированные
фенольные смолы, подвергавшиеся пиролизу
в процессе высокотемпературного передела. В
последующем полуфабрикат УУМ проходил
процессы пироуплотнения и боросилици-
рования. На внешнюю сторону агрегатов из
УУМ наносилось внешнее противоокисли-
тельное покрытие на основе дисилицида
молибдена.
Для предотвращения перетекания тепла
от наиболее теплонагруженных агрегатов из
УУМ к “холодной” силовой конструкции ОК,
а также для компенсации температурного
расширения УУМ были применены отсечные
мосты из нитридной конструкционной кера-
ве кварцевых волокон успешно используются
в нагревательных печах различного класса и
назначения.
Кроме того, эти материалы рассмат-
риваются как эффективные фильтры и
изучается вопрос их применения в установках
искусственного кровообращения. Технология
и оборудование для производства ТЗМ могут
быть широко использованы в производстве
различных теплозвукоизоляционных мате-
риалов для жилищного строительства, а
также в качестве биологически стойкой и
негорючей изоляции для холодильных камер
и различных хранилищ.
Имея уникальную способность сохранять
свои свойства как при высоких, так и при
низких температурах, разработанные мате-
риалы могут успешно применяться в различ-
ных объектах Дальнего Севера нашей страны.
Большое будущее за композиционными
материалами, которые биологически совмес-
тимы с человеческим организмом и могут
быть применены в качестве высокоэффек-
тивных протезных и перевязочных материа-
лов.
Завершены работы по созданию нового
поколения материалов, входящих в состав ТЗ,
142
которые превосходят существующие по
температуре эксплуатации; кроме того, они
имеют меньшую плотность при сохранении
остальных свойств.
Выводы
1.	Создание теплозащитного покрытия ОК
“Буран” обеспечило защиту его аэродинами-
ческой поверхности от воздействия высоко-
температурного воздушного потока. Теплоза-
щитное покрытие обеспечило успешный
полет и показало свою эффективность для
многоразовых транспортных космических
кораблей.
2.	Опыт создания теплозащиты ОК показал
правильность выбранных путей отработки
теплозащитных материалов и конструкций и
несомненно будет использован в будущем при
разработке перспективных аэрокосмических
систем.
3.	Полученные при разработке материалы,
технологии и методики могут найти широкое
применение во многих отраслях народного
хозяйства, однако в настоящее время неко-
торые интересные решения используются еще
в недостаточных масштабах.
Из истории разработки
Работы проходили поэтапно. На самой
первой стадии сотрудники отдела мате-
риаловедения, возглавляемого Ю.Г.Горяч-
ковским, на основании технических требо-
ваний и расчетов конструкторов, выпол-
ненных под руководством начальника отдела
М.Я.Гофина, а также требований аэро- и
термодинамиков под руководством зам.
Главного конструктора Л.П.Воинова и
В.П.Тимошенко разработали технические
задания с определяющими параметрами мате-
риала теплозащиты. Был определен основной
круг организаций-исполнителей и соиспол-
нителей. Основными разработчиками данной
проблемы были ведущие НИИ отрасли и ряд
организаций страны. Основными были
ВИАМ, НПО “Стеклопластик”, ОНПО
“Технология” и другие. В ВИАМ разработку
волокнистой керамики проводили специа-
листы лаборатории, возглавляемой В.Н.Гриб-
ковым, а разработкой кварцевого волокна
занимались специалисты НПО “Стекло-
пластик” под техническим руководством
М.С.Аслановой, затем эстафета была подх-
вачена ее учеником В.Е.Хазановым.
Затем, исходя из требований программы
обеспечения надежности, разработанной
отделом М.Я.Гофина, этим же отделом были
представлены комплексные программы
экспериментальной отработки теплозащиты
(1 этап - стадия отработки материалов; 2 этап
- стадия отработки материала в составе
конструкции). По мере продвижения разра-
боток рабочие характеристики ТЗМ прове-
рялись и корректировались, постоянно шло
совершенствование материала. Уже к 1980
году был получен материал ТЗМК-10,
удовлетворяющий требованиям задания.
Параллельно велись целенаправленные
работы по созданию эрозионно стойкого
покрытия для волокнистой высокопористой
кварцевой керамики. В ВИАМ эту работу
проводили специалисты, возглавляемые
С.С.Солнцевым, в НПО “Молния”
В.Н.Прилепским, А.И.Ереминой. Задача
создания рецептуры и технологии нанесения
эрозионно стойкого покрытия была постав-
лена и перед другими организациями, такими,
как Ленинградский технологический инсти-
тут, Всесоюзный институт огнеупоров,
Институт химии силикатов, Пермский поли-
технический институт и другие, но их успехи
оказались более скромными. В 1982 году
были разработаны составы и технология
нанесения эрозионно стойких покрытий ма-
рок ЭДУ и ЭВС. Оценочные испытания на
соответствие технического задания на мате-
риалах подтвердили их работоспособность,
далее начали набирать темпы комплексные
программы испытаний материалов в составе
элементов конструкции. Большой объем
таких испытаний вели подразделения НПО
“Молния”, ЦАГИ, ЦНИИмаш, ИВТАН и
Другие.
Решались вопросы гцдрофобизации ТЗМ,
его надежного крепления к обшивке планера,
отрабатывалась гибкая тепловая изоляция на
основе органических волокон. Специалисты
различных организаций, объединенные об-
щей задачей, работали рука об. руку, все зна-
ния и усилия их были направлены на решение
сложных научно-технических проблем, с ко-
торыми они справились.
Не менее сложной оказалась и задача
создания высокотемпературного компози-
ционного углерод-углеродного материала для
защиты самых “горячих” точек изделия -
обтекателей фюзеляжа и крыла. В НПО
“Молния” эти работы велись под техни-
ческим руководством ведущего конструктора
А.Н.Вощанкина. Основными огранизациями-
разработчиками УУМ стали НПО ВИАМ
(лаборатория, возглавляемая И.М.Гуняевым),
НИИ “Графит”, служба, возглавляемая
А.Н.Шуршаковым.
143
Соисполнителем разработок этого важ-
ного технического направления стало НПО
“Химволокно” (г. Мытищи).
Не сразу определилась окончательная
концепция материала и изделия в целом из
него. Так, до 1978 года прогнозировался
УУМ типа КУПВМ-БС, обладающий хоро-
шим комплексом прочностных и жаропроч-
ных свойств. Но стало очевидным, что при
существующих технологических возможнос-
тях обтекатель в целом из этого материала
приготовить невозможно, а вопросы качест-
венного соединения отдельных фрагментов
сами по себе оказались весьма проблемными.
В итоге от материала КУПВМ-БС пришлось
отказаться и была принята концепция
материала ГРАВИМОЛ. Рабочие процессы
по технологическим переделам отрабатыва-
лись на Московском электродном заводе,
душой и проводником всех разработок был
В.В.Конокотин, который сам с работниками
завода доводил до совершенства все операции
многоступенчатого процесса изготовления
обтекателей, начиная с процесса сборки
тканых пакетов: насыщение смолами, много-
стадийные высокотемпературные обжиги, си-
лицирование и конечную подгонку деталей на
станке.
На этапе наработки комплекта деталей с
ЗИПом из материала ГРАВИМОЛ конст-
рукторское и техническое руководство было
возглавлено заместителем главного конст-
руктора С.Г.Мордовиным. Нельзя не
вспомнить еженедельные два дня качества
(четверги на ПЭЗ, вторники на ТМЗ)
ведущих специалистов ВИАМ, НИИ
“Графит”, НПО “Молния”, МЭЗ, ТМЗ, где
оперативно решались сложные технические
вопросы, намечались мероприятия для
устранения неполадок или дефектов, которые
всегда присутствовали в производстве на
этапе внедрений сложных технологических
процессов. Специалисты, объединенные
общей задачей, работали дружно, с огромным
энтузиазмом.
Литература
1.	Асланова М.С. Стеклянные волокна. - М.:
Химия, 1979.
2.	Кондрашов Э.К., Владимирский В.Н.,
Бейдер Э.Я. Эрозионно стойкие лакокрасоч-
ные покрытия. - М.: Химия, 1989.
3.	Солнцев С.С. Защитные технологические
покрытия и тугоплавкие эмали. - М.: Маши-
ностроение, 1984.
4.	Петрова А.П. Термостойкие клеи. - М.:
Химия, 1977.
5.	Горшков В.С., Тимашев В.В., Савельев В.Г.
Методы физико-химического анализа вяжу-
щих веществ. - М.: Высшая школа, 1981.
6.	Тепловая защита транспортных косми-
ческих кораблей (обзор) И Научно-техни-
ческий сборник “Оборудование, материалы,
технология и комплектующие изделия”. - М.:
1977.-С. 53-77.
7.	Материалы и технология производства
авиакосмических систем // Сборник Трудов
1-й Международной Авиакосмической конфе-
ренции. Том 5: Материалы и технология
производства авиакосмических систем. - М.:
РИА, 1995. - С. 4-22,315-326.
144
Подготовка ракетно-космической системы «Энергия» — «Буран» к полету
Проведение статических испытаний орбитального корабля «Буран»
Подготовка к испытаниям фюзеляжа орбитального корабля «Буран:
Динамические испытания носовой части фюзеляжа
орбитального корабля «Буран»
Статические испытания створок отсека полезного груза
Фрагмент отсека полезного груза
Внестапельная сборка фюзеляжа ОК «Буран» в цехе ТМЗ
Внестапельная сборка
фюзеляжа ОК «Буран» в
цехе ТМЗ
Отработка электросистем
Орбитальный корабль «Буран» подготовлен для установки теплозащиты в цехе ТМЗ
Фрагменты полноразмерного стенда оборудования (ПРСО)
Буксировка аналога «Бурана»
БТС-002 из ангара на позицию
подготовки
Буксировка в ангар после полета
Подготовка к полету аналога «Бурана» — самолета БТС-002
Аналог «Бурана» БТС-002 в полете (выход в
контрольную точку)
Выравнивание на посадке
БТС-002 на пробеге
Полет завершен.
Экипаж покинул
корабль

Ракета-носитель «Энергия» с космическим кораблем многоразового использования «Буран» на пусковой площадке космодрома
Установка системы «Энергия»—«Буран» на стартовом комплексе
Кабина
Ракетно-космическая транспортная система «Энергия»—«Буран»
в монтажно-заправочном комплексе космодрома
Ракетно-космическая транспортная система «Энергия»—«Буран» во
время вывоза на стартовый комплекс космодрома
«Буран» с выпущенным шасси перед приземлением
15 ноября 1988 года
орбитальный корабль «Буран»,
выполнив двухвитковый полет
по орбите
вокруг Земли, приземлился на
посадочную полосу
космодрома Байконур
Впервые в мире посадка
космического корабля на
посадочную полосу
осуществлена
в автоматическом режиме
Орбитальный корабль «Буран» во время приземления
Послеполетное обслуживание орбитального корабля
«Буран» на аэродроме Байконур
Ракетно-космическая система «Энергия»—«Буран» на стартовом комплексе
УДК 629.782.023.222
ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ ПОЛУЧЕНИЯ
НЕПРЕРЫВНЫХ СТРУКТУР ИЗ ДИСКРЕТНЫХ КВАРЦЕВЫХ
ВОЛОКОН
В.Н. Прилепский
Описаны этапы разработки технологии получения
непрерывных структур из дискретных кварцевых
волокон и экспериментальной отработки плиточной
теплозащиты. Показана необходимость диспергирова-
ния кварцевого волокна для обеспечения максимального
теплового сопротивления теплозащитной композиции.
За основу разработки теплозащиты (ТЗ)
была принята тщательно исследованная
теоретическими методами теплообмена ком-
позиция на основе кварцевых волокон диа-
метром порядка 1,5...2 мкм, который соот-
ветствует максимальному тепловому сопро-
тивлению вакуумированных дисперсных сред.
Как известно, уменьшение диаметра во-
локна приводит к возрастанию его теплового
сопротивления. Это объясняется увеличением
поверхности (числа экранов на пути теплово-
го потока) при изменении диаметра волокна.
При диспергировании волокна тепловой
поток также снижается вследствие роста чис-
ла столкновений молекул вакуумированного
воздуха, что обусловливает уменьшение кон-
дуктивной составляющей теплопроводности.
Однако при диаметре волокон меньше
длины теплового спектра, когда электромаг-
нитная волна (согласно волновой теории)
может обогнуть волокно, композиция стано-
вится прозрачной для теплового спектра.
Этим объясняется существование максималь-
ного теплового сопротивления по диаметру
волокна и, соответственно, минимальной
теплопроводности.
На первом этапе отечественного произ-
водства кварцевых плиток мы были вынуж-
дены купить за рубежом кварцевые волокна
в ограниченном количестве. В результате
большой работы был предложен принци-
пиально новый способ получения из хаоти-
ческого скопления дискретных кварцевых
волокон непрерывных структур, что позво-
лило разработать оригинальный технологи-
ческий процесс, при котором все места
контактов кварцевых волокон “свариваются”
между собой. Несмотря на то, что только 5 %
объема материала занято этими волокнами,
получается жесткий каркас, прочность кото-
рого превышает максимальные значения
нагрузок в полете при колеблющихся скачках
уплотнения на поверхности ОК и при
захолаживании его конструкции на орбите.
Способ получения непрерывных структур
из дискретных кварцевых волокон был раз-
работан сотрудниками НПО “Молния” под
руководством В.Н.Прилепского.
Большой вклад в эту работу внесли сот-
рудники ВНИИ “Бумпром” и ВНИИСП(В)
(Институт стеклопластиков и волокон).
Технологический процесс изготовления
плиток разработан ВИАМ под руководством
В.Н.Грибкова. Большая работа была выпол-
нена ВИАМ по исследованию свойств мате-
риала плиток, а также по проведению назем-
ных и летных испытаний ТЗ “Бурана”. Про-
мышленный выпуск плиток был освоен НПО
“Технология” под руководством А.Г.Рома-
шина. Большой вклад в эту работу внесли
А.Г.Савин, Е.Н.Данилова, Т.А.Рахимова, а
также сотрудники НПО “Молния” С.Г.Мор-
довин, И.З.Давыдов, Л.И.Тагунова.
145
Технология получения кварцевых воло-
кон была разработана в ВНИИСП(В) под
руководством М.С.Аслановой и В.Е.Хазано-
ва. Этим же институтом осуществлялась про-
мышленная поставка волокна.
Как всякое пористое тело, материал пли-
ток может интенсивно насыщаться водой из
атмосферы. Вопросы гидрофобизации плиток
(до и после полета “Бурана”) были успешно
решены ВИАМом (Е.Е.Муханова) в сотруд-
ничестве с НПО “Молния” (Л.И.Тагунова,
В.Н.Прилепский, А.В.Зайко), институтами
РАН: химической физики (ИХФ) (И.ОЛей-
пунский), органической химии (ИОХ)
(А.А.Казанский), а также с Институтом хими-
ческих технологий элементно-органических
соединений (ГНИИХТЭОС).
Для крепления плиток к обшивке ОК в
ВИАМе под руководством В.П.Батизата и
А.П.Петровой была разработана клеевая
композиция на основе низкомолекулярного
силиконового каучука с оригинальным ката-
лизатором воздушной сушки (отверждения),
которая обеспечивала надежную фиксацию
плиток в условиях серийного производства
завода-изготовителя и полигона. Активное
участие в промышленном освоении техноло-
гии приклейки плиток принимали сотрудники
НПО “Молния” Г.Г.Климовицкая и
Л.И.Тагунова.
Была успешно решена сложная материа-
ловедческая проблема получения эрозионно
стойких покрытий на поверхности пористых
теплозащитных плиток. Эти покрытия (“чер-
ное” и “белое”) выполняют ряд функций:
обеспечивают необходимый коэффициент из-
лучения поверхности плиток, их влагостой-
кость, термостойкость, низкую каталитичес-
кую активность к реакциям рекомбинации
атомов кислорода и азота. Технология полу-
чения и нанесения этих покрытий была разра-
ботана в ВИАМе А.Ю.Берсеневым, Н.В.Иса-
евой под руководством С.С.Солнцева.
В работах по исследованию эксплуата-
ционных свойств покрытий принимали уча-
стие сотрудники НПО “Молния” А.И.Ереми-
на, Б.Н.Барабанов, Г.Н.Богдюн, С.В.Дудова.
Принципиальным вопросом было обеспе-
чение ресурса теплозащитных плиток и их
устойчивости к термохимической и тепловой
деградации (старению). Для решения этой
проблемы была проведена большая экспери-
ментальная работа на тепловакуумных, теп-
лопрочностных и вибрационных стендах
ЦАГИ, а также на индукционных плазмо-
тронах (Институт проблем механики РАН и
ЦНИИмаш). Указанные требования были
выполнены.
Созданная тепловая защита “Бурана” по
результатам наземной отработки пригодна
для ста полетов.
В экспериментальных работах по иссле-
дованию свойств теплозащиты “Бурана” при-
нимали активное участие Институт высоких
температур (ИВТ) РАН (В.А.Петров, В.Ю.
Резников), ЦАГИ (Л.Я.Падерин, Б.Е.Жест-
ков). Особенно следует отметить комплекс ра-
бот, выполненных в Институте проблем меха-
ники (ИПМ) РАН (М.И.Якушин, А.Ф.Колес-
ников, А.Н.Гордеев, В.М.Мысова) совместно
с НПО “Молния” (Л.П.Воинов, В.Н.Прилеп-
ский, А.В.Зайко).
В результате этих исследований создана
экспериментально-теоретическая модель вза-
имодействия воздушной плазмы с поверх-
ностью орбитального корабля.
Разработка конструкторской документа-
ции на тепловую защиту “Бурана” и работы
по ее испытаниям в соответствии с комплекс-
ной программой экспериментальной отра-
ботки выполнены под общим руководством
С.Г.Мордовина сотрудниками НПО “Мол-
ния” М.Я.Гофиным, А.С.Горячевым и др.
146
УДК 629.782.01:681.3.068
АВТОМАТИЗИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ,
МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ И ИЗГОТОВЛЕНИЯ
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
М.И. Осин
Описана методология проектирования, показано
применение компьютерных технологий и основные на-
правления компьютеризации проектирования и изготов-
ления орбитального корабля “Буран”. Описаны задачи
математического моделирования режимов работы и
процессы автоматизированного производства по безбу-
мажной технологии.
Автоматизированные системы проекти-
рования, обеспечивавшие создание пла-
нера орбитального корабля (ОК) “Буран”, -
наглядный пример новых технологий, поро-
жденных авиационно-космической темати-
кой.
Без единой компьютерной модели обво-
дов, без автоматизированного процесса
производства плиток теплозащиты, без авто-
матизированного весового контроля и вооб-
ще без новой методологии проектирования с
опорой на автоматизацию всех процессов от
проектирования до изготовления было бы
невозможно создание Орбитального корабля
“Буран”.
Создатели планера ОК - этого совер-
шенно нового объекта как для авиации, так и
для ракетно-космической техники - были
решительно нацелены на использование всего
научно-технического потенциала страны.
Более двухсот научных и промышленных
организаций было привлечено и объединено
для разработки новых систем управления,
приводов, материалов, техпроцессов и экспе-
риментальных установок по техническим
заданиям НПО “Молния”.
Знаменем принципиально новой методо-
логии проектирования стали комплексный
подход к каждой проблеме с отслеживанием
ее аспектов от научной идеи до конструк-
торского воплощения и реализации в новых
материалах, технологических процессах и
сертификационных испытаниях, а также
сквозная математизация процесса разработ-
ки. При проектировании ОК появляется
системный подход с опорой на анализ и
моделирование множества целевых задач, а
следовательно, и разнообразных условий
функционирования объекта, состав и струк-
тура которого оптимизируются на всех
уровнях.
В проектных документах и на техничес-
ких совещаниях нормой становится обсужде-
ние факторов неопределенности и техничес-
кого риска.
Свидетельством высокой культуры проек-
тирования является факт, что первая сводка
массы систем планера “Бурана” имеет точ-
ность шесть процентов.
Создатели орбитального самолета
“Буран” привнесли с авиационных предприя-
тий высокую технологическую культуру,
готовность к новаторским конструкторским
решениям, авиационные принципы гаранти-
рованного обеспечения надежности. Исполь-
зовался также опыт ракетно-космических
предприятий, в частности знание условий
космического полета и методология всесто-
роннего математического моделирования
движения проектируемого объекта на раз-
личных этапах полета.
Весь этот опыт был переработан и
использован. На его основе родился прин-
ципиально новый сплав науки и практики
проектной работы, основа которого закла-
дывалась, исходя из требований необычного
объекта - полностью автоматизированного
самолета, создаваемого на основе новейших
материалов и технологий, предназначенного
для автономной работы в космосе и
подвергающегося необычным для авиации
тепловым и вибрационным нагрузкам.
147
Поэтому коллективы тематических групп,
бригад и головного отдела службы систем
автоматизированного проектирования обра-
зовали общую сетевую структуру, укомплек-
тованную молодыми и наиболее одаренными
выпускниками ведущих вузов страны.
Был проанализирован путь развития и
применения компьютерных средств косми-
ческих фирм США. В кратчайшее время была
развернута необычная для тогдашней наи-
более передовой авиационной промышлен-
ности вычислительная база. В ее составе вхо-
дили мощные по тем временам отечественные
электронные вычислительные машины:
БЭСМ-6 (позднее “Эльбрус-1”), серия целе-
вых ЕС ЭВМ, включая самые быстро-
действующие ЕС-1066, десятки графических
станций АРМ, и в том числе болгарские
станции ИЗОТ (аналог систем VAX). Позднее
появился супервычислитель с графическими
станциями VAX-8600, и затем началось насы-
щение предприятия персональными компью-
терами серии “Правец”. За 7 лет (с 1977 по
1984) машиновооруженность возросла в 100
раз (до 200...300 тысяч операций в секунду на
инженера), и впоследствии каждый инженер
стал пользователем компьютеров и каждый
второй - программистом.
Разработки прикладного программного
обеспечения велись централизованно, и в них
участвовали ведущие научные центры страны
- ЦАГИ, НИАТ, МГУ, украинский и
белорусский институты кибернетики, МАИ,
МАТИ, НИИАС и другие.
Учитывалось неизбежное техническое
перевооружение (всего было три волны смены
типов ЭВМ), и программы создавались
инвариантно к общесистемному обеспечению
компьютеров.
НПО вышло на лидирующие позиции в
отрасли, что было отмечено межотраслевыми
комиссиями при сдаче первой очереди САПР
(в 1982 году) и второй очереди САПР (в 1990
году). Достигнутый наивысший в отрасли
уровень автоматизации проектно-конструк-
торских работ (50%) дополнялся необычной
даже для авиационной промышленности
массовой передачей производству докумен-
тации без чертежей на машинных носителях
для автоматизированного получения прог-
рамм обработки обводообразующих деталей.
В проектном отделении, куда входил
головной отдел САПР, был создан пакет
программ Главного конструктора, объеди-
няющий тематические модули по отдельным
проектным дисциплинам. Созданы ориги-
нальные программы синтеза оптимальных
структур с учетом факторов неопределен-
ности, присущих процессу проектирования
новых аэрокосмических изделий. Эти разра-
ботки нашли отражение в первых отечест-
венных книгах по автоматизированному
проектированию летательных аппаратов.
Классический метод конечно-элементного
моделирования был переработан и соединен с
оригинальными программами распределения
масс по силовым элементам с учетом стати-
ческого и динамического нагружения.
На десятках заводов, научных центров,
испытательных организаций, включая техни-
ческую позицию космодрома, была развер-
нута единая информационная модель обводов
орбитального самолета.
Три серийных завода и два ОКБ были
охвачены системой контроля массово-
инерционных характеристик.
В обеспечение высокой надежности соз-
дан автоматизированный бортовой комплекс
контроля и управления, для чего специализи-
рованными программными средствами гене-
рировались тысячи программ на все штатные
и аварийные ситуации. Эти программы
проверялись на уникальных имитационных
наземных стендах оборудования и агрегатов
всего самолета, и в поддержку “полетов” на
этих стевдах работали мощные ЭВМ единой
системы.
Особое внимание уделялось созданию
систем автоматизированного контроля и
диагностики как в производстве, так и в
эксплуатации.
В 1978 году впервые на промышленных
предприятиях отрасли была реально при-
менена в проектно-производственном про-
цессе система автоматизированного конст-
руирования стержней-подкосов, “зашиваю-
щих” стенки шпангоутов, лонжеронов и
обеспечивающих распорные усилия и крепеж
агрегатов орбитального самолета (рис. 1).
Проводилась оптимизация по массе с учетом
всех условий нагружения и с выбором
размеров законцовок для крепления. Конст-
рукторами выполнены поисковые исследо-
вания, позволяющие уменьшить количество
штампов и снизить стоимость работ за счет
незначительного отказа от оптимальных по
массе решений для всей партии из 180
равнопрочных подкосов на орбитальный
корабль. В результате сравнения компо-
зитных, алюминиево-бериллиевых и титано-
вых подкосов предпочтение по стоимости
было отдано последним (практически без
ухудшения массовых характеристик).
Создана методика параметризованного
выбора типоразмеров комплектов подкосов
для каждого отдельного агрегата.
148
Рис. 1. Компьютерный чертеж стержня-подкоса
Компьютерный чертеж одного из таких
агрегатов показан на рис. 2.
Наиболее высокий уровень автоматиза-
ции конструирования (70...80%) достигнут
при разработке корпуса отсека носовых дви-
гателей ориентации (рис. 3). Для типовых
деталей каркаса планера (кронштейны,
переходники) создана интегрированная под-
система конструирования-изготовления.
Компоновка постов управления, эволю-
ции пилотов при действиях на орбите,
возможные действия оператора-монтажника
были исследованы с применением геометри-
ческой антропометрической модели чело-
века.
Компьютерная компоновка отсеков отли-
чалась от аналогичных работ на других
предприятиях простым и оперативным вво-
дом данных прямо с габаритно-установочных
чертежей приборов и блоков. Эргономи-
ческие вопросы и, в частности, получение с
помощью машинной графики границ зон
Рис. 2. Компьютерный чертеж секции нервюры
149
достижимости и видимости д ня пилотов были
исследованы с учетом эволюций самолета при
посадке.
Рис. 3. Компьютерная прорисовка в изометриче-
ской проекции каркаса носового блока двигателей
ориентации
На рис. 4, 5 показаны примеры приме-
нения компьютерной графики для компо-
новки двигателей хвостового отсека и прори-
совки размещения кресел в кабине.
Компьютерное проектирование объеди-
нило авиационную и ракетно-космическую
технику в задачах автоматизированных испы-
таний, включая полный контроль функцио-
нирования от старта до посадки. В работах
были задействованы Центр управления поле-
тами и специализированные комплексы с
летающими лабораториями, отрабатываю-
щими автоматическую посадку.
Рис. 4. Компьютерная компоновка двигателей
хвостового отсека
В поддержку процесса проектирования
созданы банки данных аэродинамических
характеристик, охватывающие все этапы
полета и основные режимы управления.
Многофункциональные программно-
вычислительные комплексы, контролиру-
ющие работу бортовых систем, а также
расчетно-моделирующие модули, описыва-
ющие обтекание и теплообмен, рассмотрены
в соответствующих разделах настоящего
сборника.
Аэрокосмической тематикой рождены
новые научные школы компьютерного
проектирования и моделирования.
Первые в нашей стране книги по методо-
логии компьютерного проектирования лета-
тельных аппаратов написаны разработ-
чиками орбитального самолета “Буран”. Не
случайно основные заказные работы по мате-
матическому обеспечению описания форм,
режимов спуска и посадки, выполняемые по
программам взаимодействия Российского и
Европейского космических агентств, осущест-
влялись специалистами НПО “Молния”.
Наиболее интересной и необычной даже
для передовых авиационной и ракетно-
космической отраслей была работа по созда-
нию и развертыванию уникального и первого
в Европе сквозного проектно-производст-
венного процесса, обеспечивающего на прин-
ципах безбумажной технологии взаимодей-
ствие нескольких организаций по формооб-
разованию деталей планера и тепловой
защиты.
Орбитальный корабль поверхностью
1025 м2 имеет жаропрочные носки крыла и
фюзеляжа и покрыт плитками из сверх-
чистого ультратонкого прессованного стекло-
волокна со специальным покрытием (~ 800 м2)
и матами из синтетического фетра. Плитки
вытачиваются на специальных станках и
должны формировать наружные обводы и
точно прилегать к обшивке планера.
Рис. 5. Компьютерная прорисовка размещения
кресел в кабине
150
Допуск на ступеньку в контуре между
плитками ±0,2 мм. Межщелевой зазор должен
быть в пределах 0,8...0,6 мм. Искажения в
обводах агрегатов и на их стыках могут быть
до 7 мм. Толщина плиток должна быть
сохранена с отклонениями не более 1 мм. Все
плитки криволинейны и имеют разные
обводы. Для точной прорисовки каждой
плитки в плазовых цехах потребовались бы
годы кропотливой работы.
При “ручной” работе пришлось бы прив-
лечь более 700 конструкторов, расчетчиков,
технологов и рабочих для выпуска 40 тысяч
чертежей, карт кодирования данных для
станков, для изготовления и связки макетов и
плазов. По срокам и качеству такая работа
неприемлема.
Семьдесят инженеров-программистов
трех организаций создали и развернули в КБ
НПО “Молния” и на Тушинском машино-
строительном заводе полностью автоматизи-
рованный проектно-производственный про-
цесс. Все проблемы, возникавшие перед
разработчиками процесса, можно условно
разделить на три группы: математические,
инженерные и организационные.
Математические вопросы оказались наи-
более четко определенными, и для их решения
созданы, во-первых, методики описания
обводообразующих поверхностей методами
кривых второго порядка, лекальных дуг,
спецконтуров, бикубических сплайнов,
матричных биполиномов. Во-вторых, разра-
ботаны программы автоматизированного
раскроя обводов поверхностями и плоскос-
тями общего положения с генерацией сеток
нормалей и бинормалей по узлам пересечения
следов плоскостей. В-третьих, созданы ориги-
нальные алгоритмы построения математи-
ческих копиров обводообразующей поверх-
ности по данным замеров агрегатов в задачах
коррекции форм плиток, прилегающих к
реальной искаженной внешней поверхности
агрегатов. С использованием численных
методов оптимизации проводилось автома-
тизированное переопределение (коррекция)
ответной поверхности плиток при условии
сохранения толщины, то есть отсутствия
ступенек между плитками.
Инженерно-технические проблемы опре-
деляются обилием сбоев и низкой надеж-
ностью вычислительной техники и средств
машинной графики. Выход найден в налажи-
вании сквозной трехсменной работы
программистов-расчетчиков с поэтапным
контролем результатов расчетов с визуали-
зацией на экранах мониторов, а также путем
прорисовок и периодического сопоставления
сквозных реквизитов: контрольных сумм и
других сертификатов расчетных массивов.
Все прикладное программное обеспечение
создано инвариантно к типам ЭВМ, поэтому
безболезненно прошла смена поколений
вычислителей и средств машинной графики.
Автоматизированные системы компьютер-
ного синтеза конфигураций агрегатов, раск-
роя поверхности агрегатов на пояса и
панельные гнезда, диалогового формирова-
ния сложных по форме нерегулярных и
особых плиток, развертки демпфирующих
подложек, прорисовки графопостроителем
объемных плазов плиточных гнезд, генерации
программ обработки и программ контроля,
расчета массы и центровки открыты для
расширения.
Организационные вопросы оказались
наиболее сложными. В соответствии с заро-
дившимися новыми отношениями между
предприятиями по безбумажной технологии
налажена передача и корректировка сведений
для производства путем сдачи фрагментов
банков данных на машинных носителях с
контролем этих процедур администраторами
банков данных. Вместе с тем, сохранены
архаичные процедуры запуска документации
в производство по традиционным извеще-
ниям. Распечатки с массивами чисел должны
были отображать документооборот, но
накапливались невостребованными в отделах
Главного технолога.
В отличие от аналогичных работ по
производству и монтажу плиток теплозащиты
корабля “Спейс Шаттл” информационный
процесс оказался многозвенным. Была
построена поэтапная цепь информационного
преобразования данных о форме плиточных
гнезд. На серийные заводы сдаются в составе
банка данных параметризованные числовые
модели плиточных гнезд, причем эти модели
описывают не только геометрию, но и
местоположение, тип заготовки, материала,
покрытий, технологического процесса,
инструмента, станка, приспособлений. По
результатам обмера агрегатов геометрическая
информация на заводах корректируется и
перезаписывается в агрегатно-технологичес-
кие банки данных.
Банки данных составляют основу сквоз-
ного проектно-производственного автомати-
зированного процесса и объединяют системы
компьютерного проектирования и автомати-
зированного изготовления.
Пользователи систем - конструкторы,
технологи и администраторы баз данных -
получают автоматически средствами машин-
ной графики прорисовки плиток и агрегатов
151
и на графических станциях в диалоговом
режиме формируют каркасно-точечные моде-
ли сложных по форме плиток на краях и на
стыках агрегатов, люков, иллюминаторов.
Разметка и обмер этих агрегатов произво-
дится, в отличие от трудоемких ручных работ
на “Спейс Шаттле”, полностью автоматизи-
рованно стапельными и накладными отечест-
венными координатографами, и в этом боль-
шая заслуга Тушинского машиностроитель-
ного завода (ТМЗ) и лично М.Н.Вострикова,
тогдашнего заместителя Главного инженера.
Необходимо отметить также вклад в работы
по автоматизированному производству и
монтажу плиток теплозащиты ведущих
специалистов ТМЗ А.С.Кузнецова, ИТ-Лит-
винова, Н.В.Паньшина, Б.Д.Полякова, М.Н.
Порубанского, А.Б.Родина.
На этом заводе и на технической позиции
по информации из банков данных
автоматизированно генерировались обводы
для 38 тысяч плиток и стольких же подложек
и ложементов для обработки и испытаний на
отрыв, более миллиона станочных программ
разметки, вырезки, обмера, раскроя, обра-
ботки и контроля.
Создана автоматизированная подсистема
учета испытаний плиток на отрыв.
Процесс безбумажной технологии для
деталей теплозащиты состоит укрупнено из
следующих операций:
1.	Разработка математической и информа-
ционной моделей обводов агрегатов по внут-
реннему контуру, то есть по обшивке корпуса
и по наружному теоретическому обводу
изделия (в соответствии со схемой распреде-
ления толщин теплозащиты).
2.	Расчет в автоматическом режиме раскрой-
ных линий с системами точек и нормалей на
следах плоскостей общего положения.
3.	Визуализация и прорисовка исходных
регулярных сеток раскроя.
4.	Разработка математической и цифровой
моделей особых элементов на обводах люков,
срезах агрегатов иллюминаторов, законцовок
носков и т.д.
5.	Проработка средствами машинной гра-
фики схемы сложного конструктивного узла
уплотнений или окантовок в материале
теплозащиты.
6.	Формирование на графической станции
математической и цифровой моделей нерегу-
лярных или особых плиток околоплиточных
зон.
7.	Вписывание в заготовку с выбором типо-
размера.
8.	Формирование “параметризованной” кон-
фигурации базового “плиточного” гнезда с
кодированием номера заготовки, типов мате-
риала и покрытий, вариантов технологи-
ческого процесса обработки, местоположе-
ния на агрегате и изделии (номеров зон,
поясов и места в ряду) с контрольными
реквизитами.
9.	Запись и структурирование информации в
теоретическом банке данных.
10.	Прорисовка графопостроителем каркас-
ных моделей плиток и схем раскроя.
11.	Расчет объемов, центровки и моментов
инерции групп плиток.
12.	Сдача теоретических банков данных на
производство.
13.	Генерация на заводе программ развертки
и вырезки демпфирующих подложек.
14.	Контрольная проверка на заводе инфор-
мации в банках данных.
15.	Получение на заводе программ прори-
совки раскройных сеток стапельными коор-
динатографами.
16.	Обмер на заводе стапельными или нак-
ладными измерителями поверхностей плиточ-
ных гнезд.
17.	Обмер на заводе краевых зон стыка
плиток с агрегатами и сдача данных в
проектные службы.
18.	Корректирующий расчет на заводе приле-
гающих ответных поверхностей плиток и
запись их в технологические банки данных.
19.	Корректирующий расчет в проектных
службах конфигураций плиток, обеспечива-
ющих гладкое сопряжение с краями агрегатов
(люков, углеродных носков, узлов крепления
с носителем) и запись сведений в агрегатно-
технологический банк данных.
20.	Сдача агрегатно-технологических банков
данных на производство.
21.	Генерация на заводе программ обработки
плиток.
22.	Обработка на заводе плиток последова-
тельно по разным поверхностям и вырезка
демпфирующих подложек.
23.	Автоматизированный цеховой геометри-
ческий контроль плиток.
24.	Группа цеховых операций по монтажу
теплозащиты.
25.	Обмер в цехе геометрических параметров
смонтированных элементов теплозащиты.
26.	Корректировка конфигурации плиток
силами завода и проектных служб (если необ-
ходимо, то возврат к операциям № 17).
27.	Проверка элементов теплозащиты на
отрыв с записью результатов в банки данных.
28.	Формирование по запросам на ЭВМ
итоговых результирующих документов и
справок.
152
Схема раскроя плиток отличается от
“Спейс Шаттла”. На “Буране” нет треуголь-
ных и остроугольных плиток, и все длинные
щели между поясами ортогональны местным
линиям тока (рис. 6). Ортогональность меж-
поясных щелей местным линиям тока
способствует уменьшению резонансных коле-
баний воздушного столба в межплиточной
зоне,и, как следствие этого, происходит более
поздняя и менее вероятная турбулизация
пограничного слоя в период максимальных
тепловых потоков.
Рис. 6. Схемы раскроя плиток на нижних поверх-
ностях “Бурана” (справа) и “Шаттла” (слева)
На рисунках 7... 8 показаны сфор-
мированные средствами машинной графики
схемы раскройных сеток агрегатов ОК.
В носовой части, на элевонах и на киле в
отличие от “Спейс Шаттла” применен веер-
ный раскрой.
Для поворота поясного направления
введены пятиугольные перестыковочные
плитки, не имеющие в плане острых углов.
Все плиточные пояса около стыков
агрегатов, у люков и иллюминаторов
являются компенсационными, поскольку
корректируются по замерам краевых зон.
Всего в банке данных ОК 38600 плиточ-
ных гнезд (с мотогондолами), из них 20%
нерегулярные и 15% - особо сложные, име-
ющие подрезы, фаски, проточки, отверстия,
канавки, косые малки. Построены впервые в
отечественной практике машиностроения
новые отношения между предприятиями, при
которых основой интерфейса конструк-
торского бюро и завода стали банки данных.
Эти же банки (в их исходном теоретическом
варианте) составили общесистемное ядро
процесса, объединяющего работы тради-
ционно разобщенных ранее групп систем
САПРиАСУТП.
В иерархической структуре баз данных
заложены элементы реляционного подхода
для работы информационно-справочной сис-
темы. Семь процентов объема баз данных
занимает многоуровневый каталог, ориенти-
рованный на поиск “по дереву” с иерархи-
ческой нумерацией типов изделий, агрегатов,
зон, поясов и элементов. В каталоге - адреса
массивов геометрических и кодовых данных.
Эти массивы записаны в основном архиве с
предусмотренным обновлением и сжатием
томов данных. Для простоты контроля
основные кодовые признаки местоположения,
цветности, типов заготовок, материалов и
техпроцессов представлены двумя десятич-
ными числами.
Рис. 7. Раскрой плиток на ОК “Буран”
(вид спереди)
Рис. 8. Раскрой плиток на ОК “Буран”
(вид сбоку)
153
В качестве контрольных реквизитов на
всех основных операциях передачи и
перезаписи данных используются конт-
рольные суммы массивов данных и суммы
параметров, описывающих длины опорных
нормалей и кривизну поверхностей по
базовым сеткам точек.
По отдельным цельнофрезерованным
панелям каркаса планера информация в
производство также передавалась на машин-
ных носителях, в операциях, аналогичных
описанным выше, но без корректировки форм
по обмерам накладными координатогра-
фами. Для типовых деталей токарной группы,
комплектующих стыки трубопроводов пнев-
могцдросистем, предусмотрено обобщенное
компьютерное таблично-схематическое опи-
сание с передачей основных геометрических
параметров на машинных носителях и набо-
ром кодов, управляющих движением инстру-
мента на пультах станков-полуавтоматов
опытного завода НПО “Молния”.
В задачах трассировки и изготовления
электрожгутов для отсеков “Бурана” автома-
тизированы этапы расчета длины, выпуска
типовых схемных чертежей и ведомостей
комплектующих элементов. Компоновочные
схемы отсеков с различными вариациями
прокладки кабелей обрабатываются на план-
шетах кодирования графической информа-
ции, и после выбора наилучших путей трас-
сировки из исходной статической базы дан-
ных формируется типовой образмеренный
чертеж со спецификацией с учетом общих
коробов и кабельных стволов, а также номен-
клатуры типовых деталей.
Двадцать процентов всей производст-
венной документации на орбитальный само-
лет передается без чертежей на машинных
носителях и еще столько же передается
чертежами со средств машинной графики.
За создание уникального и первого в
Европе процесса безбумажной технологии
сотрудники НПО и смежных предприятий
удостоены премии Совета Министров СССР.
Заключение
Методология проектирования ОК
“Буран”, в основу которой положен
системный подход и сквозная математизация
разработки, безусловно нацдет применение и
получит дальнейшее развитие при создании
авиакосмических систем и новых образцов
авиационной техники, а также во многих
других отраслях экономики.
154
УДК 629.782.017.1
ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
Б. В. Чальи^ Ю.Н. Ярыгин
Обобщен опыт программы “Буран” по обеспечению,
подтверждению и поддержанию на требуемом уровне
надежности и безопасности орбитального корабля.
“Буран”. Изложены основные методические подходы,
разработанные для выполнения предъявленных требова-
ний, отмечены положительные результаты их исполь-
зования. Показана роль программ обеспечения надеж-
ности. Приведены сведения о системе гарантирован-
ного обеспечения надежности и безопасности, проанали-
зированы перспективы ее применения и совершенст-
вования.
Предыстория разработки
Разработка орбитального корабля (ОК)
“Буран” заставила пересмотреть сущест-
вующие системы методических подходов и
организационно-технического обеспечения
проекта. До создания “Бурана” авиационная
и космическая отрасли промышленности
СССР при проектировании технических
систем различного назначения решали
вопросы надежности и безопасности незави-
симо друг от друга. Новая разработка, какой
явился ОК “Буран”, отличная по характе-
ристикам и условиям использования от
изделий как авиационной, так и космической
техники, объединила оба направления, заста-
вив по-новому взглянуть на эти проблемы
и пересмотреть всю систему методических
подходов и организационно-технического
обеспечения проекта.
Так, в военной авиационной промыш-
ленности действует система общих техни-
ческих требований (ОТТ), увязывающих весь
комплекс частных норм, стандартов и
предписаний. Аналогичные документы для
самолетов гражданской авиации - Нормы
летной годности гражданских самолетов
(НЛГГС), Авиационные правила (АП-23,
АП-25) и Методы определения соответствия
НЛГГС (МОС НЛГГС). Реализация требо-
ваний этих документов служит основанием
для их сертификации.
В космических отраслях обеспечение
надежности и безопасности регламентируется
Системой положений и руководств для
конструкторов (РК). Таким образом, возник-
ла необходимость нового подхода, который
бы учитывал обе концепции.
Требования к разработке: ОК “Буран” -
сложная техническая система (СТС). Сложная
как по техническому насыщению и конструк-
тивному исполнению, так и по видам
возможных состояний и решаемых на каждом
этапе задач.
246
На первом этапе работ были получены
недопустимо высокие значения стартовых
акустических нагрузок (АН). Так, например,
ударно-волновые нагрузки на хвостовую
часть ОК достигали недопустимых для конст-
рукции ОК значений ДР « ± 0,15 кгс/см2.
Поэтому были разработаны предложения по
оптимизации циклограммы запуска двигате-
льных установок (ДУ) блока Ц и блоков А, в
соответствии с которой в первую очередь на
предварительную ступень запускались двига-
тели блока Ц и лишь через 8 секунд, когда
воздух в газоходах стартового сооружения
разгонялся, включались ДУ блоков А (рис. 1).
50
0
-10	-5	0	5 Ю т, сек
Рис. 1. Циклограмма запуска ДУ PH “Энергия”
и изменение суммарного уровня АН на торцевой
поверхности ОК “Буран”
Кроме того, по результатам многочис-
ленных модельных испытаний была создана
трехъярусная система подачи воды в газовые
струи ДУ, режим работы которой был
синхронизирован с циклограммой запуска
ДУРН.
Реализация этих предложений и установ-
ка на стартовом сооружении щитков
отражателей привели к снижению ударно-
волновых нагрузок в 3...4 раза и в два раза
уровней акустических нагрузок, в основном
на боковую поверхность ОК.
Одновременно проводились параметри-
ческие исследования зависимости ударно-
волновых и акустических нагрузок от
параметров газовых струй (R, Р, Т, М,
состава продуктов сгорания и т.д.), которые
позволили создать методику перерасчета
результатов модельных испытаний на
натурные условия.
Вторым видом нестационарных нагрузок
на поверхность ЛА являются пульсации
давления в турбулентном пограничном слое
воздушного потока. Максимальные уровни
пульсации давления наблюдаются в зонах
отрыва потока и в зонах взаимодействия
скачка уплотнения с пограничным слоем при
полете на трансзвуковых скоростях. Уровни
нагрузки пропорциональны скоростному
напору воздушного потока и интенсивности
ударных волн.
При выведении ОК “Буран” на орбиту
зона трансзвуковых скоростей полета практи-
чески совпала с участком максимальных
значений скоростного напора, что привело к
резкому росту уровней нагрузки в некоторых
зонах поверхности ОК, соизмеримых по
суммарному уровню с нагрузками при старте,
но меньших по размеру зон взаимодействия.
Исследования этого класса нагрузок
проводились на моделях ( М 1:10, 1:18, 1:30,
1:50) в аэродинамических трубах ЦАГИ, в
основном в Т-109, которая была специально
модернизирована с целью уменьшения аку-
стического фона самой установки.
Параллельно проводились летные иссле-
дования на изделии “Бор-5” и летающей ла-
боратории МиГ-25, которые были организо-
ваны с целью изучения зависимости нагрузок
от числа Рейнольдса во всем ожидаемом
диапазоне > изменения. В результате была
создана методика пересчета данных модель-
ных испытаний на натурные условия для
этого типа нагрузок.
Третьим направлением являлись работы
по определению уровней шума в кабине и
приборных отсеках, необходимые для за-
ключения о надежной работоспособности
оборудования различных систем “Бурана”.
Исходными данными для этих работ являлись
прогнозируемые нагрузки на внешней поверх-
ности ОК.
Исследования по оценке уровней шума
состояли из целого ряда работ:
•	определение коэффициентов звукоизоля-
ции и звукопоглощения образцов конструк-
ционных материалов,
•	испытания модельных и натурных фраг-
ментов конструкции в акустических камерах,
в том числе и во вновь созданном комплексе
акустических камер АК-11.
Результатом выполнения всех перечислен-
ных работ явились расчетные акустические
156
нагрузки и уровни шума в кабине и прибор-
ных отсеках изделия “Буран”, на базе
которых были созданы “Нормы акустической
прочности”, утвержденные руководителями
предприятий: Г.Е.Лозино-Лозинским (НПО
“Молния”), В.П.Глушко (НПО “Энергия”),
Ю.А.Мозжориным (ЦНИИмаш), Г.П. Сви-
щевым (ЦАГИ) и согласованные с Заказчи-
ком.
С целью дифференцирования нагрузки
вся поверхность планера условно разбивается
на характерные зоны, полученные в резуль-
тате расчета обтекания орбитального корабля
и модельных испытаний. Для каждой зоны
поверхности были заданы изменения нагруз-
ки по времени полета в соответствии с
конкретными траекториями выведения и
спуска ОК. Нагрузка характеризовалась
суммарными уровнями среднеквадратичных
значений в полосах шириной один герц,
фазовой скоростью, а также продольными и
поперечными масштабами корреляции.
В ЦАГИ была введена в строй крупней-
шая в стране реверберационная камера
объемом в 1500 м3, оснащенная современной
аппаратурой и предназначенная для испы-
таний крупных фрагментов конструкции
“Бурана” (НЧФ, СЧФ, ХЧФ, крыло и т.д.) с
имитацией эквивалентных режимов нагрузки
в соответствии с “Нормами”.
Испытания, которые продолжались не-
сколько лет, подтвердили надежность кон-
струкции и требуемый ресурс и завершились
выдачей заключения на первый полет
“Бурана”.
Заключительным этапом исследований
явились прямые измерения при старте и
полете ОК “Буран”, когда с помощью борто-
вой системы измерений были зафиксированы
АН в некоторых зонах поверхности ОК,
подтвердившие прогнозируемые уровни АН.
В качестве иллюстрации на рис. 1 показа-
но изменение по времени расчетных и изме-
ренных значений суммарных уровней АН на
торцевой поверхности ХЧФ и циклограмма
запуска ДУ PH, а на рис. 2 дается 1/3 - октав-
ный спектр в момент отхода PH от старто-
вого сооружения (т - 3 сек).
Рис. 2.	1/3 - октавный спектр АН на торцевой
поверхности ОК “Буран”
Конструкция “Бурана” отлично выдер-
жала испытания. Достаточно сказать, что от
виброакустических нагрузок не было потеря-
но ни одной теплозащитной плитки из более
чем 36-тысячного комплекта, установленного
на орбитальном корабле.
В настоящее время НПО “Молния”
располагает огромным материалом по всему
комплексу акустических проблем, включая
проблемы, характерные для АКС, - тепловые
и акустические воздействия струй ДУ ОК на
поверхность самолета-носителя. Это позво-
ляет достоверно прогнозировать с минималь-
ным объемом испытаний нагрузки для
любого класса ракет-носителей и АКС.
В заключение необходимо сказать, что
успешное решение всего комплекса акусти-
ческих проблем оказалось возможным
благодаря хорошо организованной, высоко
профессиональной работе большого коллек-
тива ученых, инженеров, испытателей и
производственников различных фирм и
институтов.
Вот далеко не полный перечень лиц,
внесших большой вклад в общее дело:
Л.П.Воинов, О.И.Охотников, А.В.Шелин,
Л.А.Жукова (НПО “Молния”), А.Г.Мунин,
Б.М.Ефимцов, В.Г.Пимштейн, А.А.Ткачев,
В.Н.Бибко (ЦАГИ), А.Г.Решетин, В.К.Де-
ментьев (НПО “Энергия”), А.Н.Антонов
(НИИТП), А.Ф.Сырчин, В.А.Хотулев
(ЦНИИмаш) и многие другие.
157
УДК 629.782.015.4
..	п
ПРОЧНОСТЬ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
А.Т. Тарасов
Рассматривается задача оптимизации нагружения
орбитального корабля (ОК) в совместном с ракетой-
носителем и автономном полете. Путем введения
ограничений нагрузки на этих двух этапах сближены.
Показано применение метода конечных элементов и со-
временных вычислительных машин для определения на-
пряженно-деформированного состояния и несущей спо-
собности конструкции ОК. Рассмотрены вопросы обес-
печения аэроупругости и усталостной прочности в ши-
роком диапазоне аэродинамических и акустических воз-
действий на этапах выведения и спуска.
Внешние нагрузки
Определение и нормирование внешних
нагрузок на конструкцию планера пред-
ставляли собой важную составную часть
обеспечения безопасности полета по усло-
виям прочности.
Эта работа включила в себя:
•	разработку норм прочности;
•	расчет внешних нагрузок во всех случаях
эксплуатации;
•	разработку методов и условий наземных
испытаний;
•	оформление заключения на полет лета-
тельного аппарата по всей совокупности про-
веденных расчетов и наземных испытаний;
•	подготовку и проведение измерений внеш-
них нагрузок при летных испытаниях, под-
тверждение нормированных нагрузок.
При разработке норм прочности и
определении внешних нагрузок решались
следующие задачи:
1.	Установление внешних воздействий, в
частности нормирование скорости и градиен-
тов скорости ветра, порывов ветра, откло-
нений плотности атмосферы.
2.	Выбор так называемых “опорных траек-
торий” выведения для стандартной невозму-
щенной атмосферы.
3.	Задание ограничений на параметры траек-
тории ракеты-носителя по скоростному
напору, осевой перегрузке и произведению
угла атаки на скоростной напор при действии
струйного ветра.
Нагрузки на этапе выведения (в совмест-
ном полете с ракетой-носителем) на основные
агрегаты планера корабля (крыло, оперение,
фюзеляж) оказались значительно больше, чем
в автономном полете. Поэтому было принято
решение о снижении нагрузок на этапе выве-
дения. При формировании циклограммы по-
лета ракеты-носителя путем дросселирования
двигателей было заложено ограничение по
скоростному напору q < 3000 кгс/м2 и осевой
перегрузке пх 3. Кроме того, при воздейст-
вии струйного ветра был предусмотрен пово-
рот ракеты “на ветер”, уменьшающий прост-
ранственный угол атаки в 2...3 раза. Для
реализации этого на ракете-носителе установ-
лена специальная автоматическая система,
обеспечивающая выполнение ограничений на
произведения скоростного напора на состав-
ляющие аир пространственного угла атаки:
•	a-q	15000 (кгс/м2) • град ,
•	р • q	13000 (кгс/м2) • град -
так как именно величинами (а ♦ q) и (р • q)
определяются поперечные нагрузки на агре-
гаты корабля.
Введение этих ограничений в несколько
раз снизило нагрузки в совместном полете,
приблизив их к уровню автономного полета.
Ко второй группе внешних нагрузок от-
носятся повторно-статические, которые, наря-
ду с тепловыми, использовались для опреде-
ления ресурса основных силовых элементов
конструкции.
Путем рассмотрения параметров полета
ОК методом математического моделиро-
вания на основе алгоритмов, реализованных в
его системе управления, из всей возможной
совокупности выбиралась траектория, кото-
рой соответствует средняя повторяемость
158
нагрузок. При этом варьировались условия
полета на этапе выведения и спуска. В резуль-
тате для такого полета была составлена
циклограмма возможных изменений парамет-
ров движения изделия и отклонения органов
управления. Эта циклограмма получила наз-
вание “типовой полет”.
Затем для выбранного таким образом
“типового полета” определялись нагрузки
функционирования, от которых во многом
зависит повреждаемость конструкции, а
также случайные нагрузки, основная часть
которых носит динамический характер.
Важным этапом решения этой задачи
было установление коэффициентов надеж-
ности по условиям усталостной прочности
конструкции.
Ресурс устанавливался в два этапа: на
первом этапе - начальный назначенный
ресурс и после проведения повторно-статис-
тических испытаний и измерения повто-
ряемости внешних нагрузок при натурных
испытаниях - окончательный ресурс конст-
рукции.
Завершающим этапом работ было изме-
рение и подтверждение нормированных наг-
рузок и нагрузок типового полета при летных
испытаниях изделия. Для измерения внешних
нагрузок на изделиях были установлены
тензодатчики и проведена наземная натурная
градуировка тензоаппаратуры с целью увели-
чения точности измерений.
Статическая прочность
Наибольшую сложность при решении
задач обеспечения статической проч-
ности планера теоретическими методами
представляло:
•	приложение к.планеру больших сосредо-
точенных сил в узлах крепления к ракете-
носителю;
•	наличие нерегулярностей в конструкции,
основные из которых - большой вырез в
оболочке фюзеляжа под полезный груз и
вырезы под шасси в фюзеляже и крыле;
•	совместная работа элементов конструкции
из высокопрочного титанового и алюминие-
вого сплавов;
•	совместная работа теплозащитных плиток
и углерод-углеродных элементов с силовой
конструкцией.
Определение напряженно-деформирован-
ного состояния (НДС) и несущей способности
планера и его агрегатов потребовало широ-
кого применения расчетов на основе метода
конечных элементов (МКЭ) с использова-
нием располагаемого парка ЭВМ.
Для ускорения создания и отработки рас-
четной модели (МКЭ) конструкция корабля
была разделена на следующие агрегаты:
•	носовая часть фюзеляжа с кабиной (НЧФ);
•	средняя часть фюзеляжа (СЧФ);
•	хвостовая часть фюзеляжа (ХЧФ);
•	створка отсека полезного груза (СОПГ);
•	крыло (Кр);
•	внутренний элевон (Эл. внутр.);
•	внешний элевон (Эл. внеш.);
•	балансировочный щиток (БЩ);
•	вертикальное оперение (ВО);
•	руль направления - воздушный тормоз
(РНВТ).
Расчеты агрегатов на действующие
внешние нагрузки проводились автономно.
Для определения усилий взаимодействия
агрегата с отсеченной частью конструкции в
расчетную модель вводился жесткостный
имитатор. Это позволило с достаточной
точностью определить НДС агрегатов и
нагрузки в их стыках.
К этапу рабочего проектирования на
основе созданных моделей МКЭ отдельных
агрегатов произведено объединение подкон-
струкций в единую модель всего орби-
тального корабля. В результате были
получены уточненные результаты НДС, что
позволило спроектировать сечения силовых
элементов и уменьшить массу конструкции.
Применение такой методики позволило
не только надежно и с хорошей весовой
эффективностью обеспечить проектирование,
но и обоснованно проводить эксперимен-
тальную отработку прочности при статичес-
ких и теплопрочностных испытаниях на
отдельных агрегатах и отсеках.
Пример конечно-элементной модели
орбитального корабля “Буран” показан на
рисунке.
Некоторые особенности обеспечения
требований аэроупругости
Проведенные расчетно-эксперименталь-
ные исследования аэроупругой устой-
чивости “Бурана” подтвердили необхо-
димость комплексного подхода при решении
этих задач, который заключался как в
совершенствовании имеющихся методов рас-
чета, так и в экспериментальном подтверж-
дении полученных характеристик на динами-
чески и конструктивно подобных моделях и
натурных образцах.
Особенности конструкции и условий
эксплуатации “Бурана” (наличие несущего
фюзеляжа и большого выреза для отсека
159
\60
полезного груза, интерференция на несущих
поверхностях ОК от блоков носителя,
большие углы атаки и отклонения органов
управления, а также широкий диапазон чисел
Маха) привели к необходимости уточнения
традиционного расчетного метода при
определении параметров аэроупругости
путем использования местных коэффициен-
тов подъемной силы по результатам продувок
дренированных аэродинамических моделей.
Анализ особенностей эксплуатации “Бурана”
показал, что наиболее неблагоприятным для
изделия является трансзвуковой диапазон
скоростей полета (М = 0,8... 1,3).
Для уточнения расчетной упругой схемы
ОК на этапе рабочего проектирования были
проведены расчеты динамических характе-
ристик (частот и форм колебаний) с
использованием МКЭ. Проведенные расчеты
показали наличие отдельных форм колебаний
в низкочастотном диапазоне, не выявляемых
традиционными методами расчета (колебание
вертикального оперения в плоскости хорд,
низкочастотные колебания створок отсека
полезного груза и др.).
Это, в свою очередь, потребовало опре-
деления критической скорости флаттера при
наличии указанных форм колебаний (панель-
ного флаттера створок отсека полезного
груза и учета колебаний вертикального
оперения в плоскости хорд).
Для экспериментального подтверждения
динамических характеристик орбитального
корабля, необходимых как для уточнения
расчетной схемы при определении запасов
по безопасности от флаттера, так и для
определения запасов системы управления с
учетом упругости конструкции, проведены
горизонтальные частотные испытания ОК в
различной комплектации (соответствующей
горизонтальным летным испытаниям и
штатному полету). Для изделия в штатной
комплектации проведены также специальные
частотные испытания на опорах и частотные
испытания в составе комплекса.
Результаты частотных испытаний подт-
вердили хорошее совпадение частот и форм
колебаний с расчетными, полученными с
использованием метода конечных элементов.
Широкое исследование параметров аэро-
упругости проводилось в аэродинамической
трубе ЦАГИ Т-109 как на динамически
подобных, так и на конструктивно подобных
моделях. Основной целью исследований было
подтверждение расчетных данных критичес-
кой скорости флаттера и влияния упругости
конструкции на аэродинамические коэффи-
циенты, подтверждение правильности требо-
ваний к конструктивно-технологическим
параметрам ОК на различных режимах
эксплуатации, а также исследование безопас-
ности от флаттера, определение параметров
бафтинга при наличии раскрытых створок
воздушного тормоза и исследование влияния
интерференции блоков ракеты-носителя на
параметры аэроупругости.
Проведенные исследования показали, что
применение комплексного подхода при опре-
делении параметров динамической схемы
и критической скорости флаттера (уточнение
расчетной схемы на основе более совершен-
ных методов расчета, натурного и модель-
ного эксперимента) дало хорошее совпадение
расчета с экспериментом.
Усталостная прочность конструкции при
акустическом нагружения
Обеспечение прочности конструкции
планера “Бурана” при акустическом
нагружении является сложной проблемой,
связанной с рядом особенностей ОК:
•	наличием теплозащитной изоляции (ТЗИ)
на поверхности ОК;
•	многократностью использования;
•	высоким уровнем акустических нагрузок
(до 168 дБ в диапазоне частот 16...4000 Гц).
Сложность задачи усугублялась тем, что
на начальном этапе работ отсутствовала
экспериментальная база и не были разра-
ботаны расчетные методы оценки реакции
конструкции на акустическое нагружение.
На этапе рабочего проектирования были
проведены так называемые “глобальные”
оценки реакции конструкции на акустическое
нагружение (по упрощенным методам) и
произведен подбор подкрепляющих элемен-
тов обшивки с учетом обеспечения прочности
регулярной конструкции. В то время было
предусмотрено создание экспериментальной
базы для имитации акустического нагру-
жения на отдельные фрагменты конструкции
в камерах бегущей волны и для испытаний
натурных агрегатов ОК в реверберационных
камерах.
Экспериментальная база была создана в
головных институтах отрасли - ЦАГИ и
СибНИА. Расчеты реакции конструкции на
акустическое нагружение проводились как
упрощенными методами, так и с использова-
нием метода конечных элементов.
В результате проведенных расчетных оце-
нок нагружения было выявлено, что реакция
конструкции определяется низшими панель-
ными частотами для данной зоны. Диапазон
частот отдельных панелей конструкции - от
161
100 до 300 Гц, максимальные среднеквадра-
тичные значения уровней виброперегрузок,
вызванных акустическим воздействием, дос-
тигают 100 единиц, максимальные средне-
квадратичные значения напряжений на стрин-
герах - 40 МПа, а на обшивке уровень напря-
жений в З...5раз ниже, чем на стрингерах.
Для экспериментального подтверждения
прочности конструкции на акустическое
нагружение на этапе автономных испытаний
было предусмотрено изготовление и проведе-
ние испытаний более 200 фрагментов конст-
рукции площадью 1...2 м2 из 40 зон ОК. Из
указанного количества фрагментов 30%
представляли собой конструкцию внутрен-
него силового набора без ТЗИ, а остальные
70% - панели с ТЗИ, причем особое внимание
обращалось на нерегулярные зоны конструк-
ции (вырезы, люки, створки, радиопрозрач-
ные вставки, остекление и другие). При испы-
тании ряда фрагментов одновременно при-
кладывались акустические и тепловые наг-
рузки. В результате автономных испытаний
получено удовлетворительное совпадение
экспериментальных и расчетных нагрузок (по
НДС и уровню перегрузок в регулярных
зонах фрагмента). При этом выявлены
следующие характерные места повреждений
конструкции планера в виде трещин:
•	компенсаторы перестыковки силовых эле-
ментов конструкции (шпангоутов, нервюр с
обшивкой);
•	кницы крепления стрингеров к шпангоу-
там;
•	стрингеры по заклепочным отверстиям
крепления их к обшивке;
•	законцовки гофра (в гофрированных пане-
лях) и вершины ребер жесткости (для
фрезерованных панелей) внутреннего сило-
вого набора.
По результатам автономных испытаний
предложены конструктивные доработки
отдельных мест конструкции с последующей
экспериментальной проверкой и внедрением
их в штатное изделие.
Следует отметить, что автономные испы-
тания (кроме фрагментов с тепловыми наг-
рузками) проводились в обеспечение полного
ресурса при штатной эксплуатации ОК с
пятикратным запасом; на отдельных фраг-
ментах испытания продолжались до появле-
ния разрушений конструкции.
Кроме автономных испытаний фрагмен-
тов проведен ряд комплексных акустических
прочностных испытаний на целых натурных
агрегатах “Бурана”: внешнем элевоне, балан-
сировочном щитке, вертикальном оперении,
крыле, а также на секции носка крыла.
Проведенные расчетные оценки нагружения
конструкции при внешнем акустическом
воздействии, результаты автономных акусти-
ческих испытаний отдельных фрагментов
конструкции и комплексных прочностных
акустических испытаний натурных агрегатов
показали, что прочность конструкции пла-
нера достаточна для первого этапа эксплуа-
тации.
В процессе обеспечения прочности орби-
тального корабля “Буран” решены многие
фундаментальные вопросы:
1.	Разработаны нормы прочности много-
разовых космических систем типа “Энергия” -
“Буран”. Путем введения ограничений и спе-
циальной системы поворота ракеты-носителя
“на ветер” значительно снижены нагрузки,
действующие на ОК на участке выведения.
Определены расчетные условия при действии
повторно-статических нагрузок совместно с
температурными, а также вибрационные и
акустические воздействия. Создание норм
прочности проводилось специалистами орга-
низаций - разработчиков орбитального
корабля и ракеты-носителя и научно-
исследовательских отраслевых институтов.
От НПО “Молния” руководил этими
работами автор статьи, от НПО “Энергия” -
В.Ф. Гладкий, от ЦАГИ - А.Ф. Селихов, от
ЦНИИмаш - А.В.Кармитин.
2.	Разработан и с успехом применен способ
расчета подсистем методом конечного
элемента и “сшивания” моделей агрегатов в
единую систему корабля.
3.	Широкие исследования аэроупругости на
динамических и конструктивно подобных
моделях апробировали расчетные методы на
начальном этапе разработки и исключили
существенные доработки конструкции после
натурных испытаний.
4.	Высокий уровень акустических нагрузок
потребовал широких теоретических иссле-
дований и большого количества экспе-
риментов на образцах, фрагментах и натур-
ных агрегатах. Для обеспечения акустических
испытаний крупногабаритных объектов на
высокий уровень воздействия по техничес-
кому заданию НПО “Молния” в ЦАГИ была
построена акустическая реверберационная
камера РК-1500.
Большая часть этих исследований прове-
дена в отечественной практике впервые, и их
результаты, а также созданные методики
обеспечения прочности могут быть с успехом
использованы при создании ракетно-косми-
ческих и авиационно-космических систем
будущего.
162
УДК 629.782.002
ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ТЕХНОЛОГИИ
ПРИ СОЗДАНИИ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
В. Г. Подколзин, В.Н. Черноусов
Рассмотрены некоторые технологические аспекты
изготовления ОК “Буран”. Основное внимание уделено
технологическим особенностям изготовления планера,
модуля кабины и гидрогазовых систем.
Введение
Орбитальный корабль “Буран” обладает
рядом конструктивно-технологических
особенностей по сравнению с самолетами.
Основные из них - наличие теплозащиты, вы-
сокие требования к герметичности модуля
кабины и гидрогазовых систем, плазмонепро-
ницаемости фюзеляжа по разъемам створок
грузового отсека и ниш шасси и к волни-
стости внешних обводов металлического
планера.
При создании ОК “Буран” применена
система сквозного проектирования, производ-
ства, эксплуатации и ремонта. Система преду-
сматривает разработку технологических реко-
мендаций для конструкторов с целью обеспе-
чения оптимального проектирования агрега-
тов и систем с учетом анализа и синтеза
знаний и опыта в области конструкции, мате-
риалов, технологий, оборудования, а также
организации производства и управления.
Требования к технологичности конструк-
ции ОК “Буран” определили формирование
его технологического облика и выявили его
конструктивно-технологические особенности
и технические проблемы и задачи, подлежа-
щие решению.
Рассмотрим некоторые направления тех-
нологии производства ОК “Буран”.
Планер
Применение в ОК “Буран” большого
количества деталей обшивки из алюми-
ниевых сплавов типа Д16ч в искусственно
состаренном состоянии, большие габариты,
высокие требования по точности деталей, их
прочности, надежности и ресурсу вызвали
необходимость разработки автоматизирован-
ных управляемых процессов формообразова-
ния. В период создания “Бурана” были раз-
работаны и внедрены в содружестве отрасле-
вой и вузовской науки автоматизированные
управляемые технологические процессы фор-
мообразования обшивок методами обтяжки с
растяжением (рис. 1).
Для этих целей разработана система авто-
матизированного проектирования управляю-
щих программ (УП) формообразования об-
шивок разнообразной формы на растяжно-
обтяжных прессах с числовым программным
управлением (ЧПУ). В системе применяются
математические модели процесса, позволяю-
щие определить напряженно-деформирован-
ное состояние материала при формообразо-
вании, геометрию поверхности детали, техно-
логические возможности материала и движе-
ние исполнительных органов пресса.
163
Рис. 1. Блок-схема разработки автоматизированной технологии обтяжки обшивок
Технологические возможности материала
ограничиваются критическими деформация-
ми (акр), превышение которых приводит к уси-
ленному росту зерна при последующей термо-
обработке. Поэтому знание Екр для каждой
конкретной поставки материала позволяет
оптимизировать управление формообразова-
нием. Установлено, что чем крупнее зерно
(» 500... 1000 мкм), тем хуже технологичес-
кие и служебные свойства материала деталей.
Значение екр в значительной мере зависит
от технологической наследственности метал-
лургического производства, т.е. от химичес-
кого состава, температуры отжига и времени
выдержки, скорости охлаждения и деформа-
ции правки растяжением. Сравнительный
анализ многих партий листового полуфаб-
риката из сплава Д16ч позволил сделать
вывод о том, что при содержании марганца
(Мп) ближе к нижнему пределу 0,3.. .0,4 % Екр
составляет 4...6 %, а при содержании Мп
более 0,6% - превышает 8 %. Это объясняется
тем, что марганец служит основным анти-
кристаллизатором, образующим труднодефо-
рмируемые соединения, которые замедляют
рекристаллизацию. Поскольку на металлур-
гических заводах оценку Екр не производят и
ее значение не указывают в сертификате,
разработан экпресс-метод оценки материала
на Екр. Зная истинное значение Екр, с помощью
автоматизированных управляемых процессов
можно обеспечить строгое соблюдение режи-
мов процесса формообразования и исключить
образование крупных кристаллов.
Точность обшивок зависит от точности,
прочности и жесткости обтяжных пуансонов.
Этим условиям удовлетворяют пустотелые
литые (из алюминиевых сплавов) пуансоны
модульной конструкции, поверхности кото-
рых обработаны по программе на трех- или
пятикоординатных станках. Расчет на проч-
ность и жесткость пуансонов, а также их
технологическое проектирование осуществ-
ляются с использованием автоматизирован-
ной системы проектирования обтяжной
оснастки.
Освоение управляемых технологических
процессов проводилось при изготовлении
обшивок разнообразной формы (лобовых
обшивок, обшивок двойной кривизны, люков
и др.) максимальной толщиной 6 мм и разме-
рами 2000 х 6Q00 мм.
Управляемые технологические процессы
обтяжки с растяжением на прессах с ЧПУ
использовались и для формообразования со-
товых панелей руля направления и воздуш-
ного тормоза.
Более 800 кг глубоких гофровых панелей
из сплавов Д16ч и 1201 использовано в ОК
“Буран” в качестве стенок силовых рам
фюзеляжа и крыльев нервюр, впервые приме-
ненных в искусственно состаренном состоя-
нии (Т1), обладающих высокой весовой от-
дачей и изготовленных по новой технологии.
Особенности разработанной технологии за-
164
ключаются в создании условий образования
рифтов с малыми остаточными деформа-
циями, что позволяет получать детали прак-
тически без утонения материала заготовки.
Схема процесса заключается в последо-
вательной гибке открытых рифтов и перетяж-
ке материала из концевой части открытого
рифта в технологический рифт-ужимку. Схе-
ма процесса реализована при формообразо-
вании деталей разных размеров и толщин
(максимальные размеры 1,2 х 1200 х 1900 мм)
в универсальной оснастке и на универсальном
оборудовании.
Разработанный способ формообразова-
ния панелей с глубокими рифтами, режимы,
методика расчета и средства оснащения обес-
печили получение новых конструктивных
форм деталей с минимальными остаточными
деформациями практически неограниченных
размеров, хорошо работающих в агрегатах на
сжатие, сдвиг по плоскости и изгиб и гаран-
тирующих высокую конструктивную проч-
ность и ресурс.
Разработана технология литья тонкостен-
ных отливок из высокопрочных сталей с
толщиной стенки до 1,0 мм, чистотой по-
верхности отливки Rz = 20, без припуска на
механическую обработку, точность размеров
± 0,15...0,6 мм.
Отличительная особенность технологии
заключается в том, что плавка стали осущест-
вляется в контролируемой атмосфере, а за-
ливка - в оболочковые формы, помещенные
в контролируемом температурном поле, без
опорного наполнителя; выплавление - в высо-
коскоростном потоке горячего воздуха или
при повышенном давлении насыщенного па-
ра; очистка отливки от керамики - без абра-
зивной обработки поверхности.
По разработанной технологии изготов-
лено большое количество деталей “Бурана”
типа кронштейн из сплава ЖС6, которые
прошли все испытания с положительными
результатами.
Наиболее трудоемкий и продолжитель-
ный технологический процесс - нанесение теп-
лозащиты. Цикл ее нанесения удлинял цикл
создания ОК “Буран”, был завершающим и
не мог сочетаться ни с монтажами, ни с
испытаниями.
Элементы теплозащиты планера “Бура-
на” в зависимости от их назначения разли-
чались по конструкции и материалам. В осно-
вном применялся плиточный теплозащитный
материал ПТЗМ из кварцевого волокна с эро-
зионно стойким и гидрофобным покрытием,
работающим при температуре до 1250°С.
Плитки получали механообработкой из бло-
ков. Для производства блоков в НПО “Техно-
логия” была внедрена автоматизированная
линия, спроектированная НИАТом и изго-
товленная Ржевским производственно-конст-
рукторским объединением “Электротехни-
ка”. Для механообработки плиток созданы
специализированные станки с ЧПУ СКФ-5-
400, СКФ-5-300 на ВПО “Техника” и ВФТ-
5М на СПО “Прогресс”. Станки пятикоор-
динатные в бессмазочном варианте с отсосом
стружки управлялись от единой СМ-4.
На рис. 2 приведены основные состав-
ляющие технологии механообработки ПТЗМ.
Для нанесения покрытия на плитки в
НИАТ спроектированы, а в РПКО “Электро-
техника” изготовлены пятикоординатные
камеры с системой “Вектор” типа КШП-1.
Для обжига гидрофобного покрытия в РПКО
“Электротехника” спроектирована и изготов-
лена туннельная печь типа ТСП-2.
На ТМЗ создана система АСУ ТП, управ-
ляющая процессами механообработки, конт-
рольно-измерительным оборудованием и
складами, а также хранящая информацию по
обмеру реальной металлической поверхности
и корректирующая программу обработки
контактной поверхности плитки.
Наиболее нагруженные тепловым воздей-
ствием (до 1600°С) детали изготавливали из
композиционного материала углерод-угле-
род, разработанного в НИИ “Графит”,
ВИАМ и НПО “Молния” и получившего
название ГРАВИМОЛ. Технология изго-
товления деталей из этого материала была
разработана в НИАТ, ВИАМ и НИИ “Гра-
фит” и внедрена на Московском электро-
дном заводе. В НПО “Молния” были спроек-
тированы и внедрены пресс-формы, конт-
рольная оснастка для выкладки и прошивки,
сборочная и стапельная оснастка, всего
свыше 500 единиц. Для этого нового мало
изученного материала были не ясны величи-
ны усадок как при низкотемпературных, так
и при высокотемпературных пределах. В
процессе производства за счет хорошего вза-
имодействия специалистов “Союзуглерод” и
НИАТа были исправлены отклонения дета-
лей по форме, получившиеся в процессе про-
изводства. В освоении производства деталей
(агрегатов фюзеляжа и крыла) ОК “Буран” из
материала ГРАВИМОЛ участвовали мно-гие
институты и заводы. При этом было изго-
товлено и внедрено:
•	9 моделей оборудования;
•	около 700 единиц спецоснастки;
•	12 наименований специализированного ре-
жущего инструмента, в том числе алмазного.
165
Рис. 2. Механическая обработка ПТЗМ
В качестве примера на рис. 3 и 4 приве-
дены детали из материала ГРАВИМОЛ.
Для изготовления створок грузового отсе-
ка (СГО) Новосибирский авиационный завод
им. В.П. Чкалова спроектировал и изготовил
уникальную оснастку формования и сборки.
НПО “Технология” впервые в отечественной
практике были сформованы панели створок
из композиционного углепластика (КМУ), а
Воронежским производственным объедине-
нием изготовлены створки радиационного
теплообменника (РТО). Эти агрегаты прохо--
дили отработку в условиях как заводов-
изготовителей, так и головного сборочного
завода ТМЗ. НИАТ совместно с НПО “Мол-
ния” спроектировал уникальные стенды для
отработки функционирования СГО с учетом
эксплуатационных нагрузок. НИАТом для
контроля локальной негерметичности фюзе-
ляжа по разъемам СГО и СНШ была раз-
работана технология ультразвукового конт-
роля с применением течеискателя фирмы
“Electronic Detectors” (Бельгия).
Технология позволяет обнаруживать уте-
чки во всех типах уплотнений створок и
люков, при этом многие стыки можно про-
верить с внешней стороны ОК без демонтажа
плиточного теплозащитного материала.
Большие работы проведены по созданию
технологии и средств, обеспечивающих при-
клеивание и монтаж датчиков системы бор-
товых измерений (СБИ). Этот процесс сопря-
жен с обеспечением требуемой температуры
и давления при приклеивании, подбором кле-
ев, грунтов, проектированием и изготовле-
нием специализированной оснастки и устано-
вок для поддержания температуры полимери-
зации клея непосредственно на изделии. В
целом для СБИ было разработано, аттестова-
но и внедрено 15 технологических процессов.
Кабина
Основными проблемными вопросами при
изготовлении высокопрочного и герме-
тичного модуля кабины были:
•	разработка технологических процессов
производства крупногабаритных деталей из
алюминиевого сплава 1201 с малыми оста-
точными деформациями;
•	создание нового станочного комплекса с
ЧПУ модели УПСФ-2 для механической
обработки, сборки и сварки герметичной
обитаемой кабины, обеспечивающего полу-
чение сварного соединения, равного по проч-
ности основному материалу.
166
Рис. 3. Секция агрегата К
Рис. 4. Обтекатель агрегата Ф-1
167
С целью значительного уменьшения оста-
точных деформаций в процессе механической
обработки деталей из сплава 1201 была при-
менена схема бездеформационной технологии
с последовательной обработкой деталей с
двух противоположных сторон относительно
оси симметрии. Разработана технология по-
лучения в деталях толщины полотна, равной
или меньшей 1,8 мм.
Специфика изготовления деталей из спла-
ва 1201 состоит в том, что при старении
материала линейные размеры увеличиваются
на 0,1%. После старения не допускается прав-
ка деталей, так как в состаренном состоянии
деформация не должна превышать 0,6 %.
Отличительная особенность технологиче-
ского процесса изготовления модуля кабины
состоит в том, что механообработка, сборка и
сварка ведутся комплексно на одном рабочем
месте с обеспечением единства баз и жестко-
сти системы СПИД (станок-приспособление-
инструмент-деталь). Для обеспечения этих
требований НИАТ спроектировал, а Саве-
ловское производственное объединение “Про-
гресс” и РПКО “Электротехника” изготовили
пятикоординатную установку с ЧПУ типа
УПСФ-2. Установки типа УПСФ-2 являются
по своей сути гибкими производственными
модулями и могут применяться для разметки
и обмера поверхности, локальной термообра-
ботки и химического фрезерования, намотки
и объемного плетения композиционных кон-
струкций, контроля герметичности и так
далее. Для выполнения перечисленных опе-
раций на консоли устанавливаются соответ-
ствующие головки.
Институтом сварки им. Патона АН УССР
совместно с НИАТом разработаны и внед-
рены устройства для автоматической вварки
элементов внутреннего силового набора и
элементов крепления. Установки такого типа
в зарубежной практике не применяются.
Задача обеспечения герметичности каби-
ны ОК “Буран” решалась на качественно
новом уровне с учетом необходимости изме-
рения малых величин негерметичности и ко-
личественной информации по этому парамет-
ру. В связи с этим были использованы раз-
личные конструктивно-технологические ме-
роприятия по обеспечению герметичности
кабин.
Для оценки суммарной негерметичности
кабин на этапе опрессовки была разработана
НИАТом, НПО “Молния” и ЦНИИРТК
автоматизированная система контроля ком-
пенсационно-дифференциальным методом с
чувствительностью по скорости изменения
давления 1,3-10”2Па/с.
После окончательной сборки-сварки ка-
бины для определения ее суммарной негерме-
тичности в НИАТ, НПО “Молния” и ТМЗ
был разработан масс-спектрометрический ме-
тод с применением вакуумной камеры типа
ТВУ-1000, позволяющий обнаруживать негер-
метичность кабины величиной 1,3-10-5 Вт.
Впервые для поиска локальной негерме-
тичности кабин величиной 6,5-10^ Вт приме-
нен способ “щупа” с криадсорбционной от-
качкой масс-спектрометрического течеиска-
теля. Более подробно новые методы и
средства контроля герметичности описаны в
отдельной статье сборника.
Гидрогазовая система
Ресурс и надежность ОК “Буран” во
многом определяются качественным из-
готовлением, монтажом, промывкой, контро-
лем герметичности и отработкой гидрогазо-
вых систем.
НИАТ совместно с НИИТМ разработал
и экспериментально отработал принципиа-
льно новую технологию изготовления элемен-
тов стального и алюминиевого трубопровода
с толщиной стенки 0,5 мм, а на ТМЗ
реализован процесс получения биметалличе-
ских (сталь + алюминий) переходников для
соединения разнородных по металлу трубо-
проводов. Разработан комплекс технологи-
ческих процессов изготовления высокоресур-
сного неразъемного (полного сварного) тру-
бопровода, монтажа трубопроводов с двух-
барьерным уплотнением, с обеспечением ми-
нимальных монтажных напряжений.
Для контроля герметичности гидравли-
ческих агрегатов и систем, заправленных
рабочей жидкостью, НИАТом, СМНУ-113
(г. Волгоград) и НПО “Молния” разработан
метод радиоктивных изотопов (РАИ) с при-
менением радионуклида “Криптон-85”, с чув-
ствительностью 10-8 см3/с.
Для технологической отработки гидро-
систем ОК “Буран” был создан комплекс
технологического оборудования, состоящий
из стендов СОП-ЮОМ, СОП-400, СТЗ-100М и
ОЦ-ЮОМ. В стендах применена оптимальная
схема фильтрации механических примесей
рабочей жцдкости на основе выбора фильт-
ров и пробоотборников, а также места их
установки в объединенной гидросистеме.
Одновременно был решен вопрос регулиро-
вания мощности технологического оборудо-
вания при промывке и отработке на функцио-
нирование гидросистем планера ОК.
В результате технологического обеспече-
ния производства корабля “Буран” было вы-
168
полнено более 500 научно-исследовательских
и опытно-конструкторских разработок, в том
числе:
•	отработана технологичность ОК на всех
этапах производства с выдачей 1560 замеча-
ний по конструкторской документации;
•	разработаны директивные технологические
материалы по всем водам производства,
включая 2100 единиц директивных техноло-
гических процессов, 340 единиц технических
заданий на оборудование и оснастку и 38 еди-
ниц отраслевой технической документации;
•	разработано программное и математиче-
ское обеспечение технологии изготовления
теплозащиты изделия;
•	разработаны мероприятия по постановке
изделия на производство на заводах отрасли,
которые позволили повысить автоматизацию
работ и снизить их трудоемкость;
•	проведен комплексный технико-экономи-
ческий анализ и расчет затрат на разработку,
изготовление и испытания изделия, в том
числе расчет трудоемкости и металлоемкости
изделия;
•	разработана схема кооперации изготовле-
ния изделия на заводах отрасли и расчета
объемов производства изделия;
•	разработаны исходные технологические ма-
териалы для проектирования новых корпусов
и цехов для производства изделия;
•	проведен авторский надзор по выполнению
требований директивных технологических
материалов в чертежно-конструкторской до-
кументации и рабочей технологии заводов-
изготовителей.
Первый полет орбитального корабля
“Буран” подтвердил высокое качество техно-
логии его производства.
Выводы
1.	Результаты работ по технологическому
обеспечению создания корабля “Буран” по-
высили научно-технический уровень техноло-
гии производства летательных аппаратов и
обеспечили заданные тактико-технические
характеристики.
2.	Разработаны новые научные направления
технологий, в том числе по изготовлению и
монтажу теплозащиты планера, сборке-
сварке цельносварных высокоресурсных гер-
метичных кабин из высокопрочного термо-
упрочняемого алюминиевого сплава, контро-
лю герметичности элементов планера и
систем бортового оборудования высокочувст-
вительными методами и др.
3.	Разработано 130 единиц нового прогрес-
сивного оборудования, позволяющего повы-
сить уровень автоматизации технологических
процессов.
4.	Разработано программное и математиче-
ское обеспечение различных технологий, в
том числе изготовления и монтажа тепло-
защиты.
5.	Обеспечению высокого качества корабля
“Буран” способствовало широкое внедрение
авторского надзора за выполнением требо-
ваний директивных технологических мате-
риалов и чертежно-конструкторской докумен-
тации и рабочей технологии на заводах-
изготовителях.
Значительная часть технологии производ-
ства корабля “Буран” защищена авторскими
свидетельствами и рекомендована для широ-
кого внедрения в народном хозяйстве и для
продажи за рубеж.
169
УДК 629.782.002
ОСОБЕННОСТИ ОРГАНИЗАЦИИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ
ПОДГОТОВКИ ПРОИЗВОДСТВА ОК “БУРАН”
В.Н. Черноусов
Рассмотрены основные направления совершенство-
вания организации и результаты технологической подго-
товки производства ОК “Буран”. Сделана попытка
определить дальнейшее развитие технологической подго-
товки производства авиакосмических и авиационных
систем.
Технологическая подготовка производст-
ва (ТПП) ОК “Буран” включала обшир-
ный комплекс работ по следующим основным
направлениям (функциям ТПП): отработка
конструкции на технологичность, технологи-
ческое планирование, разработка и отладка
технологических процессов, проектирование
технологической оснастки нестандартного
оборудования, средств механизации, их изго-
товление и отладка, нормирование материа-
льных и трудовых затрат, составление техно-
логических планировок, проектов реконст-
рукции, организация и управление процес-
сами ТПП и т.д.
Конкретный состав, содержание, слож-
ность и объемы работ по функциям ТПП,
необходимые для их выполнения ресурсы
зависели от особенностей конструкции ОК
“Буран” и условий его производства.
Организация ТПП ОК “Буран” обеспечи-
ла выполнение ряда стоящих перед нею задач
(рис. 1) при достижении заданных технико-
экономических показателей основного произ-
водства (качество и надежность конструкций,
их минимально возможные трудоемкости и
себестоимость, повышение производительно-
сти труда работающих и т.д.).
ТПП ОК “Буран” проводилась в направ-
лении выполнения ее функций прогрессив-
ными методами на базе научных принципов,
выработанных длительным опытом отрасли.
К числу таких взаимосвязанных принци-
пов относятся:
•	увеличение удельного веса работ по техно-
логической подготовке производства, выпол-
няемых заблаговременно;
•	быстродействие, максимально возможные
совмещение работ и параллельность их вы-
полнения;
•	гибкость и преемственность производства
при смене изделий;
•	комплектность и системность выполнения
работ;
•	специализация и кооперирование;
•	рациональная централизация работ и др.
Указанные и другие принципы предпола-
гали широкое применение заранее разрабо-
танных типовых решений по всем функциям и
на всех этапах ТПП, взаимосвязь работ и
направлений по организации ТПП при рас-
смотрении ее как единой большой системы.
К числу основных взаимосвязанных нап-
равлений совершенствования организации
ТПП ОК “Буран” (табл. 1), исходящих из
указанных принципов и объединяемых отрас-
левой системой (рис. 1), относились:
1.	Совершенствование системы и методов
работы по функциям ТПП и ТПП в целом
при регламентации и сокращении используе-
мой документации и документооборота. Это
направление преследовало цели рационально-
го упорядочения и создания условий наибо-
лее эффективного выполнения работ при уст-
ранении их дублирования и сокращении не
вызываемых необходимостью объемов и
трудоемкости.
Регламентация и сокращение технологи-
ческой документации проводились на основе:
государственных стандартов Единой системы
технологической документации (ЕСТД) в том
случае, когда они без изменения могли быть
применены; стандартов отраслевой системы
170
Основные направления совершенствования организации технологической
подготовки производства ОК “Буран”
Таблица!
Рис. 1. Структурная схема отраслевой системы технологической подготовки производства
(ОСТД), когда специфика производства ОК
“Буран” требовала дополнения или измене-
ния документов ЕСТД; стандартов предприя-
тий (СТД), дополняющих в связи со специфи-
кой предприятия документы ЕСТД и ОСТД.
Рационализация системы и методов работ
имели важное значение еще и потому, что
только в этих условиях становились эффек-
тивными и вообще возможными механизация
и, особенно, автоматизация инженерно-техни-
ческих и управленческих работ в ТПП.
2.	Механизация и автоматизация инже-
нерно-технических и управленческих работ,
которые являлись одним из главных направ-
лений совершенствования ТПП. Это направ-
ление затрагивало широкий круг вопросов,
от применения простейших средств оргтехни-
ки до использования ЭВМ в комплексе с
современными техническими средствами.
ЭВМ использовались для инженерно-
технических и управленческих работ.
В этом направлении проводились боль-
шие работы по автоматизированному прог-
раммированию механической обработки теп-
лозащитных покрытий.
3.	Комплексная унификация и стандар-
тизация элементов производственного про-
цесса (конструкций, технологий, оснастки,
171
Рис. 2. Обеспечение взаимозаменяемости при создании ОК “Буран”
Рис. 3. Технологическое обеспечение создания ОК “Буран”
172
оборудования, элементов производственного
процесса) служила базой для решения задач
сокращения сроков, объема и стоимости под-
готовки производства. При этом улучшалось
качество технологических процессов, оснаст-
ки, изделий, повышался организационно-тех-
нический уровень производства ОК “Буран”
и снижалась его себестоимость. Важнейшие
работы по унификации и стандартизации при
производстве ОК “Буран” имели новое каче-
ственное содержание. Большое внимание бы-
ло уделено стандартизации групп операций,
созданию технологических модулей и систем
оснастки.
Уровень типизации технологических
процессов был повышен на 20%, стандартиза-
ция оснастки - на 10... 15%, специализирован-
ного оборудования - на 20%.
4.	Улучшение организационной и произ-
водственной структуры технологических
служб.
Сложность и многообразие работ по тех-
нологической подготовке производства ОК
“Буран” потребовали четкой организации
технических служб, так как структура и чис-
ленность работников на заводах-соисполни-
телях были различны. Решались принципиа-
льные организационные вопросы формирова-
ния органов подготовки производства на
основе типовых структур и численности
аппарата управления, разработанных НИАТ.
При этом проводилась линия на усиление
руководства подготовкой производства, мак-
симально возможную централизацию ее фун-
кций, устранение дублирования работ по
функциям, укрепление ряда перспективных
подразделений, четкую специализацию цехов
ТПП.
5.	Создание и применение прогрессивных
нормативов и технико-экономическое обосно-
вание принимаемых решений служили объек-
тивной базой для планирования, ускорения и
удешевления работ по ТПП.
К числу таких нормативов относились
укрупненные и дифференцированные норма-
тивы трудоемкости и циклов разработки тех-
нологических процессов, оснащенности, ме-
таллоемкости оснастки и ряд других.
Структурная схема технологической под-
готовки производства ОК “Буран” учитыва-
ла взаимосвязь отраслевых и межотраслевых
руководящих материалов, основные требова-
ния ОСТД, связи институтов, управлений
Министерства и предприятий-изготовителей.
Все это позволило обеспечить не только
прямую, но и обратную связь между пред-
приятиями и организациями, участвующими
в работах по ТПП, а также оперативное ре-
шение возникающих вопросов производства
ОК “Буран”.
Большая трудоемкость создания ОК
“Буран” потребовала организации широкой
межотраслевой кооперации, не свойственной
авиации, что в свою очередь, поставило проб-
лему взаимозаменяемости и увязки (рис. 2).
Как правило, все авиационные заводы
имеют свои особенности обеспечения взаимо-
заменяемости. При производстве ОК “Буран”
обеспечение взаимозаменяемости было реа-
лизовано путем внедрения автоматизирован-
ной системы геометрического моделирования
и расчета поверхности, использования комп-
лекса программных средств для автоматизи-
рованного анализа процессов сборки и
взаимозаменяемости обводообразующих эле-
ментов и кинематических цепей.
Большая работа проведена по технологи-
ческой подготовке производства ОК “Буран”
(рис. 3).
Потребовалось построить и модернизи-
ровать существующие цеха подготовки про-
изводства, оснастить их новыми видами ме-
таллообрабатывающего и заготовительного
оборудования.
Было изготовлено по кооперации много
оснастки', как стапельной, так и пресс-форм.
Организация ТПП ОК “Буран” поз-
волила:
•	сократить сроки ТПП на 25...30%;
•	повысить производительность труда конст-
рукторов и технологов на 15...25%;
•	сократить затраты на осуществление ТПП
на 20...25%.
Опыт организации ТПП ОК “Буран”
имеет большую практическую ценность и
может быть во многом использован при соз-
дании и производстве авиационно-космичес-
ких систем будущего, а также других летате-
льных аппаратов и позволит добиться
существенного повышения технико-экономи-
ческих показателей производства.
Дальнейшее развитие работ по ТПП
авиационно-космических систем будет связа-
но с решением следующих основных задач:
•	классификация и кодирование технико-
экономической информации в ТПП;
•	установление единых методов ТПП;
•	развитие нормативно-технической базы
ТПП;
•	создание информационно-поисковой систе-
мы ТПП;
•	развитие автоматизированных систем
проектирования технологических процессов и
оснастки.
173
УДК 629.782.002:620.179.16
ТЕХНОЛОГИЯ НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ И
ТЕХНИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
“БУРАН”
В. В. Коннов
Неразрушающий контроль и техническая диагнос-
тика сыграли важную роль в вопросах обеспечения ка-
чества многоразового орбитального корабля “Буран”.
Системный и комплексный подход использования техно-
логии контроля по всем жизненным циклам изделия во
многом определил высокую надежность корабля. В ста-
тье кратко определены основные научно-технические до-
стижения в различных областях неразрушающего конт-
роля, изложены экономические аспекты разработок и
основные направления его конверсии в различные отрасли
промышленности.
Введение
Многоразовый орбитальный корабль
(ОК) “Буран” как летательный аппа-
рат существенно отличается от авиационных
условиями эксплуатации, конструкцией, мате-
риалами, бортовыми системами и условиями
обитания экипажа.
Эти отличия отразились на решении
задач качества и диагностики (КиД) ОК в
обеспечение надежности выполнения прог-
раммы полетов и безопасности экипажа.
Система КиД “Бурана” включала в себя
три различных направления:
•	конструкция планера и его агрегатов;
•	бортовые системы;
•	среда обитания и жизнедеятельность
экипажа.
Обеспечение надежной работы конструк-
ции при минимальном значении массы в
условиях комбинированного воздействия вы-
соких температур, плазмы, статических, ди-
намических, вибрационных и акустических
нагрузок вынудило разработчиков создать и
использовать целый ряд новых конструк-
ционных, жаропрочных и теплозащитных
материалов. Это потребовало создать новое
технологическое оборудование, включая и
методологию комплексного использования
методов, средств и технологии контроля по
всем жизненным циклам ОК “Буран”.
Так, плиточное теплозащитное покрытие
состоит из 10 новых, не применявшихся ранее
в промышленности компонентов, комбина-
ция которых позволила осуществить его креп-
ление к аэродинамической поверхности кон-
струкции “Бурана”. Таким же совершенно
новым был углерод-углеродный материал
ГРАВИМОЛ, из которого выполнены жа-
ропрочные носки фюзеляжа и крыла. Впер-
вые в отечественной практике широко приме-
нялись углепластиковые силовые конструк-
ции общей поверхностью более 120 м2.
Для бортовых систем “Бурана” требова-
ния к КиД задавались техническими усло-
виями и требованиями по их приемке и поста-
новке на борт при сдаче заказчику, опре-
делялись предельно допустимые уровни кон-
тролируемых параметров в условиях произ-
водства и эксплуатации. Система КиД одно-
временно контролировала условия эксплуа-
тации таким образом, чтобы оставалась воз-
можность принятия мер, исключающих появ-
ление аварийных ситуаций. Один из приме-
ров подобного подхода изложен в статье
настоящего сборника, посвященной созданию
вспомогательной силовой установки (ВСУ).
Вся система КиД объединялась в единое
целое для получения максимальной инфор-
мации о техническом состоянии ОК и воз-
можности его эксплуатации по техническому
состоянию. Информация КиД закладывалась
в общую единую систему управления борто-
выми системами с целью минимизировать
влияние любой нештатной ситуации.
В данной статье основное внимание уде-
лено разработке методов, средств и техно-
логии неразрушающего контроля (НК) мате-
риалов и составных частей планера ОК
“Буран”.
174
Роль неразрушающего контроля в проектиро-
вании и эксплуатации сложных технических
систем
Методология управления качеством и
надежностью любых промышленных
систем средствами неразрушающего контроля
определяется выбором принципа их проек-
тирования. В авиационной технике вплоть до
последних лет применялось проектирование
по ресурсу, при котором традиционно НК
предусматривается на этапе производства, в
меньшей степени - на этапе испытаний для
уточнения расчетных прочностных характе-
ристик, заданных конструкторами, и в мини-
мальном объеме - в эксплуатации, а основные
его задачи - это выявление дефектов типа
нарушения сплошности материалов и конст-
рукций (трещины, расслоения, непропаи,
непроклеи), измерение толщины покрытий,
материалов и т.п.
Более прогрессивным является проекти-
рование и эксплуатация изделий по техничес-
кому состоянию [1]. Такой принцип позволяет
существенно увеличить время эксплуатации
летательных аппаратов при одновременном
сокращении расходов на эксплуатацию [2].
Принцип проектирования по техническому
состоянию диктует максимально возможные
требования к характеристикам конструкцион-
ных материалов, их стабильности и динамике
деградации узлов и агрегатов. У конструк-
тора практически не остается страховочных
запасов прочности, закладываемых им в
конструкцию в качестве платы за нестабиль-
ность техпроцессов, разброс физико-механи-
ческих свойств, неточность расчета, недоста-
точность испытаний. Суммарный уровень
принятых допущений компенсируется различ-
ными приемами, из которых наиболее эффек-
тивно широкое применение методов, средств
и технологий НК. В отечественной и между-
народной практике не так широко известно
применение НК для изделий, проектируемых
и эксплуатируемых по техническому состоя-
нию. Поэтому опыт их использования для
многоразового орбитального корабля “Бу-
ран” представляет интерес для многих отрас-
лей промышленности.
ОК “Буран” создавался в период жест-
кого соперничества в космосе двух мировых
держав, когда судьба всей программы в зна-
чительной степени зависела от того, насколь-
ко быстро и полно разрабатывались и осваи-
вались высокоэффективные технологии свар-
ки, изготовления и нанесения теплозащитных
покрытий, герметизации агрегатов и узлов и
десятки других совершенно новых техноло-
гий. В таких условиях трудно гарантировать
стабильность новых технологических процес-
сов, свойств конструкционных материалов и
оптимальность конструкторских решений,
внедряемых практически с листа, при полном
обеспечении требований надежности. В такой
ситуации НК была представлена уникаль-
ная возможность во многих случаях управ-
лять качеством и обеспечивать доказатель-
ность требуемой для изделия надежности.
Условия обеспечения надежности ОК пот-
ребовали выявлять не только дефекты сплош-
ности и оценивать их геометрические разме-
ры, снижающие несущую способность объек-
та контроля, но и диагностировать состояния,
предшествующие появлению этих дефектов.
Именно поэтому, помимо традиционных
задач дефектоскопического контроля целост-
ности материалов и конструкций, появилась
насущная необходимость качественной и
количественной оценки физико-механических
параметров объектов контроля, таких, как
прочность, плотность, модуль Юнга и др.
При этом погрешность определения боль-
шинства этих параметров, диктуемая требо-
ваниями надежности ОК “Буран”, не должна
превышать 10%.
Эти требования были сформулированы
совместно конструкторами, прочнистами,
ресурсниками, испытателями и технологами.
Был обобщен весь имеющийся опыт. Впервые
в отечественной практике был определен
физически обоснованный уровень допусти-
мых дефектов для материалов и конструкций,
периодичность контроля для каждого этапа
жизненного цикла ОК.
Указанные требования предопределили
выбор существующих и необходимость разра-
ботки новых средств контроля, поиск инфор-
мативных параметров физических полей и
излучений, используемых в методах контроля
для оценки и прогнозирования технического
состояния деталей и агрегатов. Для контроля
ОК “Буран” использовались все имеющиеся в
мировой практике виды НК, в том числе
ранее не применявшиеся в промышленности.
Для создания и внедрения технологии НК
были поставлены и решены следующие
задачи:
•	установить основные закономерности взаи-
модействия физических полей и излучений,
используемых в НК, с новыми типами мате-
риалов и конструкций, позволяющие оцени-
вать их техническое состояние;
•	исследовать и оптимизировать существую-
щие и разработать необходимые новые сред-
ства НК материалов и конструкций для опре-
деления их физических, структурных и дефек-
175
тоскопических характеристик с требуемой
точностью и достоверностью;
•	обеспечить контролепригодность деталей,
узлов и конструкций изделий для условий
производства, испытаний и эксплуатации;
•	создать компьютерную систему сбора, хра-
нения, обработки и анализа результатов НК
с возможностью оценки и прогноза вероят-
ных изменений технического состояния изде-
лия и его систем, своевременной доработки
конструкторской документации и оптимиза-
ции регламента работ по НК.
Для ОК “Буран” была разработана и
внедрена система управления качеством сред-
ствами НК, являющаяся составной частью
общей системы управления качеством и охва-
тывающая весь жизненный цикл изделия.
Разработанная технология НК полностью
обеспечила дефектоскопический контроль и
контроль физико-механических свойств
(плотность, прочность, модуль Юнга и др.),
которые ранее определялись лишь по образ-
цам с помощью разрушения. Контроль осу-
ществлялся с использованием как отдельных
методов и средств, так и их различных
сочетаний.
Основные достижения в теории и
практике неразрушающего конроля
Существующие методы и средства не мог-
ли в полном объеме решить все задачи,
поставленные перед НК в процессе создания
ОК. В соответствии с вышеизложенным
необходимо было дальнейшее развитие тео-
рии и практики проектирования и использо-
вания средств НК с целью повышения их
чувствительности, производительности и дос-
товерности результатов. Работа в области НК
велась в тесном содружестве с ведущими фир-
мами и специалистами Советского Союза.
Это позволило по каждому направлению НК
достичь принципиально новых результатов,
что дало мощный толчок дальнейшему разви-
тию качественно новых отечественных разра-
боток средств и методов контроля с широ-
ким применением вычислительной техники.
Накопленный научный и практический опыт
позволяет и по сей день питать идеями оте-
чественных и зарубежных разработчиков.
В области радиационного контроля очень
дружно и творчески работали С.В.Румянцев,
О.И.Борисов, В.А.Добромыслов, П.Н.Беля-
нин, Ю.Н.Корованов (НИАТ), В.А.Гольцев
(ВИАМ), Э.И.Вайнберг, В.Г. Фирстов
(МНПО “Спектр”), Е.Н.Гагин, В.М. Огнев
(НПО “Молния”) и многие другие. В радиа-
ционной дефектоскопии разработаны алго-
ритмы формирования и обработки изображе-
ний, повысившие чувствительность и разре-
шающую способность томографической сис-
темы. Основой алгоритмов служат методы
обратного проецирования с фильтрующей
сверсткой. Высокочастотная фильтрация, ис-
пользующая операцию двойного дифферен-
цирования, позволяет сократить время обра-
ботки и улучшить качество изображения.
Результатом этих исследований стало созда-
ние рентгеновского вычислительного томо-
графа ВТ-300.
В области теплового НК следует отме-
тить большой вклад О.А.Геращенко (ИТТФ,
г. Киев), В.Ф.Вавилова (ТПИ, г. Томск), А.А.
Кетковича (МНПО “Спектр”), Г.А.Морозо-
ва (ВИАМ), А.Б.Упадышева, Г.Л.Еремина,
А.П.Майорова (НПО “Молния”). Выявлены
новые закономерности распространения теп-
ловой энергии в анизотропных средах, раз-
работаны способы бесконтактного импульс-
ного нагрева, созданы цифровые програм-
мируемые тепловизионные измерительные
системы с расширенным спектральным
диапазоном.
Большую работу в области радиоволно-
вого контроля выполнили: В.В.Коннов,
В.С.Тихонович (ИПФ, г. Минск), В.И.Мат-
веев (МНПО “Спектр”), В.В.Демидов (НПО
“Молния”) и другие.
В радиоволновом НК созданы новые спо-
собы формирования и регистрации СВЧ-по-
лей на базе широкополосных генераторов,
полосковых структур и цифровых способов
обработки многопараметровой информации.
Это позволило изготовить и внедрить прин-
ципиально новые средства, такие, как влаго-
мер СВ-10АМ, толщиномер СТ-10И, плот-
номер СП-10А.
В области вихретокового контроля рабо-
тала целая когорта ведущих специалистов
страны. Среди них Ю.К.Федосенко, В.Ф.Му-
жицкий (МНПО “Спектр”); В.С.Фастрицкий
(РПИ, г. Рига); А.И.Гришакин, Н.С.Долгова
(НПО “Молния”). В вихретоковом НК были
исследованы и использованы новые способы
пространственного формирования сканирую-
щих электромагнитных полей и цифровые
методы обработки многомерных сигналов,
связанных с контролируемыми параметрами
исследуемой среды сложными нелинейными
функциональными зависимостями.
В результате был создан базовый вихре-
токовый дефектоскоп ВД-65, визуализи-
рующий электромагнитное поле в объекте
контроля, что дало возможность видеть
дефект и определять его геометрические
размеры.
176
В области акустического НК большой
вклад внесли Н.Т.Азаров (НИАТ), М.П.Ура-
льский, В.В.Мурашов (ВИАМ), С.И.Буйло
(РГУ, г. Ростов-на-Дону), А.И.Щуров (НУ,
г. Нижний Новгород^, Ю.С. Дементьев, В.И.
Рожков (НПО “Молния”) и др. Разработаны
эффективные способы формирования акусти-
ческих полей заданной формы, отражения и
приема акустических сигналов, систем звуко-
видения и методы распознавания типов де-
фектов и оценки их размеров.
В области вибродиагностики созданы но-
вые типы преобразователей, способы повы-
шения чувствительности, точности и досто-
верности контроля, способы бесконтактного
измерения вибрации, дозированного удара с
применением лазерных, волоконно-оптичес-
ких и других методов.
Изучен и применен ряд новых методов, в
частности электромагнитной эмиссии, ис-
пользуемой для прогнозирования ресурса
теплозащитных покрытий, метод динамичес-
кого индентирования для измерений механи-
ческих свойств материала демпфирующей
подложки, плиточной теплозащиты и физико-
механических параметров металлов.
С использованием акустических, тепло-
вых, вихретоковых, радиационных, СВЧ-по-
лей и излучений разработано, изготовлено и
испытано более 96 типов средств НК различ-
ного назначения. Большинство их стали про-
тотипами серийных приборов, не уступаю-
щих лучшим зарубежным образцам, что поз-
волило на качественно новом уровне начать
переоснащение средствами контроля отечест-
венной промышленности.
Основные контролируемые параметры и методы НК,
используемые для контроля плиточной теплозащиты	Таблица 1
Объект контроля	Контролируемый параметр (свойстве,'	Метод контроля
Высокопористый материал плитки	Прочность	-ультразвуковой, -импульсный бесконтактный -динамического индентирования -радиографический
	Инородные включения Неравноплотностъ материала Содержание кристобалита	-радиографический -радиоволновый -радиометрический
Плитка с покрытием и поверхностью приклей- ки (6-я поверхность)	Толщина покрытия Целостность покрытия	-радиометрический -радиоволновый -газожидкостной -спиртовой -акустико-эмиссионн.
	Коэффициент поглощения Прочность материала поверхности склеивания Зажиренность поверхности	-оптический -статического индентирования -люминесцентный
Демпфирующая подложка	Упругие свойства растяжения (неравножесткостъ)	-УЗК импульсный бесконтактный -динамического индентирования -радиометрический
	Толщина подложки	-вихретоковый -инструментальный
	Локальная плотность материала	-радиометрический -радиоволновый
Плитка с наклеенной подложкой	Толщина клеевого слоя	-радиографический
Плитка на борту	Прочность на отрыв	- акустико-эмиссионный
	Расслоение в подложке	-электромагнитных сигналов -механорезистивный
	Деформация подложки	-инструментальный
	Влагосодержание	-тепловой -радиоволновый -емкостный -нейтронный
	Зазоры и выступания	-инструментальный -оптический
	Коэффициент поглощения солнечной радиации	-оптический
177
В области метрологического обеспечения
НК был разработан и внедрен комплекс
межотраслевых нормативно-технологических
документов, распространенный на коопера-
цию создателей ОК “Буран” и устанавлива-
ющий единые правила и нормы метрологи-
ческого сопровождения средств НК, стан-
дартных образцов и методики аттестации и
метрологического обслуживания средств НК.
Значимый вклад в этой области внесли
Ю.Н.Агапов (НИИСУ), Ю.П.Дробот, В.В.
Юнникова (НИИФТРИ, г. Хабаровск) и др.
Разработана полномасштабная база дан-
ных (БД) по НК, хранящая всю информацию
по деталям, агрегатам и узлам, начиная с
этапа проектирования и кончая их утилиза-
цией. Упорядоченная информация БД ис-
пользуется для диагностики деградации мате-
риалов, конструкций и позволяет с высокой
степенью надежности прогнозировать их тех-
ническое состояние.
В работе по системному и комплексному
использованию НК для ОК “Буран” прини-
мали участие В.В.Клюев (МНПО “Спектр”);
А.С.Денель (ВИАМ); О.И.Борисов (НИАТ);
А.И.Потапов (ЛСЗПИ, г. Санкт-Петербург);
Ю.П.Бородин (ЦАГИ).
В ходе выполнения работ по НК была
создана целая школа специалистов. Темы по
контролю ОК легли в основу 5 докторских и
24 кацдццатских диссертаций, исследовате-
лями получено более 200 авторских свиде-
тельств, опубликовано более 240 печатных
работ в открытой и закрытой печати.
Контролируемые параметры
Новые и наиболее сложные задачи были
решены в области теплозащитных
покрытий. В качестве примера в табл. 1
приведены основные контролируемые пара-
метры по плиточной теплозащите.
Из таблицы видно, сколь не традиционен
перечень контролируемых параметров и при-
менявшиеся для их контроля физические ме-
тоды. Также далеко не традиционно выглядит
перечень контролируемых параметров для уг-
лепластиков, материала ГРАВИМОЛ теп-
лозащиты (в данной статье не приводятся).
Экономические особенности создания
технологии неразрушающего контроля
Представляет интерес относительная
стоимость затрат по наиболее крупным
составляющим технологии НК ОК “Буран” в
условиях производства (табл. 2).
Составляющие технологии НК ОК “Буран”
и их относительная стоимость Таблица 2
Объекты контроля	Относительная СТОИМОСТЬ, %
Металлы и металлоконструкции	0,10
Высокопрочные композиционные материалы	0,1$
Гибкая теплозащита	0,20
Материалы С-С	0,25
Плиточная теплозащита	0,30
Следует обратить внимание на относи-
тельно высокую стоимость работ по тепло-
защитным материалам и конструкциям, кото-
рая составили более 3/4 стоимости разработ-
ки общей технологии НК. Это понятно, так
как подавляющее большинство новых задач
выпало именно на это направление.
Накопленный опыт работ по взаимодей-
ствию физических полей и излучений с раз-
личными классами материалов и конструк-
циями из них позволяет значительно снизить
объем исследовательских работ по поиску
информативных параметров, определяющих
качество контролируемого объекта. Это дает
нам преимущество перед потенциальными
конкурентами, позволяя до сих пор занимать
Вероятность выявления дефектов различными методами
на металлоконструкциях ОК “Буран”	Таблица 3
	. Вероятность выявления дефектов при различных требованиях к чувствительности		
Вид контроля	Предельная чувствительность МСТО.а? контроля	Превышение величины дефекта по отношению к предельному, °©	
		50...60	100...120
Радиографический	0^„.0,75	0,75.„0,9	0,9„.0,95
Вихретоковый	0,65...0,75	0,7.„0,95	0,95.„0,97
Магнитный	0,65...0,75	0,8...0,9	0,9...0,95
Акустический	0,4...0,75	0,7...0,85	0,9...0,93
Проникающих веществ	0,8...0,9	0,9.„0,95	0,95...0,98
Визуальный	0,5...0,7	0,75...0,85	0,85...0,9
178
лидирующее положение по многим позициям
и без больших временных и экономических
затрат внедряться в различные технологичес-
кие операции и отрасли промышленности.
Для обеспечения высокой надежности ОК
средствами НК необходимо добиться мак-
симально высокой контролепригодности как
отдельных деталей и узлов, так и изделия в
целом. Контролепригодность - свойство изде-
лия, позволяющее обеспечить доступ средств
контроля к контролируемым объектам, - ко-
ренным образом влияет на вероятность выяв-
ления различных по своей природе дефектов
и на стоимость контрольных операций.
Вероятность выявления дефектов можно
значительно повысить, если снизить требова-
ния к их допустимым значениям, что на прак-
тике встречается наиболее часто. При этом
надо помнить, что такой подход приводит к
завышению массогабаритных параметров
конструкции и сокращению сроков ее безава-
рийной эксплуатации.
Вероятность выявления дефектов для раз-
личного браковочного уровня дефектации
методов НК в металлоконструкциях ОК
“Буран” представлена в табл. 3.
Из приведенных данных следует, что д ля
достижения заданного уровня вероятности
выявления дефектов необходимо либо проек-
тировать изделие таким образом, чтобы реа-
лизовать в нем уровень контролепригоднос-
ти, обеспечивающий максимальную чувстви-
тельность методов НК, либо увеличивать
уровень допустимых дефектов. Для условий
авиакосмической промышленности, где мини-
мальные весогабаригные характеристики
превалируют над остальными, необходимо
задействовать НК на самых ранних стадиях
проектирования, чтобы обеспечить макси-
мально возможную контролепригодность.
Вероятность выявления дефектов увели-
чивается для различных сочетаний методов
НК. Некоторые сочетания для ОК “Буран”
представлены в табл. 4.
Из табл. 4 видно, что вероятность выяв-
ления дефектов при использовании двух и
более методов увеличивается, но это обстоя-
тельство приводит к значительному времен-
ному и финансовому удорожанию НК.
Результаты большой трудоемкой работы,
отраженные в табл. 3, 4, позволили опреде-
литься в выборе допустимых дефектов, опти-
мизировать выбор существующих и спроек-
тировать новые средства контроля, миними-
зировать стоимость работ по НК.
Затраты на разработку и внедрение тех-
нологии контроля для ОК “Буран” можно
разбить на следующие этапы:
1.	Теоретическое и экспериментальное опре-
деление зависимостей между физическими
параметрами объектов контроля и их техни-
ческим состоянием.
2.	Адаптация существующих средств контро-
ля и разработка новых.
3.	Метрологическое обеспечение технологии
контроля.
4.	Разработка документации.
5.	Под готовка кадров.
Относительная стоимость этапов разра-
ботки НК для плиточной теплозащиты ОК
“Буран” представлена в табл. 5.
Как видно из приведенных данных, поиск
и метрологическое обеспечение физических
параметров, позволяющих оценивать техни-
ческое состояние объектов контроля, соста-
вили самую наукоемкую и дорогостоящую
часть работы.
В результате выбранной стратегии управ-
ления качеством удалось осуществить эконо-
мически разумное распределение затрат на
Вероятность выявления минимально допустимых дефектов при различных
сочетаниях методов НК
Таблица 4
Сочетание методов НК	Вероятность выявления предельных дефектов	Местоположение дефектов (трещин)
Радиографический - акустический	0,7...0,9	внутренние
Магнитный - акустический	0,75...0,9	подповерхностные
Вихретоковый - проникающих веществ	0,85...0,93	поверхностные
Относительная поэтапная стоимость работ при разработке технологии НК
плиточной теплозащиты ОК “Буран”
Таблица 5
Этапы разработки	Относительная стоимость работ, отн. ед.
Определение теоретических и экспериментальных зависимостей	0,30
Выбор и создание приборных средств контроля	0,25
Метрологическое обеспечение	0,20
Разработка документации	0,15
Подготовка кадров	0,05
Прочие затраты	0,05
179
контроль ОК “Буран” для различных этапов
жизненного цикла, что подтверждают данные
табл. 6.
Относительная трудоемкость НК для различных этапов жизненного цикла ОК “Буран”	Таблица 6	
Этапы	Относительная трудоемкость, %
Производство	70
Испытания	25
Эксплуатация	3*
Прочие работы	2
♦ - на три полета
Удельный вклад в общую трудоемкость
НК отдельных вццов контроля для различных
этапов жизненного цикла ОК “Буран” предс-
тавлен в таб. 7.
Из табл. 7 видно, что в условиях про-
изводства традиционные методы контроля
(радиационные, акустические) превалирова-
ли над новыми для промышленности мето-
дами (оптические, тепловые, радиоволновые,
акустическая эмиссия и др.), однако в усло-
виях эксплуатации эти соотношения меняют-
ся, что позволило резко снизить трудоемкость
контроля.
Работы, проведенные на первом этапе по
НК ОК “Буран” после его успешного полета,
полностью подтвердили правильность выбо-
ра методов, средств и эффективность разра-
ботанных технологий контроля.
Технология НК ОК “Буран” позволяет с
высокой надежностью контролировать более
50 физических параметров, характеризующих
состояние материалов, конструкций, стабиль-
ность различных технологических процессов
и обеспечить необходимый уровень качества.
Стоимость действующей технологии конт-
роля ОК “Буран” составила примерно 12%
сметной стоимости проекта. Учитывая накоп-
ленный опыт, можно в 1,5...2 раза сократить
стоимость этих работ для новых поколений
многоразовых орбитальных кораблей, а мето-
дологию управления качеством средствами
НК широко применять в различных отраслях
промышленности России.
Конверсия технологий неразрушающего
контроля
Сложная экономическая ситуация, сло-
жившаяся в промышленности России,
ускорила развитие дееспособных конверсион-
ных процессов, в том числе и технологий НК.
Общая картина реального использования НК
в различных направлениях народного хозяй-
ства представлена на рис. 1. Краткий обзор
достижений по некоторым отраслям изложен
ниже.
Сертификация и НК. Опыт совокупного
применения контроля для ОК “Буран” позво-
ляет использовать НК как средство доказа-
тельства уровня качества, а следовательно, и
надежности и рекомендовать НК как важ-
нейший инструмент сертификации продукции
или производства в различных отраслях
промышленности. Базируется это доказатель-
ство на применении конкретного для каждой
ситуации некоего физического “фильтра” и
заданных допусков для физических парамет-
ров объектов контроля. Если эти параметры
вписываются в установленные допуски, то
объект считается соответствующим требо-
ваниям качества, и наоборот.
Широкое использование методов и
средств НК позволяет разрабатывать сис-
тему качества для производства и подготав-
ливать производство к сертификации. Для
условий России, когда проблемы сертифика-
ции по требованиям международных стандар-
тов серии ИСО-9000 становятся актуальными,
использование НК как инструмента сертифи-
кации имеет принципиальное значение и пре-
доставляет уникальную возможность поло-
жить начало массовой сертификации промы-
шленной продукции при минимальных эконо-
мических затратах.
НК для магистральных трубопроводов.
Одной из первых конверсионных работ была
разработка системы контроля технического
состояния магистральных трубопроводов
(МТ). Обеспечение безаварийности эксплуа-
тации трубопроводного транспорта - важней-
шая проблема безопасности населения.
Относительная трудоемкость различных методов
в общем объеме работы по НК ОК “Буран”	Таблица 7
	Относительная трудоемкость контроля, %		
Методы контроля	в производстве	испытаниях	эксплуатации
Радиационные	83	65	50
Акустические	8	4	10
Вихретоковые, магнитные, капиллярные	5,5	14	5
Визуально-оптические	-	12	12
Тепловые, радиоволновые	3,5	3	23
180
Конверсия технологии неразрушающего контроля ОК “Буран” в народном хозяйстве
Первостепенная задача - сокращение рис-
ка возникновения аварийных ситуаций за
счет создания прогрессивных технологий кон-
троля, диагностики и мониторинга.
Проведенный анализ показал, что в стра-
не отсутствует многоуровневая система сбора
и обработки информации, позволяющая осу-
ществить регулярный мониторинг магист-
ральных трубопроводов, включая труднодос-
тупные участки. Предложенная схема комп-
лексной диагностики МТ в эксплуатации
базируется на последних достижениях НК и
обеспечивает высокую степень безопасности.
Стоимость такого контроля для трубопро-
вода протяженностью 10... 12 тыс. км состав-
ляет 50... 120 долл/км в год.
НК для объектов гостехнадзора. Большой
опыт накоплен при контроле объектов котло-
надзора.
Помимо чисто дефектоскопического кон-
троля проводятся работы по идентификации
материалов, определению микротвердости,
прочностных характеристик, наводорожи-
вания металла и определению остаточного
ресурса.
181
Экология. Предложено широко использо-
вать автоматизированную сеть сбора эколо-
гической информации с привлечением раз-
личных стационарных, наземных передвиж-
ных и авиационно-космических комплексов
НК, осуществлять противопожарные наблю-
дения за большими территориями, оценивать
экологические последствия различных
аварий.
Строительство. Контроль и оценка техни-
ческого состояния сложных объектов (мосты,
фермы, здания, плотины), прочности бетона,
влажности строительных материалов, теп-
ловых и водяных утечек и др.
Судостроение. Контроль целостности кор-
пусов, силовых элементов и силовых устано-
вок, геометрии и состояния гребных винтов,
коррозионного износа, толщины лакокра-
сочных покрытий.
Металлургия. Контроль состояния кон-
верторов, доменных печей, прокатных станов,
шихты, кокса, руд и других металлургических
компонент, экспресс-анализ химического сос-
тава плавки, измерение температуры.
Химическая промышленность. Контроль
состояния химических реакторов, сосудов
высокого давления, трубопроводов, утечки в
хранилищах.
Пищевая промышленность. Контроль сос-
тояния сыпучих продуктов (влажность, темпе-
ратура, весовое дозирование), технического
состояния элеваторов и условий хранения
зерна.
Автотракторная промышленность. Кон-
троль подготовки поверхности перед лако-
красочным покрытием, толщины покрытия,
физико-механических параметров и качества
литья, экспресс-анализ химического состава
плавки, оценка технического состояния авто-
мототранспорта, двигателей и трансмиссий,
контроль качества шарикоподшипников.
Заключение
В новых поколениях различных проектов
России (особенно авиакосмических) бу-
дут широко применяться материалы и кон-
структивные решения, использованные при
создании ОК “Буран”. Главным конструк-
торам этих систем необходимо помнить о
накопленном опыте использования НК в
системе управления качеством и надежности
различных разработок. Этот опыт уникален и
является национальным достоянием России, а
его широкое использование в различных
отраслях промышленности принесет громад-
ный экономический эффект и может служить
основой достижения нового уровня качества
продукции.
Литература
1. Старостин А.К. Концепции надежности и
способы их реализации. - Киев:
УкрНИИНТИ Госплана УССР, 1991.
2. Приборы для неразрушающего контроля
материалов и изделий. Справочник / Под
ред. В.В.Клюева. - М.: Машиностроение,
1986.
182
УДК 629.782.002.:620.179.16
МЕТОДЫ И СРЕДСТВА КОНТРОЛЯ ГЕРМЕТИЧНОСТИ
КОНСТРУКЦИЙ ОК “БУРАН”
В.Н. Черноусов
Рассмотрены основные методы контроля герметич-
ности гидрогазовых агрегатов и систем ОК “Буран”,
включая изобарный, акустический, компенсационно-диф-
ференциальный, масс-спектрометрический и радиоак-
тивных индикаторов, а также средства их реализации.
Показаны возможные области применения этих
методов и средств в народном хозяйстве.
Контроль герметичности - один из ви-
дов дефектоскопии, особенностью кото-
рой является выявление малых и ультрама-
лых сквозных неплотностей. Такой контроль
занимал значительное место в производстве
ОК “Буран”.
Методы контроля герметичности осно-
вываются на регистрации проникающих через
течи веществ и позволяют выявить сквозные
дефекты, которые невозможно обнаружить
другими методами.
В конструкции ОК “Буран” на герметич-
ность проверялись элементы, существенно
различающиеся по габаритам, материалам,
степени завершенности изготовления, усло-
виям эксплуатации, допустимым нормам не-
герметичности. Это обстоятельство определи-
ло выбор методов контроля герметичности
конструкций ОК “Буран”.
Основных методы контроля герметич-
ности конструкций ОК “Буран”: изобарный,
акустический, компенсационно-дифференциа-
льный, масс-спектрометрический и метод
радиоактивных индикаторов.
Изобарный метод
Метод использован для количественного
определения суммарной массы возду-
ха, натекающего или вытекающего через
разъемные и неразъемные соединения, стыки
панелей, крепеж и уплотнения планера.
При контроле герметичности изобарным
методом в планере поддерживается постоян-
ное давление или разрежение. Расход над-
дуваемого или откачиваемого воздуха опре-
деляется расчетным путем по перепаду
давления в пневмосистеме на сужающем
устройстве при установившемся давлении в
планере с учетом температуры воздуха.
Допустимая суммарная негерметичность
планера ОК “Буран” при нормальных усло-
виях (Во = 760 мм рт.ст., То = 288°К) и при
разрежении внутри фюзеляжа определяется
перепадом давления
ДР = Ротс-Во,	(1)
где Ротс - давление в планере
Зависимость приведенной суммарной не-
герметичности от перепада давления показа-
на на рис. 1.
Расчет расхода воздуха и перепада давле-
ния производился по формулам
Gnp = G>3M 760/Во >/ То /288 ,	(2)
АРпр = 76ОАРнзм/Во .	(3)
При постоянном перепаде давления рас-
ход воздуха G служит мерой негерметич-
ности.
На этапе изготовления отдельных агрега-
тов конструкции ОК “Буран” (крыло, верти-
кальное оперение и др.) допускаемая норма
негерметичности - 2,5 кг/(м3-ч), что при объе-
ме планера 850 м3 составляло Gnp £ 2550 кг/ч.
183
Рис. 1. Зависимость суммарной степени негерметичности планера от перепада давления
Для определения суммарной негерметич-
ности конструкции планера ОК “Буран” был
создан специальный стенд (рис. 2).
Для эжекции воздуха использовался сжа-
тый воздух заводской магистрали. Эжектор
рассчитан на создание разрежения в планере
до Р = - 9,8 -103 Па при допустимой величине
негерметичности.
В трубопроводе стенда размещено мерное
сопло, которое служит для определения рас-
хода воздуха.
Массовый расход определялся по
формуле
G = а е (л<12/4) л/ 2ДРС р ,	(4)
где а - коэффициент расхода,
а - коэффициент расширения воздуха,
d - диаметр мерного сопла,
ДРс - перепад давления на сопле,
р - плотность воздуха.
Условия работы корпуса планера авиа-
космического корабля характеризуются как
положительным, так и отрицательным пере-
падом давления в нем, обусловленным про-
филем полета. Регулирование давления в кор-
пусе планера осуществляется створками сис-
темы наддува и вентиляции. В этой связи
крайне важно наличие информации о суммар-
ной величине негерметичности планера, учет
которой позволяет повысить точность регу-
лирования давления в корпусе планера.
Вместе с тем, значение расхода воздуха,
определяемого суммарной негерметичностью
через соединения планера, необходимо для
расчета энергетических характеристик техно-
логического оборудования, обеспечивающего
условия полета по давлению в корпусе пла-
нера в наземных условиях в течение длитель-
ного времени, требуемого для определения
локальной негерметичности уплотнений ство-
рок и крышек люков.
Изобарный метод, в разработке которого
принимали участие инженеры В.Д.Дроздов
(НИАТ), В.Б.Дешкин, А.Г.Стеснягин, И.Г.Ро-
занов (НПО “Молния”), был впервые приме-
нен для определения суммарной негерметич-
ности планера ОК “Буран”.
Данный метод может быть использован
для контроля герметичности широкофюзе-
ляжных самолетов.
Акустический метод
Учитывая конструктивные особенности
ОК “Буран”, для контроля герметич-
ности уплотнений планера наиболее прием-
лем акустический метод. Метод не требует
применения специальных пробных (индика-
торных) веществ и обеспечивает возможность
дистанционного контроля.
Акустический метод течеискания основан
на приеме и обработке ультразвуковых коле-
баний, генерируемых истекающей через течь
струей газа, фильтрации полученного сигнала
184
Рис. 2. Схема экспериментального стенда:
I - изделие, 2 - разъем, 3,4 - трубопровод, 5 - мерное сопло,
6 - камера смещения, 7 - сопло, 8 - трубопровод высокого давления,
9 - редуктор, 10 - пульт, 11,14 - манометр, 12 - задвижка, 13 - пьезометр
с целью исключения посторонних шумов и
последующем его преобразовании для инди-
кации течи.
Технология контроля герметичности всех
типов уплотнений створок и крышек люков
планера ОК “Буран” базировалась на акусти-
ческом методе с применением течеискателя
типа “Ultrasonic Detector” фирмы Electronic
Detectors (Бельгия).
Для использования течеискателя НИАТ
совместно с НПО “Молния” разработал раз-
личные имитаторы течей. С помощью этих
имитаторов определялось положение регуля-
тора чувствительности прибора. При наст-
ройке течеискателя, кроме полезного сигнала
от имитатора течи, фиксировалась ультразву-
ковая составляющая окружающего шума,
поэтому при определении локальной негерме-
тичности конструкции планера в тех же
условиях, при каких проводилась настройка,
получали неискаженную помехами информа-
цию по величине утечки.
На рис. 3 представлены имитаторы течей,
с помощью которых моделировались дефекты
в металлических конструкциях (имитатор 1-го
типа), по уплотнениям стыков створок и кры-
шек люков (имитатор 2-го типа), по уплот-
нениям подвижных стыков элевона с крылом,
балансировочного щитка с фюзеляжем и др.
(имитатор 3-го типа).
Расход воздуха через контрольную течь
имитаторов регулировался подбором медных
шайб с различными диаметрами отверстия,
изменением усилия поджатия и подбором
толщин фетровых уплотнений.
Поток воздуха через имитаторы течей
создавался за счет перепада давления на их
уплотнениях, для чего замкнутый объем с
одной стороны конструкции или вакууми-
руют или наддувают.
Исследования показали, что чувствитель-
ность акустического метода при вакуумиро-
вании и наддуве контролируемого объема
различна и максимальна при положительном
перепаде давления (поток воздуха через неп-
лотность направлен на течеискатель). Кроме
того, мощность излучаемого ультразвукового
сигнала зависит и от ДР (рис. 4).
185
Рис. 3. Имитаторы течи для исследования чувствительности ультразвукового течеискателя (УЗТ):
а - имитатор 1-го типа: 1 - тройник, 2 - резиновая прокладка, 3 - шайба из медной фолым с
отверстием, 4 - гайка;
б - имитатор 2-го типа: 1 - фрагмент профиля резинового уплотнения, отформованный заод но с
прокладкой, 2 - нижняя пластина, 3 - ступенчатый вырез, 4 - регулировочные болты,
5 - верхняя пластина, 6 - штуцер, 7 - имитаторы плиток ТПЗ, 8 - герметик У20,
9 - фетровая вставка или металлическая ступенька, 10 - имитатор прилегающей поверхности,
11 - жгут, 12 - “щетка”;
в - имитатор 3-го типа: 1 - фетровое, жгутое или щеточное уплотнение, 2 - верхняя пластина,
3 - штуцер, 4 - болты, 5 - прокладка, 6 - нижняя пластина
Рис. 4. Порог чувствительности ультразвукового течеискателя типа “Ultrasonic Detector"
по имитатору течи:
1 - имитатор 1-го типа, 2 - имитатор 2-го типа
186
Влияние конструктивных особенностей
стыков конструкции ОК “Буран” показано
на рис. 5.
Из рис. 4 и 5 видно, что увеличение пере-
пада давления снижает разницу в чувстви-
тельности акустического метода для различ-
ных имитаторов течей и различных контро-
лируемых стыков.
Для рабочего перепада давления на течи
(7,8...9,8) • 103 Па интенсивность ультразвуко-
вого сигнала при прохождении через фетро-
вую вставку снижается в 3...4 раза (рис. 5, а,
кривая 3).
Увеличение толщины ТЗП от 0 до 500 мм
снижает интенсивность сигнала приблизи-
тельно в 2 раза (рис. 5, б, кривая 2). Из-за
перепада давления уменьшается влияние
фетровой вставки и ТЗП на эффективность
акустического течеискателя.
Жгутовые и щеточные термоуплотнения,
набивки в межплиточном пространстве ТЗП
по стыку створок и крышек люков полностью
глушат ультразвуковой сигнал от течи, и для
контроля герметичности через щель в ТЗП их
необходимо демонтировать.
Установлено, что при наличии между
окантовкой створки и ответной частью конст-
рукции зазора 0,5 мм ультразвуковой сигнал
доходит до течеискателя практически без
потерь.
По результатам исследований были кри-
тически пересмотрены допустимые нормы ло-
кальной герметичности по стыкам створок и
крышек люков планера ОК “Буран”, уве-
личено значение перепада давления при испы-
таниях, отменены проверки акустическим
методом фетровых уплотнений подвижных
стыков аэродинамических поверхностей, раз-
работан и внедрен технологический процесс
контроля герметичности стыков створок и
крышек люков акустическим методом с при-
менением течеискателя типа “Ultrasonic
Detector”. Данная технология контроля сте-
пени локальной негерметичности планера,
используя различные имитаторы течей, по-
зволила не только выявить место дефекта, но
и количественно его оценивать.
Чувствительность акустического течеис-
кателя определяется интенсивностью и час-
тотным диапазоном истекающей через течь
струи газа и такими характеристиками
приемного устройства, как диапазон прини-
маемых частот и уровень собственных шумов
в пределах этого диапазона.
Уровень шумов для течи сечением
0,01 мм при перепаде давления Р = 9,8 • 103...
1,96 Ю4 Па составляет 15...20 дБ в пределах
октавы со средней частотой 63 кГц, что
позволяет обнаруживать такую течь стан-
дартными ультразвуковыми течеискателями
зарубежных фирм (Helling, Германия, АЕТ
модель LD-180, модель 8900А фирмы Dawe,
Ultrasonic Detectors, Бельгия), имеющими
обычно полосу пропускания шириной 6... 10
кГц в пределах диапазона 35...45 кГц.
При характерной для дефектного уплот-
нения узкой щели излучается высокочастот-
ный сигнал.
В этом случае адекватным приемным
устройством может служить приемник ульт-
развуковых сигналов, обеспечивающий реги-
страцию сигналов с частотами более 100 кГц
с высокой пороговой чувствительностью.
Возможно повышение чувствительности,
если применить двухэлементный приемник и
использовать метод апертурного синтеза: ска-
нирование вдоль трассы, определяемой очер-
таниями уплотнения, регистрация интерфе-
рограммы и обработка сигнала на ЭВМ. В
этом случае приемник должен подключаться
к устройству обработки сигналов на базе уни-
версальной ЭВМ или спецпроцессора, прог-
раммное обеспечение которых может быть
разработано на базе известных алгоритмов.
Примерно такой же эффект можно полу-
чить, применив корреляционную обработку
сигнала одиночного приемника с сигналом,
синтезируемым ЭВМ по способу так назы-
ваемой “согласованной энергетической фи-
льтрации”.
Дополнительный эффект может быть
получен, если приемный ультразвуковой
преобразователь конструктивно совместить с
термоанемометром, измеряющим скорость
потока газа, истекающего из течи. В этом
случае возможна калибровка приемного трак-
та по расходу и определение местоположения
дефекта. Для повышения помехоустойчиво-
сти такого приемника целесообразна корре-
ляционная обработка.
Положительного результата можно ожи-
дать, если измерять корреляцию выходного
сигнала термоанемометра с огибающей акус-
тического сигнала.
Акустический метод, в разработке кото-
рого принимали участие В.Д. Дроздов
(НИАТ), В.Б. Дешкин, А.Г. Стеснягин, В.В.
Митрофанов (НПО “Молния”), был впервые
применен для контроля негерметичности
уплотнений планера ОК “Буран”.
Данный метод может быть использован
для определения локальной негерметичности
уплотнений планера самолетов различного
назначения.
187
Компенсационно-дифференциальный метод
Контроль герметичности компенсаци-
онно-дифференциальным методом пре-
дусматривает измерение абсолютных значе-
ний и приращений термодинамических па-
раметров, определяющих состояние рабочего
газа.
В кабине при наличии свободной и вы-
нужденной конвекции происходит тепло-
обмен с внешней средой, а также утечка
массы газа через сквозные дефекты.
В линейном приближении изменение
давления ДР в кабине определяется
уравнением
АР = ДРУ + ДРТ + ДРу + ДРс ,	(5)
где ДРу - изменение давления за счет утечки
газа из кабины;
ДРТ - изменение давления за счет изменения
средней температуры среды;
ДРу - изменение давления за счет изменения
объема кабины;
ДРс - изменение давления за счет изменения
газового состава рабочей среды.
Изменение температуры в контроли-
руемой кабине обусловлено теплообменом с
внешней средой, а также работой внутренних
тепловых источников. Изменение объема
может быть вызвано изменением перепада
давления, действующего на оболочку кабины,
а также ее температурной деформацией.
Поскольку влияние ДРу и ДРс на абсо-
лютное давление газа в кабине Р прене-
брежимо мало, алгоритм определения сум-
марной утечки из кабины имеет вид
У = V /1 ( ДР - Р ДТ/Т),	(6)
где V - свободный объем кабины;
ДТ - изменение средней температуры;
Т - средняя температура;
t - время контроля.
Особенностью кабины является наличие в
ее газовой среде нестационарного темпера-
турного поля. Поэтому контроль герметич-
ности по термодинамическим параметрам
требует разработки метода и алгоритма
осреднения поля температур. Для определе-
ния погрешности утечки согласно алгоритму
определены требования к погрешности дат-
чиков термодинамических параметров при
заданной точности измерения утечки.
Основу системы контроля герметично-
сти составляет датчик перепада давления с
термостатируемой полостью, которая в
начальный момент отсоединяется от газовой
Рис. 5. Зависимость чувствительности и УЗТ “Ultrasonic Detector” от конструктивных факторов:
а - от наличия фетровой вставки (ФВ) и ТЗП: 1 - имитатор течи без ФВ, без ТЗП,
2 - без ФВ, с ТЗП, 3 - без ТЗП, с ФВ, 4 - с ФВ, с ТЗП: (толщина ТЗП Нтш = 30 мм);
б - от толщины ТЗП (Нтзп): 1 - перепад давления на имитаторе течи ДР = - 4,9 • 103Па,
2-ДР = -9,81 • 103Па
188
среды кабины и в которой “хранится” началь-
ное давление. Разница давлений в полостях,
измеренная датчиком перепада давления в
конечный момент наблюдения, пропорцио-
нальна изменению давления в кабине.
На физической модели и штатной кабине
по разработанной методике были выполнены
экспериментальные исследования системы
контроля герметичности.
Использование датчика перепада давле-
ния с термостатирующей запоминающей по-
лостью дает возможность измерять спад дав-
ления с требуемой чувствительностью, но не
обеспечивает полного решения задачи без
измерения изменения средней температуры и
объема.
С целью разработки эффективного алго-
ритма определения средней температуры
были проведены исследования структуры
температурного поля кабины.
Анализ экспериментальных данных про-
водился на ЭВМ с помощью пакета стати-
стических программ.
Получены и исследованы средние значе-
ния, стандартные отклонения и их изменения
в процессе эксперимента, проведен корреля-
ционный анализ температурного поля, пост-
роены и проанализированы регрессионные
модели.
Полученная модель температурного поля
изделия позволила определить средневзве-
шенную температуру газовой среды Тв:
Тв = Е Ci Ti,	(7)
i
ехрГ-1/2-(Тв - Ti)2/a2] ,
ГДв ' Е ехр[-1/2-(Тв - Ъ)2/а2]
i
Тв - взвешенное среднее значение тем-
пературы среды,
Ti - температура i-ro датчика,
a - параметр осреднения,
Ci - коэффициент, соответствующий весо-
вой функции типа окна Гаусса, который
используется при гармоническом анализе
процессов.
Разработанная оценка Тв позволяет
уменьшить ошибку определения средней
температуры по сравнению со средним ариф-
метическим при одинаковом числе датчиков.
Предложенные алгоритмы задействова-
ния датчиков позволили разработать автома-
тизированную систему контроля герметич-
ности кабин по термодинамическим пара-
метрам (рис. б, 7).
Рис. 6. Общий вид автоматизированной системы определения суммарной негерметичности
пневмоагрегатов и систем компенсационно-дифференциальным методом
189
Рис. 7. Схема определения суммарной негерметичности пневмоагрегатов и систем
компенсационно-дифференциальным методом
Датчиковая часть системы содержит дат-
чики перепада давления, температуры, абсо-
лютного давления и деформации. Сигналы с
датчиковой части системы поступают в блок
обработки, который одновременно выпол-
няет функции управления. Оценка величины
утечки, вычисленная в блоке обработки сог-
ласно алгоритму, поступает в блок индика-
ции на табло или бумажную ленту.
Для измерения изменения давления в
комплексе используется датчик перепада
емкостного типа. В датчике применена сис-
тема двойного термостатирования газа в
запоминающей полости. Диапазон ± 1,5 • 103
Па, погрешность ± 2,7 Па.
Измерение температуры осуществляется
терморезисторными датчиками типа ИС-545.
Датчики устанавливают в кабине. Термо-
резисторы подключают к преобразователю.
Частота выходного сигнала преобразователя
пропорциональна изменению сопротивления
терморезистора и, следовательно, изменению
температуры среды. Погрешность измерения
вариаций температуры ± 5 • 10-3 К.
В качестве датчика абсолютного давления
используется преобразователь с кварцевым
чувствительным элементом. Принцип работы
датчика основан на зависимости резонансной
частоты кварцевой пластины от величины
приложенного усилия. Диапазон датчика
0...2-10е Па, погрешность ±2-102 Па.
Измерение деформации оболочки изделия
производится тензодатчиками типа 2ПКБ
200, установленными на оболочке. Преобра-
зование изменения сопротивления в частоту
выполняется блоком, идентичным применяе-
мому при преобразовании сигналов термо-
резисторов.
Сигналы с датчиков в частотной форме
поступают на преобразователь, а с выхода
последнего - на цифропечатающее уст-
ройство.
Для сглаживания случайной составляю-
щей погрешности параметры измерялись
многократно с малым интервалом и осред-
нялись.
По прошествии зачетной паузы опрос
датчиков повторялся, и по результатам изме-
рения вычислялась величина утечки. При вы-
числении использовался набор коэффициен-
тов аппроксимации характеристик датчиков,
полученный по результатам испытаний.
На рис. 8 представлены результаты экс-
периментальных исследований автоматизи-
рованной системы определения суммарной
негерметичности кабины.
190
Рис. 8. Результаты определения суммарной негерметичности кабины “Бурана”
компенсационно-дифференциальным методом
Разработанная методика позволяет опре-
делять суммарную негерметичность кабины с
минимальным темпом изменения давления
1,33- 10’1 Па/с.
Разработанная автоматизированная сис-
тема контроля степени суммарной негерме-
тичности кабин ОК “Буран” может быть
использована для контроля пневматических
агрегатов и систем летательных аппаратов
различного назначения.
В создании автоматизированной системы
контроля принимали участие инженеры
В.Д.Дроздов (НИАТ), Л.В.Малейко, В.А.
Маглыш, А.П.Шабанов (ЦНИИ РТК), В.Б.
Дешкин, А.Г.Стеснягин (НПО “Молния”).
Решение вопросов метрологического
обеспечения и технологии определения сум-
марной негерметичности пневматических
агрегатов и систем компенсационно-диффе-
ренциальным методом будет способствовать
повышению достоверности контроля.
Масс-спектрометрический метод
Наиболее широко при контроле герме-
тичности пневмогидравлических агре-
гатов и систем авиакосмических кораблей
используется масс-спектрометрический метод.
Качество технологии масс-спектромет-
рического контроля гидрогазовых агрегатов и
систем в значительной степени определяют
гелиевые течеискатели. Анализ результатов
теоретических и экспериментальных работ в
этом направлении позволяет понять основные
тенденции его развития.
Многие отечественные и зарубежные
фирмы выпускают масс-спектрометрические
течеискатели, выполненные по разным прин-
ципиальным схемам, в различном конструк-
тивном исполнении, оснащенные различными
приспособлениями.
Сравнительная оценка методов контроля
герметичности показывает широкие воз-
можности и преимущества масс-спектромет-
рического метода в сравнении с другими, что
позволяет ему оставаться одним из основных
инструментов высокочувствительного конт-
роля герметичности.
В рамках программы создания ОК
“Буран” разработаны технологии контроля
высокогерметичных крупногабаритных кабин
масс-спектрометрическим методом способами
“накопления при атмосферном давлении” и
вакуумирования с применением термовакуум-
ной камеры ТВУ-1000. Значительный вклад в
разработку этих технологий внесли инженеры
В.Д.Дроздов (НИАТ), К.ПЛютиков, Ю.М.
Горбенко (ЭМЗ), В.Б.Дешкин, А.П.Соколов
(НПО “Молния”).
Контроль герметичности кабины в сос-
таве планера в силу целого ряда ее конструк-
тивных особенностей (конфигурация, нали-
191
чие теплоизоляции, габариты и т.п.) представ-
лял собой комплексную техническую задачу,
сложность которой определялась еще и
высокими требованиями по герметичности.
Анализ методов испытаний на герметич-
ность показал, что требуемую чувствитель-
ность контроля может обеспечить способ
“накопления при атмосферном давлении”.
Особенность схемы испытаний кабин спо-
собом “накопления при атмосферном давле-
нии” состояла в использовании в качестве
камеры накопления носовой части фюзеляжа
(НЧФ) планера, которая имела разомкнутую
систему циркуляции, работающую на про-
качку НЧФ.
Такая схема испытаний позволяет после
выдержки под давлением создать повышен-
ную концентрацию в зонах негерметичности
кабины и зарегистрировать эти зоны по появ-
лению максимумов на кривой изменения
концентрации. Значения максимумов » и
интенсивность спада концентрации характе-
ризуют величину негерметичности кабины.
Происходящие в камере накопления про-
цессы переноса пробного газа, обусловлен-
ные, с одной стороны, воздухообменом между
объемом камеры накопления и испытатель-
ным помещением, а с другой стороны, ад-
сорбцией пробного газа конструкционными
материалами кабины и камеры накопления,
приводят к снижению концентрации проб-
ного газа в камере. При отсутствии потока
пробного газа в камеру накопления данные
процессы с начальным условием С(0) = Со
описываются дифференциальным уравнением
dC/dt = - С/Тв - С/Та = - С/То.	(9)
При ЭТОМ 1/То = 1/Тв + 1/Та ,	(10)
где Тв - время, характеризующее уменьшение
концентрации пробного газа в камере
накопления под действием воздухообмена
между камерой накопления и испытатель-
ным помещением;
Та - время, характеризующее уменьшение
концентрации пробного газа в камере накоп-
ления под действием адсорбции пробного
газа конструкционными материалами кабины
и камеры накопления;
То - время, характеризующее уменьшение
концентрации пробного газа в камере накоп-
ления под суммарным действием воздухо-
обмена между камерой накопления и испыта-
тельным помещением, а также адсорбции
пробного газа конструкционными материа-
лами кабины и камеры накопления.
Решение уравнения (9) при С(0) = Со -
экспоненциальная зависимость.
Если в камеру накопления поступает
поток пробного газа, то в результате выше-
указанных процессов концентрация пробного
газа в камере накопления растет нелинейно:
C(t) = Со ехр( - t/To) +
+ (PaVH) П То [1 - ехр( - t/To)],	(11)
где Ра - абсолютное давление воздуха в
камере накопления;
Ун - величина объема камеры накопления;
П - поток пробного газа в камере накоп-
ления.
Учесть влияние данных процессов на
результаты испытаний можно, определив
параметр То путем измерения спада концент-
рации пробного газа в камере накопления
при отсутствии потока пробного газа в нее и
аппроксимации результатов измерений экспо-
ненциальной зависимостью.
Экспериментально установлено, что если
потери пробного газа в камере накопления за
время испытаний велики, т.е. время То мало
по сравнению с характерной продолжитель-
ностью испытаний, определяющейся длитель-
ностью заполнения кабины контрольным
газом до избыточного испытательного давле-
ния и последующей выдержки кабины, то
может возникнуть положение, когда чувстви-
тельность испытаний будет недостаточной. В
этом случае необходимо снижать потери
пробного газа в камере накопления, т.е.
увеличивать время То, а для этого нужно
знать соотношение между значениями Тв и Та.
Если Тв « Та, то необходимо повысить сте-
пень герметичности камеры накопления и
тем самым снизить интенсивность воздухо-
обмена. В противном случае, т.е. при Тв »
Та, необходимо применить в конструкции
камеры накопления такие конструкционные
материалы, которые не поглощали бы проб-
ный газ, и тем самым снизить интенсивность
адсорбции.
Методика отработки сводилась к опреде-
лению динамических характеристик циркуля-
ционной системы камеры накопления, оценке
категории камеры накопления, оптимизации
характеристик средств индикации и количест-
венной оценке пробного газа в циркуля-
ционной системе испытаний.
При оценке перечисленных параметров
использовался порционный ввод пробного
газа в циркуляционную систему с последую-
щим подтверждением полученных результа-
тов при подаче пробного газа от калиброван-
192
ных капиллярных течей-имитаторов негерме-
тичности кабины.
В результате эксперимента установлено,
что после порционного ввода в камеру на-
копления имеет место резкое уменьшение сиг-
нала, которое может быть обусловлено, во-
первых, негерметичностью камеры накопле-
ния, во-вторых, перераспределением пробно-
го газа внутри камеры накопления, т.е. нали-
чием в ней невентилируемых зон, и, в-третьих,
возможным поглощением пробного газа
теплоизоляционным материалом кабины.
Поэтому продолжительность переходных
процессов определяется временем выравнива-
ния концентрации пробного газа в герметич-
ной камере накопления с учетом всех факто-
ров, влияющих на его потери.
Чувствительность по гелию при порцион-
ном вводе составила 1,7 • 10-2 Вт при времени
накопления 7 • 10"1 часа.
При подаче пробных газов через конт-
рольные течи наблюдалась явно выраженная
линейная зависимость повышения концент-
рации во времени, подтверждающая теорети-
чески обоснованный механизм переноса
пробного газа в камеру накопления. При
этом динамика роста концентрации от течи,
установленной под слоем теплоизоляции,
замедлена возможными механизмами погло-
щения пробных газов, перераспределения и
потери в окружающую среду.
Чувствительность по гелию при вводе его
через контрольные течи составила 1,2-102 Вт
при времени накопления 1 час.
Совершенствование технологии масс-
спектрометрического контроля связано с
автоматизацией масс-спектрометрических те-
чеискателей. Автоматизация обусловлена не-
обходимостью улучшения технических и экс-
плуатационных характеристик аппаратуры,
повышения объективности и надежности
испытаний. Важное направление совершен-
ствования масс-спектрометрических течеиска-
телей - автоматизация обработки масс-спек-
трометрической информации и связанные с
этим сокращение трудоемкости вычислитель-
ной работы и повышение точности резуль-
татов анализа при малых уровнях выходных
сигналов и высоких скоростях развертки,
когда применение графической записи
становится невозможным или не позволяет
получить необходимую точность.
Метод радиоактивных индикаторов
Малые допустимые нормы негерметич-
ности гидротопливных систем, заправ-
ленных рабочими средами, и необходимость
количественной их оценки, ограничивают
использование гидростатического метода
контроля герметичности, применяемого в
авиационной технике.
Перспективным для обеспечения конт-
роля герметичности пневмогидравлических
систем и агрегатов в условиях возросших
требований является метод радиоактивных
индикаторов.
Для определения герметичности методом
радиоактивных индикаторов (РАИ) не тре-
буется замены рабочей среды на контроль-
ную. Метод РАИ может применяться при
воздействии различных эксплуатационных
факторов.
Контроль герметичности методом РАИ
сводится к введению радиоактивного инди-
катора в рабочую среду контролируемого
агрегата или системы и измерению радио-
активности за их пределами.
В основе метода РАИ лежит физико-
химическая идентичность атомов стабильных
и радиоактивных изотопов и наличие у пос-
ледних радиоактивного излучения значитель-
ной проникающей способности, достаточной
для надежной регистрации детекторами изме-
рительного комплекса, расположенными с
внешней стороны излучающего агрегата.
Наличие большого числа радиоактивных
изотопов почти всех элементов обусловливает
универсальность метода РАИ. Наличие высо-
кочувствительной регистрирующей аппара-
туры позволяет широко использовать метод
непосредственно в условиях производства и
гарантирует обеспечение радиоактивной
безопасности.
К достоинствам метода РАИ относятся
высокая чувствительность и точность, объек-
тивность и возможность автоматизации конт-
роля.
Анализ отечественного и зарубежного
опыта показывает, что метод РАИ применя-
ют для контроля герметичности кабелей, теп-
лообменников, атомных реакторов, полупро-
водниковых приборов, магистралей водопро-
водов, нефте- и газопроводов и пневмогид-
равлических систем летательных аппаратов.
Достаточно широко для контроля герме-
тичности изделий применяют метод РАИ в
США, Франции и Японии.
На НПО “Молния” освоена технология
контроля герметичности гидрошарниров и
гидравлических шлангов с применением
метода РАИ.
На рис. 9 показано оборудование для
контроля герметичности гидрошарниров ОК
“Буран”.
193
Рис. 9. Оборудование для контроля герметичности гидрошарниров “Бурана”
методом радиоактивных индикаторов
Данное оборудование обеспечивает все
необходимые технологические операции,
включая:
•	прокачку внутренних полостей гидро-
системы стецда с объектом испытаний;
•	удаление воздуха из гидросистемы;
•	ввод и растворение (перемешивание) радио-
активного газа криптон-85 в рабочей
жидкости;
•	создание и поддержание в течение времени
выдержки давления рабочей жидкости в
объекте испытаний в диапазоне 0...21 мПа с
возможностью его регулирования;
•	дезактивацию рабочей жидкости, внутрен-
них объемов гидросистемы стенда РАИ,
оснастки и объекта испытаний;
•	измерение температуры и давления рабочей
жидкости объекта испытаний и окружающей
среды;
•	измерение числа импульсов (активности)
криптона-85, проникшего через контролируе-
мые уплотнения объектов испытаний в объем
накопления при его радиометрировании;
•	измерение мощности дозы излучения при
оценке степени растворения (перемешивания)
криптона-85 в рабочей жидкости объекта
испытаний и при оценке радиационной
обстановки в зоне проведения работы.
Разработанная технология контроля
герметичности конструкций методом РАИ с
применением данного оборудования имеет
чувствительность 5-1 (Г8 см3/с с погрешностью
±75%.
Данная технология прошла проверку с
положительным результатом при испытании
гидрошарниров и гидравлических рукавов
ОК “Буран” в условиях воздействия различ-
ных эксплуатационных факторов.
В разработке данного метода принимали
участие инженеры В.Д.Дроздов (НИАТ),
А.Н.Власов, С.И.Черкасов (СМНУ-113,
г. Волгоград), В.Б.Дешкин, А.Г.Стеснягин
(НПО “Молния”).
Одно из направлений возможного ис-
пользования технологии контроля герме-
тичности методом РАИ связано с созданием и
производством криогенных топливных баков
из алюминиево-литиевых сплавов и термо-
пластичных материалов.
Дальнейшее развитие метода РАИ нап-
равлено на совершенствование конструкции
блоков детектирования измерительной аппа-
ратуры и создание автоматизированной сис-
темы контроля герметичности конструкции
методом РАИ.
194
Заключение
Представленные методы и средства конт-
роля герметичности конструкции
опробованы при создании и производстве ОК
“Буран” и подтвердили свою практическую
эффективность.
Дальнейшее развитие методов контроля
герметичности обусловлено перспективой
развития многоразовых авиакосмических сис-
тем и межпланетных кораблей с более высо-
кими требованиями по обеспечению их
герметичности.
Технология контроля герметичности
гидрогазовых агрегатов и систем ОК “Буран”
может быть широко использована при
производстве самолетов и вертолетов. Мето-
ды контроля герметичности ОК “Буран”
могут найти широкое применение в народном
хозяйстве.
В настоящее время для нефтегазовой
промышленности ведется разработка внутри-
трубного автоматизированного радиометри-
ческого дефектомера для контроля утечек и
стресс-коррозионных повреждений магист-
ральных продуктопроводов.
В области обеспечения контроля эколо-
гии природной среды может быть рекомен-
дована разработка сцинтилляционного тон-
копленочного автоматизированного радио-
метра для измерения ультрамалых значений
объемной активности радионуклидов в газо-
образных средах.
Для перерабатывающих отраслей агро-
промышленного комплекса на их основе
могут быть созданы:
•	ультразвуковые расходомеры;
•	системы массового контроля токсичных
металлов;
•	высокоточные системы контроля измерения
давления;
•	ультразвуковые течеискатели для холо-
дильных установок.
Таким образом, научно-технический
потенциал, накопленный при разработке
методов и средств контроля герметичности
конструкций ОК “Буран”, позволяет повы-
сить технический уровень и получить эко-
номический эффект во многих областях
экономики.
195
УДК 629.782.015.087
РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ АТМОСФЕРНОГО
УЧАСТКА СПУСКА И ПОСАДКИ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
“БУРАН”
В.А. Щаренский
Рассматривается задача повышения точности фор-
мирования навигационной информации при использовании
радиодальномерной системы (РДС), обеспечивающей
коррекцию показаний инерциальной навигационной сис-
темы (ИНС). Решение данной проблемы позволяет обес-
печить минимальную зону ошибок координатной инфор-
мации путем рационального размещения ретранслято-
ров наземных дальномеров (РНД) в районе места посад-
ки и выбора оптимальной группы наземных радиомая-
ков, позволяющих существенно уменьшить влияние гео-
метрического фактора на точность получения навига-
ционной информации в зависимости от пространствен-
ного положения орбитального корабля (ОК).
Обеспечение успешной работы системы
управления ОК “Буран” на участках
спуска, предпосадочного маневрирования и
посадки на аэродром потребовало решения
новых нетрадиционных задач повышения то-
чности формирования навигационной инфор-
мации на борту орбитального корабля. Это
связано прежде всего с особенностями управ-
ления движением ОК, к которым можно
отнести:
•	возможность спуска ОК с любого направ-
ления относительно аэродрома посадки;
•	предпосадочное маневрирование по само-
летной схеме для выхода в заданную область
пространства и на посадочный курс;
•	бездвигательную посадку на аэродром в ав-
томатическом режиме с высокой точностью.
Указанные особенности существенно
повысили технические требования к точности
определения параметров местоположения и
скорости движения ОК “Буран” в прост-
ранстве. При этом радиокоррекция показа-
ний ИНС на этапе спуска возможна только
на высотах менее 50 км, когда заканчивается
процесс плазмообразования, препятствующий
прохождению радиоволн. К указанной высоте
погрешности автономно работающей ИНС
могут составлять десятки километров по
координатам и десятки метров в секунду по
скорости. Радиодальномерная система (РДС)
позволяет на всех траекториях движения ОК с
высоты 40 км, удалениях 400 км от места
посадки и до высоты 4 км осуществлять
коррекцию ИНС с высокой точностью.
Анализ существовавших в тот период
навигационных средств, традиционно исполь-
зовавшихся в авиационных системах нави-
гации и посадки самолетов, показал, что они
не удовлетворяли предъявленным требова-
ниям, а также не позволяли решать задачу
пространственной навигации при одновре-
менном обеспечении высокой точности и кру-
говой обзорности навигационных измери-
тельных средств. Использование РДС с высо-
ты 40 км в качестве основного корректи-
рующего навигационного средства позволи-
ло к началу этапа предпосадочного манев-
рирования уменьшить ошибки по координа-
там до 300...500 м и по составляющим ско-
рости до 5 м/с, а к высоте 4 км по коорди-
натам до 100 м и по скорости до 3 м/с.
Научно-техническая проблема оптимиза-
ции характеристик системы “Земля - Борт”
определялась необходимостью получения
высокоточной навигационной информации
на основе комплексного использования инер-
циальной навигационной системы, радио-
технических измерительных корректирующих
средств и математических методов обработ-
ки информации. В качестве радиотехничес-
ких измерителей используются радиодально-
меры (РНД), размещаемые на поверхности
Земли в опорных радионавигационных точ-
ках (РНТ). Вектор положения ОК в
196
прямоугольной системе координат OXYZ
(рис. 1) может быть определен по резуль-
татам измерений трех наклонных дальностей
(di, dj, dk) до соответствующей группы РНТ с
номерами i, j, к. Измерение бортовой аппа-
ратурой наклонных дальностей до РНТ в
реальных условиях эксплуатации произво-
дится с ошибками измерения Adi(l = i, j, k),
которые обусловлены погрешностями борто-
вой и наземной аппаратуры, а также усло-
виями распространения радиоволн. Ошибки
измерения дальностей приводят к возникно-
вению зоны неопределенности положения ОК
в пространстве выбранной системы отсчета.
Разработка теоретических основ создания
такой системы, минимизирующей зону
ошибок информации, потребовала более
полного учета источников ошибок измерения
и проектирования комплексной навигацион-
ной системы, обеспечивающей не только
компенсацию методических и инструмен-
тальных погрешностей, но и существенное
уменьшение влияния геометрического фак-
тора при измерениях на точность опреде-
ления навигационных параметров.
Рассмотрим основные принципы комп-
лексирования навигационной системы на
основе дальномерных измерений. Дально-
мерный способ определения координат явля-
ется известным методом навигации и заклю-
чается в нахождении точек пересечения
поверхностей положения постоянного рас-
стояния по результатам измерения дальнос-
тей между орбитальным кораблем и радио-
дальномерами, размещенными на поверхнос-
ти Земли вокруг аэродрома посадки. В общем
случае точек пересечения поверхностей поло-
жения может быть несколько, и тогда задача
определения координат местоположения
становится неоднозначной. Для однозначного
решения надо учитывать направление полета
и размещение радиодальномеров на поверх-
ности Земли и относительно орбитального
корабля. При этом пространственному поло-
жению орбитального корабля соответствует
точка пересечения трех сферических поверх-
ностей положения.
Однако ошибки Adi приводят к неточному
определению поверхностей положения, и
местоположение орбитального корабля опре-
деляется не точкой, а областью или зоной
ошибок координатной информации в
выбранной системе отсчета. Зона ошибок
представляет собой сложную пространствен-
ную фигуру, ограничиваемую шестью пересе-
кающимися сферическими поверхностями с
центрами, совпадающими с местом установки
радиодальномеров на поверхности Земли.
Размеры и конфигурации зоны ошибок
существенным образом зависят от таких
Рис. 1. Схема определения местоположения ОК
197
геометрических факторов, как базовые рас-
стояния между радиодальномерами, установ-
ленными на поверхности Земли, их количе-
ство, удаления орбитального корабля от
радиодальномеров, высота полета и т.д. Для
решения такой многофакторной задачи необ-
ходимо было получить аналитические зави-
симости, определяющие соотношения между
ошибками измерения дальностей и геомет-
рическим фактором системы “орбитальный
корабль - радиодальномерные системы”. В
качестве иллюстрации на рис. 2 показано
сечение вертикальной плоскостью простран-
ственной фигуры, образующейся при пере-
сечении четырех сферических поверхностей
положения, соответствующих дальномерным
измерениям до двух РНТ. Как видно из
рисунка, размеры и конфигурация зон оши-
бок существенно зависят от геометрии взаим-
ного положения ОК и РНТ. При этом разме-
ры и конфигурация зон ошибок изменяются
тем значительнее, чем меньше угол а (а = a -
6k), под которым пересекаются поверхности
положения. При малых углах а (уменьшение
высоты полета Н на малых углах места)
существенным образом проявляется влияние
геометрического фактора, и ошибки опре-
деления высоты резко возрастают.
Задача осложняется тем, что на малых
высотах при малых углах места и удалениях
орбитального корабля, существенно превы-
шающих базовые расстояния между назем-
ными радиодальномерами, нарушается прин-
цип суперпозиции между ошибками измере-
ния навигационных параметров и ошибками
определения местоположения орбитального
корабля. Следовательно, обнаруживается не-
линейное проявление геометрического факто-
ра на достаточно малых значениях углов
места.
Существенное влияние, которое оказы-
вает геометрический фактор на точность
определения параметров движения, вызывает
необходимость подробного исследования
взаимосвязи геометрических характеристик
системы РНТ с точностью формирования
навигационной информации. Рациональный
выбор числа и схемы размещения наземных
радиодальномеров относительно аэродрома
посадки позволяет существенно снизить
геометрическую потерю точности - увеличе-
ние погрешности определения координат по
сравнению с ошибками дальномерных изме-
рений. При дальномерном методе опреде-
ления местоположения ОК влияние геометри-
ческого фактора зависит от конкретных
значений геометрических характеристик
(Rr, а, Н, Q и т.д.).
Необходимость обеспечения высокой точ-
ности на любых возможных удалениях ОК от
аэродрома посадки предъявляет противоре-
чивые требования к схеме размещения РНТ.
С одной стороны, необходимо увеличивать
Рис. 2. Зона ошибок информации
198
базовые расстояния между РНТ, что позво-
ляет повысить точность определения высоты
на удалениях Rr » а за счет большей точно-
сти определения горизонтальных координат.
С другой стороны, базовые расстояния между
РНТ желательно уменьшать для получения
высокой точности на удалениях Rr « а, где
определяющая геометрическая характеристи-
ка - дальность от ОК до ближайшей РНТ.
Следовательно, задача может быть решена
путем реализации на борту ОК алгоритма
выбора оптимальной группы РНТ.
В качестве примера на рис. 3 для различ-
ных углов подхода (0...900) и фиксированной
дальности приведены относительные ошибки
определения высоты полета по результатам
измерения до различных групп (троек РНТ)
при общем количестве РНТ, равном пяти. На
этом же рисунке показана линия минималь-
ных ошибок определения высоты полета
(Hmax)min, получения с помощью алгоритма
выбора оптимальных троек РНТ.
В результате проведенных исследований
были решены основные задачи оптимального
Рис. 3. Диаграммы ошибок высоты полета для различных групп РНТ
199
размещения минимально необходимого коли-
чества радиодальномеров на поверхности
Земли с учетом возможных траекторий
полета и особенностей рельефа местности для
основного и запасных аэродромов. Кроме
того, были разработаны бортовые алгоритмы
обработки измерений, учитывающие влияние
геометрического фактора, и обеспечено комп-
лексирование радиотехнических измеритель-
ных систем с системами, функционирующими
на других физических принципах (комплек-
сирование инерциальной системы и радиотех-
нической дальномерной системы).
При проведении аналитических расчетов
и математического моделирования исследо-
вались различные схемы размещения назем-
ны”. радиомаяков относительно аэродрома
посадки. Рассматривались схемы, содержа-
щие от 24 радиомаяков, симметрично распо-
ложенных по окружности относительно
центра посадочной полосы, до 5 радиомая-
ков, размещенных вокруг аэродрома посадки.
При этом для ОК “Буран” была принята и
реализована схема размещения 6 радиомая-
ков в зоне аэродрома посадки, обеспечи-
вающая необходимую точность формирова-
ния навигационной информации. В принятой
схеме два радиомаяка располагаются вдоль
оси посадочной полосы симметрично относи-
тельно центра полосы на расстоянии 20 км, а
четыре радиомаяка - в вершинах квадрата,
вписанного в окружность радиусом 54 км с
центром, совпадающим с центром полосы
посадки. Получена достаточно простая схема
размещения наземных радиомаяков, обеспе-
чивающая получение высокоточной навига-
ционной информации при минимально необ-
ходимом их количестве, что привело к умень-
шению затрат на создание посадочного
комплекса в целом.
Весь цикл этих весьма сложных и тру-
доемких работ, начиная от теоретического
обоснования и выбора инженерного решения,
разработки математических моделей, всесто-
роннего моделирования, стендовой отработ-
ки и проведения испытаний в реальных
условиях эксплуатации, до подготовки и вы-
дачи заключения на использование системы в
испытательном полете ОК “Буран” выпол-
нила группа специалистов отдела навигации,
руководимого О.Н.Некрасовым: В.А.Щарен-
ский, В.Х.Рисенберг, В.В.Огнева, И.П.Про-
щицкий, А.М.Ерюков. Во многих этапах
моделирования и отработки системы приняли
активное участие А.Г.Бровкин, Ю.В.Голубев
(МОКБ “Марс”), А.Д.Гуськов, И.Ф.Возги-
левич (НПО АП), Н.А.Кузьмина и А.С.Жу-
ков (ЛИИ).
Методика учета влияния рельефа мест-
ности и геометрического фактора на разме-
щение радиодальномерной системы на
поверхности Земли была использована в
работе трех рекогносцировочных экспедиций
и существенно повлияла на выбор запасных
аэродромов. Специалисты НПО “Молния” на
практике применяли полученные результаты
при работе в рекогносцировочных комиссиях,
возглавляемых П.Р.Поповичем, С.А.Микоя-
ном и Г.С.Титовым. В результате прове-
денных работ были выбраны запасные
аэродромы посадки орбитального корабля
“Буран” и разработаны схемы размещения
наземных радиодальномерных систем в зоне
этих аэродромов.
В настоящее время в НПО “Молния”
ведутся работы по проектированию новых
авиационно-космических систем с использо-
ванием спутниковой навигации. При этом
оказалось, что проблема оптимального выбо-
ра созвездий навигационных спутников для
точного определения местоположения орби-
тальных кораблей может быть с успехом
решена на основе результатов оптимизации
влияния геометрического фактора, получен-
ных при исследовании наземных радиодаль-
номерных измерительных систем, используе-
мых в системе управления орбитального
корабля “Буран”.
200
УДК 629.782.051
СИСТЕМА ОТОБРАЖЕНИЯ ИНФОРМАЦИИ И ОРГАНОВ
УПРАВЛЕНИЯ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ МНОГОРАЗОВОГО
ИСПОЛЬЗОВАНИЯ “БУРАН”
Ю.Г. Мушкарев
В статье содержатся краткие сведения, необходи-
мые для понимания системы отображения информации и
органов управления (СОИ-ОУ) как системы, о возникших
при проектировании проблемах, принципах, использо-
ванных инженерами для решения этих проблем, об
этапах проектирования и отработки, а также о
результатах испытаний.
СОИ-ОУ является одной из важнейших
бортовых систем, и ее создание для
любого типа летательных аппаратов предс-
тавляет очень серьезную проблему. Тем более
сложной задачей это оказалось для неизвест-
ного еще в то время космического корабля
многоразового использования типа “Буран”.
Имевшийся на предприятии опыт проектиро-
вания, постройки и испытаний одноместного
орбитального самолета “Спираль” оказался
очень полезным. Технические характеристики
корабля “Буран” сформировали следующие
особенности, которые было необходимо
учесть в проектировании СОИ-ОУ.
1.	Невозможность построения системы отоб-
ражения по традиционному принципу “дат-
чик - преобразователь - индикатор и орган
управления - преобразователь - механизм
исполнения”. Между источниками управляю-
щих воздействий (летчик - программа полета
- командная радиолиния) и исполнительным
механизмом должен был появиться логичес-
кий элемент.
2.	Необходимость рационально распределить
функции между автоматом и человеком и при
этом обеспечить режимы управления:
•	автоматический;
•	ручной;
•	смешанный (автоматизированный);
•	переходы из одного режима в другой,
а также определить объемы информацион-
ного обеспечения и управляющих воздейст-
вий в каждом из режимов с учетом аварийных
ситуаций и глубину контроля состояния бор-
товых систем.
3.	Условия работы экипажа на “Буране”
значительно отличаются от условий работы в
самолетах любых типов:
•	тройной пакет стекол иллюминаторов
ухудшает обзор внешнего закабинного про-
странства;
•	остекление скафандра ограничивает обзор
внутреннего пространства на рабочих местах;
•	на орбитальных участках необходимо ра-
ботать в наддутом скафандре в разгерметизи-
рованной кабине (в нештатной ситуации) в
условиях невесомости, т.е. безопорного дезо-
риентирующего пространства;
•	на участке выведения при вертикальном
старте кресло стоит как бы “на стене”, а
спинка его приподнята вверх (вперед по про-
дольной оси самолета) и образует “лежак”,
обеспечивающий направление перегрузки по
линии “грудь - спина”;
•	на участке спуска и посадки летчик рабо-
тает в кресле, установленном “по-самолет-
ному”, при направлении перегрузок по линии
“голова - таз”, в наддутом скафандре в раз-
герметизированной кабине (в нештатной
ситуации) после воздействия невесомости;
•	на всех участках полета летчик работает в
жестко зафиксированном (притянутом к кре-
слу) положении.
4.	На всех этапах полета экипаж находится
длительное время в ограниченном замкнутом
объеме.
201
На этапе определения облика “Бурана” и
разработки компоновочных схем в основу
проектирования системы были положены тре-
бования действующих на тот период времени
государственных и отраслевых ставдартов, а
также нормативных технических документов
заказчика. В процессе проработки стало оче-
видно, что возможности использования этих
документов для проектирования СОИ-ОУ
ограничены, так как не полностью учиты-
вают специфику поставленных задач и усло-
вий деятельности экипажей, характеризу-
ющейся высокой нервно-эмоциональной
напряженностью.
Тогда был сформулирован ряд принци-
пов, которые легли в основу нового подхода
к проектированию системы. Ниже перечи-
слены главные из этих принципов.
1.	Организация информационно-управляю-
щей среды пилота должна обеспечивать:
•	обработку массива информационно-управ-
ляющего потока в целях предъявления его
экипажу в удобном для восприятия виде;
•	соответствие информационно-управляюще-
го потока “пропускной” способности пилота;
•	предъявление минимально необходимого
объема информации, достаточного для мгно-
венного включения летчика в процесс управ-
ления в нормальных условиях функциониро-
вания, в нештатных и аварийных ситуациях
(ограничение объема информации уведом-
ляющего характера в сочетании с “режимом
молчащего табло”);
•	возможность постоянного контроля ситуа-
ции с необходимой степенью глубины;
•	возможность реконфигурации систем в
диалоговом (автоматизированном) и опера-
тивном (ручном) режимах управления;
•	возможность мгновенного включения эки-
пажа в режим ручного управления по отдель-
но взятому каналу или по всем каналам.
2.	Принципы безопасности:
•	при нормальной работе систем экипажу
должна предъявляться только интегральная
информация в объеме, достаточном для оцен-
ки ситуации, прогнозирования развития про-
цесса и мгновенного включения экипажа в
работу;
•	типы индикаторов и их расположение
должны обеспечить восприятие зрительной
информации без перенапряжения органов
зрения;
•	система сигнализации должна выдавать
сигналы о ненормальной работе систем в
сопровождении сильно привлекающих воз-
действий;
•	недостаточность обзора внешнего закабин-
ного пространства должна быть скомпенси-
рована приборными средствами;
•	расположение органов управления и
средств индикации должно учитывать огра-
ничения, определяемые скафандром и устрой-
ством фиксации пилота;
•	интерьер должен зрительно создать психо-
логически привычную самолетную кабину и
ощущение направления “верх - низ”;
•	рабочие места должны обеспечить лучшую
переносимость перегрузок и исключить не-
запланированные перемещения и дрейф пило-
та при выполнении динамических операций;
•	в деталях интерьера должны быть исклю-
чены острые углы и края, а также нахож-
дение под электрическим напряжением;
•	материалы, используемые в системе, долж-
ны быть безопасны во взрывопожарном отно-
шении, не инициировать и не поддерживать
горения, не выделять вредных для здоровья
экипажа веществ.
3.	Принципы экономии движения:
•	органы управления должны быть располо-
жены на пультах, щитках и приборных досках
в зонах досягаемости с учетом работы лет-
чика в наддутом и притянутом скафандре на
соответствующих этапах полета;
•	органы управления, требующие значитель-
ных усилий при работе в наддутом скафанд-
ре, должны располагаться в плоскостях, обра-
зуемых плечом и предплечьем согнутых в
локтях рук;
•	плоскости движения органов управления в
направлениях “на себя - от себя” должны
быть параллельны плоскости симметрии
кресла, что снижает утомляемость рук при
работе в наддутом скафандре;
•	при пользовании органом управления пред-
почтительнее движение пальца вместо кисти
и кисти вместо руки;
•	на пультах, щитках, приборных досках ра-
бочих мест должны применяться такие орга-
ны управления, которые требуют одного
элементарного движения.
Сформулированные принципы оказались
универсальными для любого типа орбиталь-
ных самолетов многоразового использования
и были использованы в проектировании
СОИ-ОУ системы МАКС.
На основе стандартов, нормативно-техни-
ческих документов и приведенных принципов
были разработаны, согласованы и утвержде-
ны технические задания (ТЗ) на комплексы и
подсистемы СОИ-ОУ, общие эксплуатацион-
ные требования(ОЭТ), общие эргономичес-
кие требования (ОЭрТ), частные технические
202
требования (ЧТ1) к отдельным комплектам
комплексов СОИ-ОУ, компоновочные и об-
щие функциональные схемы комплексов.
Исследования правильности идей и решений,
заложенных в проектирование СОИ-ОУ, про-
водилось по двум параллельным взаимокор-
релирующим направлениям:
•	техническая и эргономическая отработка
на стенде “Пилот-35” в ЦПК им. Ю.А. Гага-
рина, Пилотажно-динамическом стенде-тре-
нажере (ПДСТ) и Полноразмерном стенде
оборудования (ПРСО);
•	эксплуатационная и эргономическая отра-
ботка системы в составе бортового оборудо-
вания двух летающих самолетов-лабораторий
Ту-154 и аналога “Бурана” - орбитального
самолета ОК-МЛ2-ГЛИ.
На стендах в условиях моделирования по-
лета в реальном масштабе времени в стацио-
нарной (“Пилот-35”) или в подвижной кабине
(ПДСТ), на штатном бортовом оборудовании
с реальными шарнирными моментами руле-
вых систем (ПРСО) определялись необходи-
мые объемы информационно-управляющего
потока в условиях нормальной работы сис-
тем, в нештатных и аварийных ситуациях,
диаграммы внешних и внутренних обзоров,
диаграммы досягаемости сенсорно-моторных
полей, условия обитания на рабочих местах,
приемы посадки на рабочие места и покида-
ния их, удобство управления бортовыми сис-
темами в нештатных и аварийных ситуациях,
вырабатывались методические указания эки-
пажам.
Одновременно с этим проводились поис-
ковые конструкторские работы с целью:
• добиться максимально возможного ком-
форта на рабочих местах летчиков,
•	компенсировать недостаточность диаграм-
мы обзора внешнего закабинного прост-
ранства.
При детальной проработке пространст-
венной организации рабочих мест было заме-
чено, что комфортные для экипажа условия
работы могут быть созданы за счет опреде-
ленного наклона и разворота панелей при-
борной доски и пультов по отношению к нап-
равлению взгляда летчика. В результате поис-
ков определилось, что наилучшие условия
создают такие углы разворота и наклона
поверхностей панелей, значения которых ле-
жат в основном математическом ряду Фибо-
наччи или близки к ним, например - 13-15°,
19-23°, 33-35°, 51-53°. Это подтвердили
результаты экспертной оценки и эргономи-
ческих расчетов, проведенных лабораторией
9-го филиала ЛИИ им. М.М. Громова на
выполненных по этому принципу рабочих
местах в кабинах для стенда “Пилот-35”.
Идея избавиться от тройного пакета сте-
кол панорамного иллюминатора, ухудшаю-
щего обзор внешнего пространства и имею-
щего значительную массу, потребовала про-
работки системы визуализации закабинного
пространства.
Телевизионная система, предназначенная
для приема и передачи изображения внешнего
закабинного пространства, была проработа-
на, изготовлена в макетном исполнении и
опробована на стенде ПДСТ в составе сис-
темы “Адонис”. С помощью этой системы
было выполнено пять посадок: две в автома-
тическом режиме - “вывозных” и три в руч-
ном - “зачетных”. При этом штатная система
отображения макета местности была отклю-
чена, и оператор выполнял посадки по теле-
визионной картинке на экране дисплея, не
имея возможности скорректироваться по
изображению в иллюминаторе. Проработки
показали, что на современной элементной
базе система может быть выполнена в моно-
кулярном варианте, представляющем прост-
ранство в псевдообъемном изображении, и в
бинокулярном варианте, дающем объемное
изображение. Кроме того, система легко при-
менима в перспективных атмосферных и кос-
мических летательных аппаратах.
Однако не все идеи, изложенные в сфор-
мулированных выше принципах, были реали-
зованы в СОИ-ОУ “Бурана”, в частности не
удалось оптимизировать должным образом
объем и способы предъявления информации,
состав средств индикации и их размещение в
пространстве рабочих мест летчиков, улуч-
шить эргономические характеристики приме-
ненных в системе элементов - кнопок, пере-
ключателей, сигнализаторов, индикаторов.
Не внедрены на “Буране” комфортная схема
пультов и телевизионная система обзора
внешнего закабинного пространства. Провер-
ка и отработка всех идей требует широкого
моделирования и макетирования, привлече-
ния специалистов различного профиля, но
финансирование ограниченно, а процесс рож-
дения идей бесконечен.
Тренировки экипажей “Бурана” в составе
моделирующих стендов в условиях, доста-
точно приближенных к реальным, с учетом
“цены” психофизиологических затрат, а
также на летающих самолетах-лабораториях
Ту-154 и изделии 0К-МЛ2-ГЛИ позволили
выявить проектные и конструктивные ошиб-
ки, определить объемы доработок комплек-
сов и выполнить их.
203
Конструктивный состав системы
Система отображения информации сос-
тоит из комплексов 17М27, 17М28,
17М29 и изделия 17М212.
В состав комплекса 17М27 входят при-
борная доска (ДПО) с электромеханическими
и электронными средствами индикации, ле-
вый, правый и центральный пульты управ-
ления (ПЛ, ПП и ПЦ) со средствами управ-
ления, а также верхний щиток (ЩВ) со сред-
ствами сигнализации состояния бортовых
систем. В сочетании с механическими само-
летными органами управления, орбиталь-
ными рукоятками и элементами интерьера
комплекс образует рабочее место командира
экипажа и второго пилота (РМ1,2) для выпол-
нения операций управления на этапах старта,
выведения на орбиту, орбитального полета,
дальнего сближения, спуска с орбиты, полета
в атмосфере и посадки.
В состав комплекса 17М28 входит пульт
бортинженера (ПБИ) с электромеханичес-
кими и электронными средствами индикации,
средствами сигнализации состояния борто-
вых систем и органами управления. В сочета-
нии с элементами интерьера комплекс образу-
ет рабочее место бортинженера (РМЗ) для
осуществления соответствующих функций на
всех этапах полета.
В состав комплекса 17М29 входит пульт
командира орбитальный (ПКО) с электроме-
ханическими и электронными средствами
индикации, средствами сигнализации и уп-
равления. В сочетании с орбитальными руч-
ками управления и элементами интерьера
комплекс образует орбитальное рабочее мес-
то командира (РМ4) для выполнения опера-
ций по сближению, причаливанию и стыков-
ке с орбитальными объектами.
Изделие 17М212 представляет собой
пульт бытового отсека (ПВО), который пред-
назначен для обеспечения экипажа парамет-
рами времени (текущего, полетного и др.),
сигнализаций о нештатных и аварийных
ситуациях, вызове на связь и т.д.
Аппаратура информационного обеспече-
ния, коммутации и сопряжения комплексов с
бортовыми системами размещается в объемах
приборных отсеков модуля кабины.
Основной трудовой вклад в проектиро-
вание и отработку СОИ-ОУ внесли талант-
ливые инженеры-системотехники сотрудники
НПО “Молния” - ЕЛ.Туркин, В.А.Тайц, Л.В.
Жуков, Б.М.Абушкин, В.Б.Родин, Т.Е.Бурла-
кова, Л.И.Захарова, П.Ф.Ларченко под руко-
водством и при непосредственном участии
М.П.Балашова, А.Г.Каримова и Ю.Г.Муш-
карева, сотрудники НИИАО - Ю.А.Тяпченко,
Ф.М.Зонабенд, А.Н.Ковылов, Ю.Ф.Александ-
ров, В.М.Шитов, В.Н.Савенков, А.В.Белков;
сотрудники ЛНПОЭ - В.В.Михайлов, Г.С.
Ушаков, Г.Н.Назарчук, Ю.А.Ильченко, со-
трудники ЛИИ им. М.М. Громова - летчики-
космонавты И.П.Волк, А.СЛевченко, лет-
чики-испытатели Р.А.Станкявичус и А.Н.
Щукин; сотрудники НПО “Энергия” - Г.В.
Носкин, В.А.Яковлев, летчики-космонавты
А.С.Иванченков, А.И.Лавейкин. Смежными
предприятиями - Научно-исследовательским
институтом авиационного оборудования под
руководством и при непосредственном учас-
тии Главного конструктора С.А.Бородина,
его заместителей С.Т. Марченко и В.П.Кона-
рева и Ленинградским научно-производст-
венным объединением “Электроавтоматика”
под руководством и при непосредственном
участии Главного конструктора В.Д.Суслова
в соответствии с упомянутыми документами
была разработана и запущена в производство
конструкторская документация и изготов-
лено необходимое количество комплектов
системы.
Краткий анализ результатов испытаний
Испытания комплексов проводились
автономно и в составе летных объектов
в два этапа:
•	по программе горизонтально-летных испы-
таний на базе предприятий НПО “Молния”,
Л НПО “Электроавтоматика”, НИИАО и
ЛИИ им. М.М. Громова;
•	по программе орбитальных полетов на
стендовой базе предприятий НПО “Энергия”,
НПО АП и частично НПО “Молния”.
Целью испытаний было:
1.	Определение правильности выбранных
технических идей, эргономических решений и
возможности выполнения экипажем алгорит-
ма деятельности.
2.	Определение совместимости комплексов с
бортовыми системами “Бурана” по электри-
ческим связям, сигналам обмена информа-
цией, по помехам, габаритно-конструктив-
ным параметрам.
3.	Определение точностных характеристик
каналов обмена информацией.
4.	Определение совместимости комплексов
при их функционировании в условиях, мак-
симально приближенных к реальным, а также
с имитацией различных воздействующих
факторов.
5.	Определение эксплуатационной и ремонт-
ной технологичности комплексов и изделий,
их составляющих.
204
6.	Определение полноты эксплуатационной
документации на комплексы изделия.
Анализ результатов испытаний показал,
что основная сложность создания системы
отображения связана не столько с техничес-
ким и системным программным обеспече-
нием, сколько, в первую очередь, с эргономи-
ческим обеспечением и отработкой, представ-
ляющими собой комплекс организационных и
технических мероприятий, направленных на
учет психологических и физических особен-
ностей человека-оператора с целью оптимиза-
ции его деятельности. Антропоцентрический
принцип проектирования СОИ, когда за ос-
нову берется обеспечение наилучших условий
деятельности пилота, остается по-прежнему
исходным. Однако процесс задействования
пилота в контуре управления системы
“человек - машина” как оптимального регу-
лятора в настоящее время наименее исследо-
ван главным образом потому, что не опре-
делена количественная взаимозависимость
между психофизиологическим состоянием и
характеристиками решаемой задачи, объекта
управления, внешней среды и т.д.
Не создана методология математического
проектирования СОИ, основой которой явля-
ется не анализ состава СОИ и его размеще-
ния, а формирование такого информационно-
управляющего массива, для которого время
взаимодействия звена “человек - СОИ” в сис-
теме “человек - машина” было бы наи-
меньшим.
Программное обеспечение задач проекти-
рования и оптимизации СОИ разрабатыва-
лось в виде программных модулей:
•	модель управляющей деятельности летчика
как оптимального регулятора;
•	модель переключения внимания летчика;
•	модель приоритетов при считывании ин-
формации;
•	модель погрешностей при считывании ин-
формации.
Это программное обеспечение в сочета-
нии с программными модулями бортовых
систем и летно-тактических характеристик
летательного аппарата позволяет решать
задачи проектирования СОИ в автоматизи-
рованном режиме уже на ранних стадиях
разработки.
Бурное развитие техники и прикладной
науки позволяет предположить, что развитие
СОИ-ОУ наиболее вероятно в направлении
виртуальных систем:
1.	Развитие вычислительной техники идет по
пути увеличения быстродействия, информа-
ционной и интеллектуальной емкости, умень-
шения массы и энергопотребления.
2.	Разработаны и широко применяются мало-
габаритные видеодатчики на основе ПЗС-
матриц, позволяющие конструировать сис-
темы технического зрения, способные обеспе-
чить круговой обзор пространства по полной
сфере.
3.	Разработаны и получили дальнейшее раз-
витие речевые системы взаимодействия, име-
ющие в своем составе аппаратуру анализа и
синтеза человеческой речи.
4.	Создана объемная карта головного мозга;
определены его центры, воспринимающие
информацию, а также вырабатывающие уп-
равляющие импульсы. Возможно применение
специального летного шлема с системой
встроенных энцефалодатчиков.
5.	Значительное развитие получили биодат-
чики (так называемые измерительно-биоло-
гические преобразователи), представляющие
собой устройства, чувствительные к опреде-
ленным параметрам процессов биологических
объектов.
Опыт, накопленный на предприятии при
проектировании СОИ-ОУ по темам “Спи-
раль” и “Буран”, имеет большую ценность и
будет положен в основу создания аналогич-
ных систем для перспективных орбитальных
самолетов многоразового использования
типа МАКС.
Прошедшие годы только ярче высветили
события, связанные с выполнением “Бура-
ном” автоматической посадки, не повторен-
ной на сегодняшний день нигде в мире. Но
жизнь заставляет идти вперед. Безусловно,
будущим инженерам, ученым, рабочим пред-
стоит достичь своих вершин - сконструиро-
вать и построить новые системы и машины.
Остается пожелать, чтобы жизнь предоста-
вила им такую возможность.
205
УДК 629.782.051
УПРАВЛЕНИЕ БОРТОВЫМ КОМПЛЕКСОМ ОБОРУДОВАНИЯ
А. Г. Каримов
Изложены основные проблемы создания системы
контроля и управления комплексом бортового обору-
дования орбитального корабля (ОК) “Буран” и ее
программно-математического обеспечения (ПМО).
Приведена структура системы управления (СУ). Рас-
смотрены задача синтеза структуры ПМО с разбие-
нием на независимые типовые блоки, упрощающие техно-
логию отработки ПМО на вычислительных средствах
СУ, и эффективный автоматизированный способ
отработки ПМО СУ на полноразмерном стенде
оборудования (ПРСО) с использованием специализиро-
ванных средств, включая имитацию нештатных
ситуаций в бортовых системах и их каналах связей.
В процессе создания ОК “Буран” ответст-
венными разработчиками - НПО “Энер-
гия”, НПО АП и НПО “Молния” - была
решена сложная научно-техническая задача
автоматического контроля и управления бор-
товым комплексом оборудования ОК на всех
этапах его функционирования (подготовка к
пуску, полет и посадка). Новизну и нестан-
дартность подходов к решению этой задачи в
основном определяли:
•	существенные отличия условий функцио-
нирования ОК по сравнению с традицион-
ными самолетами;
•	сложность и разнородность состава борто-
вых систем (БС);
•	жесткие требования к надежности аппара-
туры контроля и управления и ее математи-
ческому обеспечению;
•	необходимость четкой организационно-
технической координации работ множества
предприятий-разработчиков БС с целью соз-
дания интегрированного (взаимоувязанного)
аппаратно-программного комплекса, обеспе-
чивающего решение задач управления ОК.
Система управления (СУ) бортовым
комплексом оборудования должна была
обеспечить, прежде всего, надежный конт-
роль и диагностику состояния ОК. Данная
задача разбивается на три независимых
направления:
•	контроль состояния экипажа;
•	контроль состояния конструкции;
•	контроль и диагностика работоспособ-
ности БС.
Практическая реализация каждого из
этих направлений предусматривалась на раз-
личных этапах создания ОК в зависимости от
намеченной программы беспилотных и пило-
тируемых пусков. При первом беспилотном
пуске ОК решалась наиболее сложная задача
автоматического контроля и управления
бортовым комплексом оборудования ОК с
целью успешного осуществления полета и,
главное, надежной автоматической посадки
на завершающем этапе.
В таких условиях наиболее полное техни-
ческое завершение получила структура СУ и
ПМО, обеспечивающая надежное решение
функциональной системы контроля и диаг-
ностики работоспособности БС, а также
формирования на основе этого (с учетом
программы полета) управляющих воздей-
ствий по переключению режимов работы БС,
блокировкам отказов и, при необходимости,
реструктуризации аппаратных и программ-
ных средств оборудования ОК.
Синтезированная на основе анализа
объемов и характеристик решаемых задач с
учетом существующих к началу разработки
ОК вычислительных средств и систем
обобщенная структура СУ и ее связей с БС
приведена на рис. 1. Структура построена с
учетом трех возможных режимов управления
ОК: автоматического, ручного и по командам
от наземного комплекса управления (НКУ).
Формирование управляющих воздействий на
борту производится на основе использования
двух уровней функциональной системы конт-
роля и диагностики работоспособности БС:
206
Рис. 1. Структурно-функциональная схема построения оборудования ОК
1. Уровень встроенного контроля внутри
каждой БС, реализуемый блоками управ-
ления и контроля (БУК) БС. БУКи обеспе-
чивают контроль состояния функционально
замкнутой БС и при обнаружении отказов
производят их блокировку посредством
переключения на резервные каналы.
2. Уровень автоматического контроля и диаг-
ностики с помощью вычислительных средств
и реализации на этой основе управляющих
функций системы управления БС с учетом
программы полета. Сбор контрольно-диагно-
стической информации в необходимом
объеме в СУ обеспечивался системой борто-
вых измерений (СБИ) ОК.
Основной задачей функциональной СКД
в режиме автоматического полета было
надежное определение отказов в БС с помо-
щью встроенных средств контроля БС и
централизованных вычислительных средств
(БЦВК-УО) СУ (рис. 1). При этом, как пра-
вило, контроль состояния БС в СУ использо-
вал обобщенные сигналы и признаки,
формируемые БУК БС. При необходимости
более полного контроля отдельных БС ис-
пользовалась информация от СБИ.
Проведенный специалистами НПО “Мол-
ния” информационный анализ задач и связей
“авиационных” БС позволил рационально
распределить задачи по приведенным уров-
ням, упростить связи БС с СУ, что повысило
надежность решения задач управления. Под
“авиационными” системами понимаются
системы, разработанные для ОК “Буран”
предприятиями авиационной промышлен-
ности при техническом руководстве НПО
“Молния”.
Для пилотируемых полетов предусмат-
ривалась возможность ручного управления
БС с представлением информации от СУ на
средствах системы отображения информации
- органов управления (СОИ-ОУ).
В централизованных вычислительных
структурах СУ усложняется задача создания и
отработки ПМО: объемы ПО резко возрас-
тают, задачи разнородны по функциям и
типам вычислений, требования по надежнос-
ти и точности решения различны, проведение
корректировки ПО в отдельных блоках тре-
буют проверки всего ПМО и т.д. Это было
недостатком синтезированной структуры СУ,
однако технические возможности построения
более гибких децентрализованных структур с
развитым сервисным математическим обес-
печением к началу разработки ОК “Буран”
практически отсутствовали.
Тем не менее, опыт создания и отработки
рассматриваемой СУ с ПМО ОК “Буран”
должен быть использован при создании
перспективных космических аппаратов с
иными построениями структур бортового
оборудования, что приведет к снижению
сроков и затрат при их проектировании.
С целью определенного упрощения разра-
ботки и отработки ПМО в централизован-
ных вычислительных средствах СУ специа-
листами НПО “Молния” был проведен синтез
типовых блоков в структуре ПМО, имеющих
минимальные взаимосвязи. Кроме того, про-
водилось рациональное разбиение задач по
средствам СУ и БС с обеспечением их
максимальной независимости и минимума
связей между ними.
Синтез типовых структур ПМО прово-
дился по двум направлениям: структурному и
параметрическому.
В процессе структурного синтеза были
определены:
207
•	задачи и состав алгоритмов ПМО ОК;
•	типовые блоки алгоритмов по принципу
максимальной автономности.
В процессе параметрического синтеза
проводились:
•	определение объемов информационных
взаимосвязей между отдельными блоками
типовых алгоритмов ПМО СУ, а также
связей между аппаратурой СУ и БС;
•	анализ характеристик информационных
потоков при проектировании различных
типовых блоков ПМО, аппаратуры СУ и БС
и принятие на этой основе решений о форми-
ровании каналов связей БС с СУ, их резер-
вировании, а также выборе структуры ПМО.
Проведенный синтез ПМО позволил выч-
ленить в структуре алгоритмов управления
максимально независимые типовые блоки:
• верхнего уровня для определения условий
запуска и формирования признаков для
алгоритмов перевода БС в требуемые режимы
работы;
•	перевода БС в новый режим работы и
прекращения ранее запущенного режима;
•	выбора операций управления и т.д.
Структура типового алгоритма верхнего
уровня приведена на рис. 2.
Алгоритм обеспечивает на участке спуска
(90...О км) включение и перевод БС в тре-
буемые режимы работы. В частности, обеспе-
чивается формирование признаков для запус-
ка алгоритмов системы сбора информации,
системы выпуска шасси, парашютно-
тормозной установки и т.д. В табл. 1
приведены состав систем, типы и количество
разработанных НПО “Молния” алгоритмов.
Следует отметить, что в процессе работы
были созданы алгоритмы управления ряда
бортовых “авиационных” систем, обладаю-
щие существенной новизной. Большинство
алгоритмов управления, реализованных в
виде электронных схем, защищены авторс-
кими свидетельствами. На основе проведен-
ного синтеза специалистами НПО “Молния”
при активном участии специалистов смежных
предприятий разрабатывались технические
задания (ТЗ) на БС и их вычислительные
средства, которые позволили обеспечить
рациональное комплексирование технических
средств СУ и БС.
Синтез алгоритмов задач СКД БС, ана-
лиз их взаимодействия с алгоритмами управ-
ления (АУ) БС показал, что для задач конт-
роля и диагностики целесообразно построе-
ние иных структур алгоритмов. Алгоритмы
СКД подключаются (при беспилотном полете
ОК) к работе автоматически по соответст-
вующим признакам, формируемым в АУ, или
периодически через заданные интервалы вре-
мени. В пилотируемом полете экипаж может
работать с ПМО СУ в диалоге с помощью
многофункционального пульта управления
(МФПУ). В обоих случаях алгоритмы СКД
Количество типовых алгоритмов управления для отдельных БС	Таблица 1
	Количество алгоритмов		
Бортовая система	режим» работы	выбора опер. упр.	операции упр. БС
Гидросистема (ГС)	б	5	б
Тормозная система (ТС)	0	0	2
Система управления стойкой (СУС)	0	0	1
Рулевые системы (PC)	0	1	46
Вспомогательная силовая установка (ВСУ)	7	7	7
Парашютно-тормозная установка (ПТУ)	3	3	2
Створки системы наддува и вентиляции (Ств. СНВП)	5	6	0
Створки приемника воздушного давления (Ств. ПВД)	2	2	0
Система наддува и разгерметизации (СНиР)	4	3	0
Система газового состава (СГС)	2	0	0
Система технической воды (СГВ)	7	1	19
Система терморегулирования (СТР)	11	11	б
Бортовая кабельная сеть - средства распределения и коммуникации (БСК-СРК)	2	8	12
Створки системы наддува и обеспечения вакуума (створки СНОВ)			
Створки системы электропитания (створки СЭП)	2	2	0
Система управления створками радиаторами, замками (СУ СРЗ)	2	2	4
208
15 3аж. 185
PDM90: = О
PDMHO: = О
Рис. 2. Типовый алгоритм для участка спуска
209
формируют на СОИ-ОУ необходимые
сигналы, сообщения и тексты (а также приз-
наки отказов для учета в автоматических АУ)
по приоритетной схеме для оперативного
принятия решения по управлению либо без
участия экипажа, либо с его участием. В связи
с большим объемом информационных сооб-
щений целесообразно в СОИ-ОУ исполь-
зовать вцдеоконгрольные устройства телеви-
зионного типа, на которые сообщения вы-
даются в удобном для восприятия виде
(тексты, мнемосхемы, таблицы и т.д.).
В отличие от АУ БС алгоритмы конт-
роля СКД, использующие большие объемы
непрерывных параметров, а также форми-
рующие значительные объемы сообщений о
нештатных ситуациях, необходимо реализо-
вывать в виде хранящихся в вычислительных
средствах СУ матриц контроля. В этом случае
сокращаются объемы требуемой памяти
вычислительных средств, упрощается отладка
ПМО контроля.
Матрицы контроля представляют собой
таблицы, в которых по определенным прави-
лам записывается информация о контроли-
руемых параметрах и техническом состоянии
БС. Столбцы матриц контроля соответствуют
параметрам объекта (БС), а строки - его сос-
тояниям (“норма и различные виды отка-
зов”), причем то или иное состояние счи-
тается реализованным при нахождении
контролируемых параметров в определенных
интервалах, номера которых указаны в
матрице состояний на пересечении столбцов и
строк.
Элементами матрицы являются либо
значения сигнальных параметров (1 или 0),
либо номера интервалов разбиения парамет-
ров (2, 3 и т.д.). Сочетание значений парамет-
ров в строке матрицы характеризует ситуа-
цию, соответствующую данной строке.
На рис. 3 в качестве примера приведена
матрица контроля одного из каналов гидро-
системы. В четырех графах левой части мат-
рицы приведены:
•	N - номер строки матрицы;
•	Р - идентификаторы параметров и значе-
ния, которые им присваиваются при реализа-
ции соответствующей строки;
•	М - адрес перехода к анализу другой матри-
цы или определенной строки данной матрицы
(Мк означает конец обработки);
•	Q - признак сообщения, которое отобра-
жается на В КУ.
Столбцы правой части матрицы соответ-
ствуют контролируемым параметрам, номера
которых указаны над каждым из столбцов и
которые (кроме последнего) представлены в
досье параметров технического состояния
трехканальной гидросистемы (ГСЗ). Послед-
ний столбец характеризует параметр П, фор-
мируемый в соответствии со столбцом Р
матрицы.
Обработка матриц контроля проводится с
помощью универсального алгоритма, опреде-
ляющего порядок анализа. Обработка той
или иной матрицы начинается при наличии
заявки, которая формируется АУ БС или
периодически с заданным интервалом.
Анализ матрицы заключается в построч-
ном сравнении элементов матрицы с измерен-
ными значениями параметров БС.
При этом под параметрами БС понимают
как первичные параметры, получаемые от
СБИ, так и вторичные, значения которых
либо рассчитываются с помощью специаль-
ных подпрограмм по первичным параметрам,
либо формируются в алгоритмах управления
АУ (признаки, сигналы). При совпадении
измеренных значений параметров с записан-
ными в одной из строк матрицы делается
заключение о нахождении БС в состоянии,
соответствующем данной строке, и форми-
руется надлежащий признак.
Каждому из признаков, формируемых
АКД, отвечает текстовое сообщение, которое
автоматически высвечивается на экране мно-
гофункционального индикатора. Все сообще-
ния имеют свой приоритет, и при одновре-
менном формировании нескольких сообще-
2
3
4
5
19
20
1
2
2
3
4
Мк
Мк
Мк
Р:=1
Р:=1
126713112	4	3	4	4	4	4	4 П
_____1	2	59	3	5901	234
1____0	03	7	3	323
10	0	15	3
0	0	0	1	3	3
О
111	2
1
. 0 ...
Рис. 3. Типовая матрица контроля технического состояния одного из трех каналов ГС (ГСЗ)
N Р М Q
210
ний на экране отображается то, которое
имеет наибольший приоритет.
Остальные сообщения образуют приори-
тетную очередь и вызываются оператором по
мере необходимости. Сообщения могут содер-
жать краткую характеристику нештатной
ситуации и рекомендации по действиям
оператора.
На пересечении строк и столбцов правой
части матрицы указаны либо значения (0 или
1) сигнальных параметров, либо номера (2, 3
и т.д.) дискретов интервалов разбиения ана-
логовых параметров.
Пустой элемент правой части матрицы
означает, что состояние БС, соответствующее
данному элементу, не зависит от значения
параметра, в столбце которого находится
этот элемент.
Первые три строки матрицы соответст-
вуют “норме” ГСЗ в различных режимах
работы, строки с 4-й по 20-ю - наличию
неисправностей и отказов в ГСЗ. Последняя
строка матрицы характеризует “непредусмот-
ренную” ситуацию, т.е. такие состояния ГСЗ,
которые не представлены в матрице вводу
малой вероятности их возникновения,
например наличие нескольких отказов одно-
временно.
В досье параметров (рис. 4) для каждого
из параметров ГС указана его группа (1- сиг-
нальный, 2 - аналоговый, 3 - вычисляемый по
формуле), физический смысл, индекс (теле-
метрический или идентификатор в БЦВМ),
адрес в ТМ - системе (А - номер комплекта
ТМ-системы, Б - номер платы сбора сооб-
щений, В - номер канала, Г - номер слова в
ТМ - массиве, Д - номер разряда в слове),
номер параметра, номер дискрета для ана-
логового параметра с указанием границ
интервалов, а также номер формулы расчета
для параметров третьей группы с указанием
номера параметров.
Тексты сообщений, отображаемых на
экране при реализации той или иной строки
матрицы, с указанием их приоритетов (ава-
рийные А, предупреждающие П, уведомля-
ющие У) представлены на рис. 5.
Для более детального анализа техничес-
кого состояния БС оператор имеет возмож-
ность вызывать дополнительную к сообще-
ниям информацию в виде кадров отображе-
ния контрольно-диагностической информа-
ции (КДИ). На кадрах информация пред-
ставляется либо в виде таблиц с указанием
функциональных частей БС и их состояния
(норма, отказ), либо в воде мнемосхем с ука-
Группа пара- метра	кий смьчс.. параметра	Индекс пара- метра						У слов, номер пара- метра	Номер ф-лы расчета	Номер диск- рета	Предел дискрета	
			А	Б	В	Г	д				низ	• У»
(мм) 1 Уровень РЖВГБГСЗ (мм) 1 ВКЛ НС-61 ГСЗ 2 Давл.РЖ после МПЖ гсз 2 ДАВЛРГВГАГБ ГСЗ	(атм) 2 ДАВЛ РГВГАГСЗ (атм) 2 Температура п-ти труб на вх. ГСЗ в ТО (°C) 3 Уровень РЖ в ГБ ГСЗ (мм)		11УЖИ5 НУЖИб Э18 11ДГБЗ 11ДМЖЗ НДдБЗ 11ДГАЗ 11 T9	2 2 2 2 2 2 2 2	8 8 8 8 8 8 8 8	457 457 445 366 406 371 400 152	3 3 29	4 3 2	36 37 38 39 40 41 42 43 4,4	2	2 3 2 3 4 5 6 7 8 2 3 2 3 2 3	0 0 0 0 0 0	7,5 2,5 3,5 15 23 160 2б0 999 75 225 100 280 999 460
Рис. 4. Досье параметров технического состояния ГСЗ:
РЖ - рабочая жидкость, ГБ - гидроблок, НС - насосная станция,
МПЖ - модуль подготовки жидкости, ГА - гидроаккумулятор
15*
211
№ п/п	Содержание сообщения	Характе; мистика информации		
		аварийная	предупредит.	уведом-
01	ГСЗНОРМА У В ИС			У
02	ГСЗ НОРМА ОУ			У
03	ГСЗ НЕ НОРМА, КАНАЛ ИЗМ. УРОВНЯ РЖ НЕГОДЕН		П	
04	ГСЗ ОТКАЗ, УРОВЕНЬ РЖ В ГБ НОРМЫ	А		
05	ГСЗ<ОТКАЗ ДАВЛ. РЖ<НОРМЫ УВ И С	А		
06	ГСЗ ОТКАЗ ДАВЛ РЖ >НОРМЫ	А		
07	ГСЗ ОТКАЗ ПЕРЕД ТО<НОРМЫ	А		
08	ГСЗ ОТКАЗ. ДАВЛ РЖ В ГБ< НОРМЫ	А		
09	ГСЗ НЕ НОРМА ДАВЛ В ГА< НОРМЫ		П	
010	ГСЗ НЕ НОРМА ДАВЛ В ГА< НОРМЫ		П	
011	ГСЗ ОТКАЗ ДАВЛ ПОСЛЕ МПЖ< НОРМЫ НС ОТКОУ		п	
012	ГСЗ ОТКАЗ ДАВЛ ПОСЛЕ МПЖ< НОРМЫ НС вкл оу		п	
013	НЕПРЕДУСМ. СИТУАЦИЯ		п	
014	ГСЗ НОРМА ПО ГО			У
015	ГСЗ ВОЗМ.ОТКАЗ НС НЕ ВКЛ		п	
Рис. 5. Досье сообщений ГСЗ: ОУ - орган управления, ГО - гидрообогрев
занием состояний элементов БС, шкал зна-
чений параметров с указанием допусков и т.п.
Вызов кадров производится с МФПУ
оператором по номеру кадра. При этом алго-
ритм отображения формирует соответствую-
щий кадр, используя закодированную и хра-
нящуюся в памяти ЦВК СУ (или магнитофо-
на СУ) его статическую часть, а также осуще-
ствляя запрос необходимых параметров сис-
темы бортовых измерений (СБИ), призна-
ков, формируемых в АУ, и признаков ситуа-
ций из матриц контроля для отображения в
кадре динамической информации.
На рис. 6 представлено описание, а на
рис. 7 - вид кадра отображения КДИ по ГСЗ.
На кадре (рис. 6) представлены статичес-
кая, неизменяемая во времени часть кадра -
мнемоника ГСЗ с указанием мест расположе-
ния (М1...М9) динамических, изменяемых во
времени и зависящих от значений контроли-
руемых параметров модулей (фрагментов
изображений). В описании кадра каждому
модулю ставится в соответствие значение
одного из контролируемых параметров, пред-
ставленных в досье параметров: модулю Мб
соответствует параметр №38 с индексом Э18.
В модуле отображается мнемознак при
значении параметра, равного 1, и мнемознак
“у” - при нулевом значении. В описании
кадра указаны также координаты расположе-
№ модуля	№ пара- метра в ДП	Физический смысл параметра	Значение параметра	Вид модуля	Координаты модулей	
					ХО	YO
1	1	ГСЗ	1	3 л	432	
2	45	Пит. на НП ГСЗ подано	1	1 Л	448	448
3	11	Темпер, перед ТО> нормы	1	1	352	384
4	6	Давл.ГСЗ не в норме	1	1 V	560	208
5	5	Давл.НС-61 ГСЗ< нормы	1	1 V	400	144
6	38	ВКЛ НС-61 ГСЗ	1 0	1 л	304	176
7	45	ВКЛ НП ГСЗ	1 0	1	256	288
8	7	Уровень ГБ ГСЗ < нормы	1	1 V	96	320
9	23	Давл.РЖ в ГБ ГСЗ < нормы	1	1 V	96	352
Рис. 6. Описание кадра КДИ по ГСЗ: НП - насос подкачки, ТО - теплообменник
212
мт
Ml
М2
М3
М4
М5
Рис. 7. Кадр отображения КДИ ПО ГС (мнемосхема)
ния модулей на экране Хо , Yo.
Приведенная информация достаточно
полно иллюстрирует содержание работ и
материалов для алгоритмов СКД. Следует
помнить, что при проектировании отобра-
жений в виде мнемосхемы должна быть
проведена сответствующая эргономическая
оценка вццов индикации на ВКУ.
По каждой из “авиационных” систем ОК
были проведены работы по созданию алго-
ритмов СКД. В табл. 2 приведены объемы
информации, используемые для контроля и
диагностирования отдельных БС, и количе-
ство матриц технического состояния систем.
Для обеспечения качественной отработки
СУ и ее ПМО специалистами НПО “Молния”
была проведена большая работа (совместно с
НПО АН и НПО “Энергия”) по созданию
стендовой базы и технологии отработки. Не
касаясь в настоящей статье их сути и описа-
ния отдельных стендов отработки, целесооб-
разно отметить разработанный специалиста-
ми НПО “Молния” совместно с Киевским
политехническим институтом специальный
автоматизированный аппаратно-программ-
ный комплекс проверки директивной логики
(КПДЛ), внедренный в полноразмерный
стевд оборудования (ПРСО) для повышения
эффективности отработки связей СУ и БС и
ПМО СУ. Схема связей средств КПДЛ с
аппаратурой ПРСО приведена на рис. 8.
В состав автоматизированного комплекса
отработки ПМО входят:
•	система управления ОК;
•	бортовые системы или их имитаторы;
•	органы управления и индикации информа-
ции СУ;
•	комплекс проверки директивной логики
(или ПМО СУ-КПДЛ), включающий в себя:
-	специализированные контроллеры;
-	адаптер прямого доступа (АД-7) в па-
мять СУ;
-	кроссировочные средства.
Автоматизированный комплекс обеспе-
чивал:
•	автоматизированную проверку ПО СУ в
части управления БС;
•	формирование входных тестовых воздейст-
вий в СУ;
•	имитацию работы СУ и БС (в случае их
неработоспособности или отсутствия в струк-
туре);
•	регистрацию результатов отработки.
Средства внешней памяти большой
емкости обеспечивали хранение провероч-
ных тестовых циклограмм на разработанном
специализированном языке высокого уровня
Диалог-П, а дисплеи - диалоговый режим
работы операторов с системой.
Контроллер КПДЛ обеспечивал контроль
и изменение логического значения сигналов
213
Объемы информации для контроля
и диагностирования бортовых систем ОК “Буран”	Таблица 2*
№ п/п	Обозначения БС	(непрерыв.)	Сигналы».	Количество сообщений	Количество матриц	Количество кадров
1	ГС	24	28	86	7	Г 7
2	PC	7	144	80	14	1
3	ТС	4	7	8	1	1
4	ПТУ	2	1	6	1	1
5	СГ.ШАССИ	21	-	20	2	2
6	ВСУ	27	29	75	12	7
7	ТКОНСГР	272	-	24	12	12
8	БКС-СРК	9	92	374	91	10
9	СНВП	-	40	140	182	2
10	СНОВ	-	30	20	26	1
И	СОНА	-	32	30	39	1
12	СГВ.СЭП	-	38	30	39	1
13	ПВД	-	21	36	24	1
14	СУ СРЗ	-	32	28	57	1
15	СТР	70	101	177	26	15
16	СНИР	22	20	31	8	6
17	СГВ	18	21	45	10	-
18	ИСОЖ	6	11	-	-	2
19	СМБО	-	56	-	-	1
26	сгс	10	10	20	1	1
* В таблице 2 введены обозначения:
ГС - гидросистема,
PC - рулевые системы,
ТС - тормозная система,
ПТУ - парашютно-тормозная
установка,
СГ.ШАССИ - стойка шасси,
ВСУ - вспомогательная силовая
установка,
Т КОНСТ Р - температура
конструкции,
БКС-СРК - кабельная сеть-
средства распределения,
СНВП - створки наддува и
вентиляции планера,
СНОВ - система наддува обо-
лочки и вентиляции,
СОНА - створки остронаправ-
ленной антенны,
СГВ.СЭП - створки системы
электропитания,
ПВД - приемник воздушного
давления,
СУ СРЗ - система управления
створками радиаторов и
замками,
СТР - система терморегу-
лирования,
СНИР - система наддува и
разгерметизации,
СГВ - система технической
воды,
ИСОЖ - индивидуальная сис-
тема обеспечения
жизнедеятельности,
СМБО - система медико-
биологического обеспечения,
СТС - система газового состава.
из БС и команд из СУ, а также блокировку
сигналов и команд.
Использование КПДЛ на стенде ПРСО
позволяло проводить автоматизированную
проверку ПМО СУ во внештатных ситуациях
(имитации обрывов, искажения информации
и т.д.) по всем ветвям алгоритмов.
В системе отработки предусматривалось
оперативное устранение обнаруженных оши-
бок с последующей полной проверкой ПМО
на всех этапах испытаний.
С этой целью был разработан широкий
комплекс технологических программ, обеспе-
чивающих организацию испытаний, форми-
рование моделей функционирования БС,
обнаружение ошибок измерительных средств
и архивацию, необходимую обработку ре-
зультатов испытаний, локализацию и
оперативное устранение ошибок ПМО,
организацию повторных испытаний и т.д.
Большое участие в создании системы от-
работки бортового ПМО принимал коллек-
тив Киевского политехнического института.
Совместная работа НПО “Молния” и
коллектива одной из кафедр этого института
“Разработка и внедрение алгоритмов и
программного обеспечения для решения задач
стендовой отработки СУ и бортового обору-
дования летательного аппарата” в 1987 году
удостоена Государственной премии УССР.
Специалисты НПО “Молния” Г.П.Дементьев,
А.Г.Каримов, В.Т.Переверзев и В.С.Федоров
стали лауреатами Государственной премии
УССР. В работах по созданию СУ
комплексом бортового оборудования и ПМО
СУ участвовали многие специалисты НПО
214
УВП
N)
сл
Рис. 8. Автоматизированный комплекс проверки и отработки ПМО управления БС НПО “Молния”
“Молния”, в том числе В.А.Колобов,
А.Д.Новиков, В.В.Кравченко, С.Я.Тимошик,
С.В.Гордийко и А.Е.Глазунов.
Заключительные контрольные испытания
СУ и ее ПМО проводились на комплексном
стенде НПО “Энергия” в полной комплек-
тации штатной аппаратуры и при проведении
проверок на штатном ОК в процессе его
подготовки к пуску на технической и стар-
товой позициях. Результаты комплексных
испытаний на этих позициях подтвердили
высокую эффективность проведения отра-
ботки СУ и ПМО на комплексном стенде
ПРСО с КПДЛ и других средствах экспери-
ментальных испытаний НПО “Молния”.
Заключение
1.	Существенные отличия условий функ-
ционирования ОК “Буран” от самолетных,
жесткие требования по надежности, слож-
ность и разнородность БС и т.д. предопреде-
лили использование новых подходов и
нестандартность технических решений при
создании интегрированной структуры систе-
мы управления БС (СУБС), обеспечивающей
надежное управление и контроль работоспо-
собности ОК “Буран” на всех этапах функ-
ционирования (подготовка к пуску, полет и
посадка).
2.	Имманентные недостатки централизован-
ных вычислительных структур по реализации
и отработке ПМО удалось в известной сте-
пени уменьшить путем рационального рас-
пределения задач между вычислительными
средствами СУ и блоками управления и кон-
троля БС, а также представлением структуры
ПМО в виде максимально независимых бло-
ков алгоритмов.
3.	Использование эффективного комплекса
проверки директивной логики в составе
Полноразмерного стенда оборудования с
имитацией множества различных ситуаций в
БС позволяет обеспечить надежную отработ-
ку СУБС и ее ПМО.
4.	Анализ и обобщение опыта разработки СУ
ОК создают реальные предпосылки разрабо-
тки более качественной технологии проекти-
рования перспективных авиационно-космиче-
ских систем (АКС) за счет:
•	гибких децентрализованных структур СУ с
учетом значительно возросших возможностей
бортовых и наземных вычислительных
средств;
•	эффективных математических комплексов
(стендов) с опережающим моделированием
задач АКС;
•	применения универсальных стендов отра-
ботки функциональных БС и блоков ПМО;
•	полной автоматизации процессов отра-
ботки ПМО и т.д.
5.	Опыт создания интегрированной струк-
туры СУБС ОК показывает необходимость
интеграции оборудования АКС на более
высоких уровнях - бортовых комплексов
управления (БКУ), в совокупности решающих
задачи управления движением АКС и рабо-
той БС, контроля и диагностики.
216
УДК 629.782.064
СИСТЕМА РАСПРЕДЕЛЕНИЯ И КОММУТАЦИИ
ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ БКС-СРК
В.А. Корнилов
Рассмотрена процедура выбора структуры системы
распределения и коммутации, исходя из предъявляемых
требований с учетом имеющихся ограничений. Дано обо-
снование принятых технических решений. Намечены на-
правления совершенствования.
Одна из систем планера, обеспечивающая
надежное функционирование ОК в це-
лом, - система распределения и коммуника-
ции БКС-СРК. Она осуществляет по задан-
ной программе подачу электроэнергии от
бортовых и наземных источников электро-
питания в бортовые системы планера и ОК.
Определяющую роль в выборе принципов
построения БКС-СРК, как и других систем
орбитального корабля (ОК), сыграли три
главных требования:
•	создание ОК как многоразового космичес-
кого аппарата;
•	способность функционирования как с
экипажем, так и без него (в автоматическом
режиме);
•	обеспечение многоцелевого использования
ОК.
Кроме того, структура и состав БКС-СРК
во многом зависели, с одной стороны, от
системы электропитания, с другой - от коли-
чества и особенностей функционирования
потребителей электроэнергии бортовых сис-
тем планера и ОК. Поскольку космический
аппарат самолетного типа создавался впер-
вые, при проектировании БКС-СРК необхо-
димо было учитывать технические решения,
которые уже были опробованы в эксплуа-
тации космических аппаратов и самолетов.
Это нередко вызывало трудности в нахож-
дении необходимого компромисса.
Эти соображения, а также высокие тре-
бования по надежности и живучести, миними-
зации массы, насыщенность ОК радиоэлект-
ронной аппаратурой и большая мощность
потребляемой электроэнергии создали ряд
проблем при разработке БКС-СРК. Из них
наиболее значительными были:
•	выбор структуры БКС-СРК на основе соче-
тания опыта разработки систем распределе-
ния и коммутации космических аппаратов и
самолетов;
•	выбор принципов обеспечения надежности,
гарантирующих при одной неисправности
выполнение задания, при двух - возвращение
и посадку;
•	обеспечение защиты от коротких замыка-
ний и появления связи металлических дета-
лей планера и ОК с плюсовыми или минусо-
выми электрическими цепями БКС-СРК;
•	организация автоматического режима кон-
троля и управления.
При решении этих проблем рассматри-
вались схемы многоканальных систем распре-
деления самолетов и систем распределения
космических аппаратов. В итоге был принят
вариант, в котором для удовлетворения
вышеупомянутых требований и предпосылок
был использован ряд нетрадиционных реше-
ний, в том числе:
•	использование двухканальной схемы БКС-
СРК в двухпроводном исполнении;
•	использование “расщепленной” схемы в
силовых электрических связях;
•	применение контролируемой “конструктив-
ной” защиты проводов;
•	применение многоразовой дистанционно
управляемой токовой защиты;
217
•	автоматический режим контроля и управ-
ления БКС-СРК от системы управления;
•	раздельное расположение плюсовых и
минусовых цепей по жгутам, электросоеди-
нителям и трассам.
Ниже дано краткое разъяснение и обосно-
вание упомянутых решений. Устройства и
жгуты БКС-СРК соединены так, что образу-
ют два независимых канала передачи элек-
троэнергии, каждый из которых расположен
на одном из бортов ОК (см. рис.). Тем самым
обеспечивается нормальное энергообеспече-
ние бортовых систем при неисправности в
одном из каналов.
В перспективе, при применении в
конструкции корпуса ОК неметаллических
материалов система распределения и комму-
тации может быть выполнена только двух-
проводной. При двухпроводном исполнении -
металлический корпус ОК не используется в
качестве одного из проводов для передачи
электроэнергии- достигается:
•	значительное уменьшение вероятности ко-
роткого замыкания;
•	более надежная защита от внутренних и
внешних атмосферных (например, от молнии)
или специально организованных электромаг-
нитных помех.
Кроме того, это было необходимо для
использования схемных решений, уже реали-
зованных в некоторых системах ОК и опро-
бованных на других летательных аппаратах.
В этих схемах наличие “корпуса” в минусо-
вых цепях не допускается. Эти соображения
были решающими при выборе двухпровод-
ной схемы, несмотря на некоторый проигрыш
в общей массе.
Для обеспечения высоких требований по
надежности (в том числе возвращение и
посадка при двух неисправностях) для выб-
ранной схемы БКС-СРК и с учетом ограниче-
ний по массе была использована так назы-
ваемая “расщепленная схема” электрических
силовых связей. В этом случае потребное
сечение электрической цепи набирается нес-
колькими проводами, из которых один или
два - резервные. Таким образом, обрыв одно-
го или двух проводов не приводит к наруше-
нию электроснабжения бортовых систем.
Указанный способ достижения надежно-
сти электроснабжения, в сравнении с альтер-
нативными, не требует перекоммутации ли-
ний электропитания при отказе и поэтому
имеет более простую схему, с меньшим коли-
чеством элементов.
Для обнаружения касания жгутами
острых кромок конструкции планера и для
защиты проводов от механических повреж-
дений выполнена контролируемая “конструк-
тивная защита” - провода жгутов помещены
внутрь металлической оплетки с тканевой
элекгроизоляцией.
Повреждение электроизоляции (появле-
ние контакта плетенки с металлическими
деталями планера) проверяется при подго-
товке ОК к полету, что позволяет своевре-
менно выявить и устранить возможное по-
вреждение проводов.
Многоразовая дистанционно управляе-
мая токовая защита применена для обеспече-
ния повторного ее включения при срабаты-
вании. Это касается токовой защиты, распо-
ложенной в распределительных устройствах,
доступ к которым затруднен. Повторное
включение имеет целью исключить несанк-
ционированное срабатывание. Дополнитель-
но это дает возможность на этапе выведения
ОК блокировать токовую защиту для повы-
шения надежности подачи электроэнергии.
Указанные выше операции выполняются по
командам от системы управления.
В БКС-СРК реализован автоматический
режим управления и контроля. В процессе
подготовки ОК к полету и в полете автома-
тически контролируется состояние силовых
контактов дистанционных переключателей,
токовой защиты напряжения на шинах
устройств, а также состояние токовых реле
“конструктивной” защиты жгутов, стыковка
электросоединителей, исправность силовых
диодов, разобщенность плюсовой и минусо-
вой шин питания. Эти операции, как и
управление силовыми переключателями в
соответствии с программой функционирова-
ния, производятся по командам от системы
управления.
Надежное и санкционированное прохож-
дение команд обеспечивается схемой голосо-
вания “два из трех”.
Для снижения вероятности коротких
замыканий плюсовые и минусовые цепи
расположены по разным жгутам и электро-
соединителям, а прокладка этих жгутов про-
изводится по отдельным трассам на опреде-
ленном удалении друг от друга.
Для повышения надежности и качества и
экономии масс приняты следующие меры:
•	более широко, чем на других летательных
аппаратах, применены наиболее современные
электросоединители типа СНЦ, в которых
провода присоединяются к контактам мето-
дом обжатия;
•	применены термостойкие всесторонне про-
веренные современные провода;
218
потреб.
наземное
питание
Блок-схема БКС-СРК (правый борт):
ЦРУ - центральное распределительное устройство;	ЦРК - центральная распределительная коробка; РУ - распределительное устройство;
ТПРАП - штепсельный разъем аэродромного питания; СЭП - система электропитания;	АСЭП - аварийная система электропитания;
to	РО ПСБ - разъем отрывной; АСП-Х - автономная система питания, хвостовая; БФН - блок фильтров; РКН - распределительная колодка
3
•	БКС-СРК и составляющие его части испы-
таны на воздействие внешних нагрузок и
проверено функционирование в объеме комп-
лексной программы экспериментальной отра-
ботки, в том числе:
-	в нормальных и аварийных режимах на
стенде БКС-СРК с имитацией источников
питания и потребителей электроэнергии;
-	совместно с бортовыми системами-потре-
бителями электроэнергии на стенде ПРСО;
-	на самолете-аналоге 002 и летающей
лаборатории.
В результате испытаний были подтверж-
дены показатели надежности и ресурса, необ-
ходимые для проведения летных испытаний
ОК.
Разработка и создание БКС-СРК прове-
дены под руководством и при непосредст-
венном участии В.А.Корнилова, основные
работы выполнены В.В.Стрельниковым и
Н.А.Рузавиным или под их руководством, а
по испытаниям на стендах - В.И.Ковалевым.
Конструкция распределительных устройств
разработана под руководством А.М.Соловье-
ва (МАЗ “Дзержинец”).
Схема БКС-СРК выбрана для конкрет-
ного корабля с учетом особенностей системы
электропитания, бортовых систем-потребите-
лей электроэнергии, потребляемой мощности
и при изменении этих условий может быть
трансформирована. Опыт разработки и
отработки БКС-СРК безусловно может быть
использован при проектировании систем
распределения других летательных аппара-
тов, в том числе перспективных авиационно-
космических.
В дальнейшем технические характерис-
тики могут быть улучшены за счет:
•	применения бесконтактных элементов в
цепи управления и контроля, современных
облегченных проводов (масса на 10...20%
меньше), облегченных электросоединителей с
обжатыми контактами, бесконтактной токо-
вой защиты с широкими функциями;
•	ограничения тока выдачи сигналов о
состоянии сети, автоматического повторного
замыкания сети;
•	замены плетенки, используемой в конст-
руктивной защите жгутов, на металлизиро-
ванную пленку;
•	введения в состав системы контроллера для
решения автономных задач управления и
контроля;
•	уплотнения командно-информационных
связей.
Часть этих нововведений предусматри-
вается реализовать в системе распределения и
коммутации орбитальных самолетов много-
разовой авиационно-космической системы
типа МАКС.
Литература
1.	Беседин Э.В., Власов А.Д. Качественная
оценка методов контроля сопротивления
изоляции двухпроводных систем электропи-
тания постоянного тока // Сборник трудов
НПО “Молния”. - 1985. - № 6.
2.	Ковалев В.И. Гальванические связи в
двухпроводных системах электроснабжения //
Сборник трудов НПО “Молния”. -1985, -№3.
3.	Миронов О.М. Переходная индуктивность
двухпроводной линии бортовой кабельной
сети постоянного тока // Сборник трудов
НПО “Молния”. - 1985. - № 3.
5.	Ratclille. Системный подход к разработке
электроснабжения на современных самолетах.
British Aircraft Corporation Ltd, сентябрь 1977.
220
УДК 629.782.067
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОЙ СОВМЕСТИМОСТИ
ОБОРУДОВАНИЯ ПЛАНЕРА ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
“БУРАН”
В.А. Корнилов
Рассмотрены особенности и основные направления
решения проблемы электромагнитной совместимости
(ЭМС) орбитального корабля (ОК) “Буран”. Изложено
содержание проведенных работ по обеспечению ЭМС.
Приведены результаты испытаний.
Одними из особенностей ОК “Буран” по
сравнению с другими летательными
аппаратами, в том числе самолетами, были
значительно большая насыщенность радио-
электронным и электротехническим оборудо-
ванием и выполнение полета, возвращение с
орбиты и посадка на аэродром в
автоматическом режиме. Поэтому непремен-
ным условием успешного осуществления этих
операций было отсутствие сбоя в работе
оборудования из-за “неблагополучной” ЭМС.
ОК оснащен сложным комплексом бортовых
систем, включая систему управления с цифро-
выми вычислительными машинами, разнооб-
разные радиотехнические устройства, систему
бортовых измерений, системы электропита-
ния, распределения и коммутации. Кроме то-
го, другие важнейшие системы ОК и планера,
в том числе такие, как объединенная двига-
тельная установка (ОДУ), вспомогательная
силовая установка (ВСУ), гидравлическая си-
стема, система обеспечения теплового режима
и другие, имеют в своем составе электронные
приборы с большим объемом резервиро-
вания, выполняющие совместно с системой
управления (СУ) функции контроля, диагнос-
тики и управления.
На борту ОК размещено более 1000
приборов, около 40 различных антенн, более
1800 жгутов. В связи с изложенным проблема
обеспечения ЭМС бортового оборудования
заняла важное место в процессе разработки и
испытаний всех компонентов ОК, в частно-
сти планера и его систем. При этом имели
место два основных аспекта проблемы
обеспечения ЭМС:
•	электроэнергетическая совместимость, т.е.
совместимость по параметрам и качеству
электропитания с учетом функционирования
всех потребителей электроэнергии;
•	собственно электромагнитная совмести-
мость с учетом воздействия внутрисистемных
и внесистемных электромагнитных помех, а
также стойкость к электромагнитным
импульсам от молнии и статического
электричества.
Выполнение требовании по обеспечению
электромагнитной совместимости
Отличительной особенностью при выпол-
нении работ по обеспечению ЭМС
оборудования ОК “Буран” было тщательное
и безусловное выполнение соответствующих
требований на всех стадиях создания
устройств, систем и ОК в целом. При этом
можно выделить следующие направления
решения проблемы ЭМС:
•	выработка единых требований к обору-
дованию;
•	создание лабораторно-стендовой базы;
•	теоретический анализ отдельных аспектов
ЭМС;
•	испытания оборудования и планера.
Ниже дается краткое содержание работ
по этим направлениям.
221
Единые требования к оборудованию по
параметрам ЭМС были сформулированы в
технических условиях (ТУ) на ОК “Буран”,
разработанных НПО “Энергия” с учетом
опыта создания и эксплуатации летательных
аппаратов (космических и авиационных). В
этих технических условиях содержались
допустимые уровни помех, создаваемых и
воспринимаемых оборудованием. На основе
ТУ вносились соответствующие требования в
частные технические задания на создание
конкретных систем и приборов.
Для организации, координации и конт-
роля работ по ЭМС и проведения испытаний
в НПО “Молния” была создана лаборатория
ЭМС, оснащенная необходимым испыта-
тельным оборудованием, построены без-
эховые камеры. Это обеспечило проведение
испытаний с использованием современных
средств автоматизации при регистрации
результатов.
Для выполнения требований по ЭМС и
реализации единого и контролируемого
процесса их обеспечения были разработаны
специальные технические условия по
металлизации, а в ТУ и инструкциях по
изготовлению и монтажу жгутов указаны
требования по ЭМС. При этом особое
внимание, для уменьшения взаимовлияния,
было уделено:
•	схемам свивки проводов;
•	оптимальному использованию различных
типов экранирования;
•	рациональному расположению заземления
экранов;
•	обеспечению сплошности экранов и выбору
наиболее эффективного способа его закон-
цовки;
•	нахождению оптимального расположения в
кабельных жгутах управляющих, сигнальных,
силовых цепей и цепей с повышенным
уровнем помех;
•	раздельной прокладке жгутов так, чтобы
электромагнитные контуры были макси-
мально развязаны.
В процессе разработки конструкции
планера ОК, электрических схем, систем и
приборов и компоновки компонентов оценка
ЭМС и контроль за выполнением требований
проводились постоянно.
При разработке электрических схем ОК
наиболее внимательно рассматривались
вопросы заземления, экранирования и
изоляции, а также требование достижения
“благоприятной” совместимости по цепям
питания. С целью гарантированного
уменьшения взаимовлияния по цепям
питания в схему системы распределения и
коммутации введены блоки фильтров.
Для снижения уровня помех от стекания
статического электричества с корпуса ОК
потребовалась разработка и изготовление
нетрадиционных разрядников, которые спо-
собны функционировать в условиях высоких
температур.
Был проведен анализ влияния на
приемные устройства электромагнитных по-
лей, создаваемых радиоизлучающей аппара-
турой. В результате было определено опти-
мальное расположение антенн (более 40)
радиоизлучающего и радиоприемного обору-
дования.
Для оценки влияния на работу элект-
ронного оборудования напряжений, наведен-
ных в кабельной сети электромагнитными
импульсами молнии, проведен расчет их
уровней по методикам Летно-испытательного
института (ЛИИ). По результатам оценки в
некоторых случаях были приняты меры по
уменьшению этого влияния. В дальнейшем
предполагалось экспериментальное получе-
ние параметров наводимых напряжений в
процессе испытаний на базе ЛИИ специально
подготовленного для этих целей аналога ОК.
Вся документация, разрабатываемая в
НПО “Молния” и смежных предприятиях,
подвергалась экспертизе лабораторией ЭМС
и согласованию с лабораторией металли-
зации. Этими же лабораториями проводился
контроль соблюдения соответствующих тре-
бований в процессе изготовления систем и
планера с составлением протоколов и актов,
удостоверяющих качество выполненных
работ.
Специальные испытания
Для подтверждения соответствия обору-
дования требованиям по ЭМС были
проведены специальные испытания, в том
числе:
•	автономные испытания отдельных при-
боров и систем;
•	автономные и комплексные в составе
полноразмерного стенда оборудования;
•	комплексные испытания в составе аналога
ОК (изделие 002);
•	испытания оборудования на комплексном
стецде КС-003.
Автономные испытания проводились
предприятиями-разработчиками оборудова-
ния перед установкой его на планер с
оформлением заключения о пригодности по
электромагнитной совместимости.
222
Окончательное заключение по ЭМС
принималось по результатам комплексных
испытаний на аналоге 002 и комплексном
стевде КС-003. Благодаря мерам по обеспе-
чению ЭМС, принятым при разработке и
изготовлении оборудования и планера в
целом, результаты комплексных испытаний
подтвердили совместимость оборудования на
всех этапах функционирования.
Работы по ЭМС и защите от атмо-
сферного электричества проводились под
техническим руководством П.А.Савина и
В.И.Ковалева. Основными испытателями
были В.П.Кондрашов, В.Н. Головатенко,
И.Н.Корноухов, С.П.Поленов и другие.
Выводы
Результаты проведенных НПО “Молния”
работ по обеспечению ЭМС обо-
рудования планера ОК “Буран” позволяют
сделать следующие выводы:
•	целесообразно проанализировать материа-
лы, полученные при отработке ЭМС, и на их
базе создать документы в виде руководств
или методик;
•	применение в конструкции летательных
аппаратов неметаллических материалов
потребует разработки новых требований по
ЭМС и защите от атмосферного электри-
чества и плазмы;
•	полученный опыт может быть использован
при создании других летательных аппаратов,
в частности перспективных авиационно-
космических систем.
Литература
1. Кербер Л.Л. Компоновка оборудования на
самолетах. - М.: Машиностроение, 1976.
2. Erickson S.A. Прогнозирование электромаг-
нитной обстановки на борту космического
корабля. Rockwell International.
223
УДК 629.782.054:621.396.67
ОСОБЕННОСТИ УСТАНОВКИ АНТЕНН НА ОРБИТАЛЬНОМ
КОРАБЛЕ “БУРАН”
В.А. Корнилов
Рассмотрены особенности установки антенн на
орбитальном корабле(ОК) “Буран”. Приведены резуль-
таты отработки. Предложены меры по устранению
выявленных недостатков.
Применение на “Буране” разнообразных
радиоэлектронных систем и комплек-
сов, работающих в широком диапазоне час-
тот (СМ, ДМ, УКВ), потребовало решения
ряда сложных задач по размещению и уста-
новке более 40 различных по конструкции,
габаритам и функциональному назначению
антенн.
Антенны должны обеспечить нормальное
функционирование бортового радиотехничес-
кого и телевизионного комплексов, системы
бортовых измерений и радиосредств системы
управления движением. Необходимость сох-
ранения аэродинамических обводов планера
ОК и обеспечения работоспособности антенн
при и после воздействия высоких температур,
возникающих на поверхности при аэроди-
намическом нагреве на участке спуска, обус-
ловило применение антенн невыступающего
типа, работающих под теплозащитным пок-
рытием. При разработке конструкции пла-
нера предусматривалась установка антенн в
процессе сборки ОК.
Отсутствие опыта разработки и эксплуа-
тации антенн при такой установке и необхо-
димость безусловного обеспечения высокого
качества их характеристик потребовали про-
ведения большого объема эксперименталь-
ных работ.
Предварительная отработка и настройка
антенн проводились их разработчиками на
специальных панелях, имитирующих отдель-
ные фрагменты корпуса ОК с теплозащит-
ным покрытием и установочными местами.
Проведенные работы подтвердили соот-
ветствие характеристик всех антенн заданным
требованиям, за исключением антенн радио-
маячной системы, работающей в двухсан-
тиметровом диапазоне. В данном случае было
обнаружено влияние теплозащитного покры-
тия на диаграмму направленности антенны.
На этой частоте излучения, кратной толщине
теплозащитного покрытия, имела место
интерференция радиоволны, что приводило к
многочисленным провалам и изрезанности
диаграммы направленности.
По результатам теоретических и экспе-
риментальных исследований было принято
решение о нанесении дополнительного пок-
рытия из углепластика толщиной 4 мм на
металлическую поверхность корпуса планера
в районе установки антенны РМС. Данное
покрытие обеспечило поглощение переотра-
женных радиоволн и за счет этого исключило
дефекты диаграмм направленности.
Опыт создания бортовых систем и их
установки на ОК “Буран” может быть ис-
пользован при проектировании авиационно-
космических систем.
Существенный вклад в решение проблем
установки бортовых антенн внесли
работники НПО “Молния” В.Н. Вишнев и
В.И. Кулаков.
224
УДК 629.782.064
ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ
В. И. Саенко
Изложены проблемы и пути их решения, возникшие в
процессе создания вспомогательной силовой установки,
обеспечивающей энергетикой органы аэродинамического
управления и шасси орбитального корабля.
Нобходимость создания вспомогатель-
ной энергетической установки (ВСУ) -
источника энергии для силовых приводов в
системе управления аэродинамическими по-
верхностями орбитального корабля (ОК) при
планирующем спуске с орбиты и посадке -
возникла практически одновременно в СССР
и США в связи с разработкой многоразовых
транспортных космических систем “Энергия”
- “Буран” и “Спейс Шаттл”.
В соответствии с требованиями надежно-
сти на ОК “Буран” применена трехканальная
гидросистема (ГС). В каждом из ее каналов
установлена одна ВСУ, которая снабжает
энергией насосы, создающие необходимое для
управления ОК в полете рабочее давление
жидкости. При отказе одного или двух
каналов ВСУ-ГС логика управления преду-
сматривает переключение потребителей на
работающий канал, который должен обес-
печить безопасный спуск с орбиты и посадку
ОК.
Основными требованиями к ВСУ были:
•	развиваемая мощность до 105 кВт при гра-
диенте изменения ее до 670 кВт/с;
•	высокий уровень надежности и пожаро-
взрывобезопасности;
•	ресурс до 100 полетов;
•	минимальная масса;
•	другие требования.
В результате исследований, проведенных
совместно с ведущими институтами, была
выбрана газотурбинная ВСУ, работающая на
ракетном топливе и состоящая из ракетно-
турбовального двигателя (РТВД), топливной
системы (ТБ) и блока автоматики.
При создании ВСУ потребовалось ре-
шить ряд научно-технических проблем, в том
числе:
•	выбор энергетически выгодного топлива;
•	создание оптимальной конструктивной схе-
мы, принципиальной схемы питания топли-
вом и термостатирования;
•	обеспечение надежного топливозабора;
•	обеспечение пожаровзрывобезопасности;
•	обеспечение многоразовости применения и
безопасности обслуживания;
•	разработка комплекса методик и программ
исследования и экспериментальной отработ-
ки ВСУ, включая совместную отработку ВСУ
и гидрокомплекса на огневом стевде.
При решении указанных проблем исполь-
зовался опыт создания энергетических уста-
новок существующих ракетно-космических
систем, а также имевшаяся информация по
аналогичным работам по ВСУ для системы
“Спейс Шаттл”.
При оптимизации топлива в качестве
основных критериев принимались:
•	удельный расход;
•	токсичность топлива;
•	наличие твердой фазы в продуктах горения
(разложения);
•	сложность обслуживания топливной сис-
темы;
•	другие критерии.
Кроме того, учитывалась возможность
регулирования оборотов РТВД путем импу-
льсной подачи топлива (рис. 1) как наиболее
экономичной, что подтверждено совместны-
ми исследованиями с ЦИАМ.
225
Рис. 1. Конструктивная схема РТВД
При анализе были рассмотрены следую-
щие топлива: оксид + циклин; аммиак (NH3)
+ закись азота (N2O); перекись водорода
(Н2О2) и гидразин (NH4).
В качестве топлива, наиболее полно отве-
чающего поставленным требованиям, был
выбран гидразин с разложением его в ката-
литическом реакторе.
Для определения требуемого запаса топ-
лива была разработана расчетная модель,
учитывающая расход рабочей гидрожидкости
канала ГС, который необходим для отклоне-
ния аэродинамических органов управления
ОК, потери в агрегатах ГС, а также потреб-
ляемую мощность ВСУ.
Угловые положения рулевых поверхно-
стей определялись на основе математическо-
го моделирования спуска ОК. При этом
учитывались предельные характеристики
агрегатов ГС и РТВД, а расчеты производи-
лись для наиболее нагруженной траектории.
Выбор конструктивной схемы ВСУ
При выборе конструктивной схемы
вспомогательной силовой установки
орбитального корабля “Буран” рассмотрены
различные варианты, в том числе и вариант
ВСУ “Спейс Шаттла”. В результате анализа
принято:
•	выполнение каждой ВСУ в ваде двух
блоков (РТВД и ТБ), расположенных по бор-
там хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ), и
блока автоматики в приборном отсеке ХЧФ
(рис. 2);
•	раздельное размещение ВСУ по бортам
ХЧФ: 2 - по левому борту и 1 - на правом
борту (рис. 3);
•	стационарное размещение на борту всех
трех ВСУ (монтаж их производится в
процессе изготовления ОК, и в ходе эксплуа-
тации они с борта не снимаются).
Рис. 2. ВСУ, установленная на механической раме
226
КЗ
Рис. 3. Схема установки ВСУ на борту ОК
Такая конструктивная схема ВСУ прин-
ципиально отличается от принятой в “Спейс
Шаттле”, в котором рассредоточение агрега-
тов ВСУ по ХЧФ оказалось не очень удач-
ным.
Применение в качестве топлива гидра-
зина требует поддержания температурного
режима в диапазоне + 5...50°С для всех
агрегатов, контактирующих с ним в процессе
работы.
Основная проблема при выборе ВСУ
заключалась в том, что окружающая среда
изменяет температуру в диапазоне от - 120 до
+ 160°С. Была выбрана выгодная с точки
зрения управления и массы электрическая
система с резисторными нагревателями,
обладающими высокой степенью надежности,
в комбинации с пассивными средствами,
представляющими собой термочехол из 25
слоев вакуумной изоляции и термосопро-
тивлений в узлах подвески агрегатов.
При выборе принципиальной схемы по-
дачи топлива основное внимание обраща-
лось на обеспечение надежности и безопас-
ности при удовлетворительных массовых
характеристиках. В результате был принят
вариант с вытеснительной подачей как
наиболее полно удовлетворяющий выше-
названным требованиям при приемлемых
массовых характеристиках.
Принципиальная схема отлична от схемы
ВСУ “Спейс Шаттл”, где применена насосная
система подачи, обеспечивающая несколько
меньшие удельные расходы топлива, но обла-
дающая более низкими уровнями надежности
и пожаровзрывобезопасности.
Проблема обеспечения забора топлива на
всех участках полета ОК - при выведении, на
орбите ИСЗ, спуске и посадке - оказалась
весьма сложной из-за широкого диапазона
действующих на ОК перегрузок от невесо-
мости до ±3g по всем осям. Были проанали-
зированы существующие и перспективные
системы забора, включая вытеснительные с
мягким и жестким разделителями, центро-
бежные, инерционные, систему забора на
ВСУ “Спейс Шаттла” и др. В качестве
критериев для оценки рассматривались
обеспечение подачи топлива в двигатель без
газовых включений, минимальная масса,
многоразовость и технологичность. В ре-
зультате комплексной оценки была пред-
ложена комбинированная схема забора топ-
лива, состоящая из капиллярной системы
227
забора топлива на орбитальном участке и
инерционной системы с гибким заборником и
отсеком отрицательных перегрузок для
подачи топлива на участках выведения,
спуска и посадки. Система успешно прошла
экспериментальную отработку на стендах, на
летающей лаборатории ЛЛ-76К и центрифуге
ЦФ-18, имеет минимальную массу и обеспе-
чивает многоразовое применение.
Проблема пожаровзрывобезопасности
(ПВБ) решалась по трем направлениям:
• конструктивными мероприятиями (свар-
ные стыки, изолирующий кожух);
•	продувкой кожуха газообразным азотом
при спуске с высоты 30 км, при заправке и
сливе;
•	соблюдением требований инструкций по
работе с ВСУ, гидразином и объектами
котлонадзора.
Система ПВБ успешно прошла экспе-
риментальную проверку с имитацией пролива
гидразина и поджига. Техническое решение
проблемы ПВБ признано изобретением и
защищено авторским свидетельством. Идеи,
заложенные в ПВБ, перспективны и находят
применение в новых разработках.
Многоразовость
Существующий опыт применения в
ракетно-космической технике энергети-
ческих установок на химически активных
топливах не обеспечивает выполнения тре-
бований многоразовости, а именно:
•	проведение предполетного, межполетного и
послеполетного обслуживания за минималь-
ное время без демонтажа с объекта;
•	удаление остатков топлива после полета с
доведением концентрации до безопасной;
•	наличие специализированных средств для
проведения всего комплекса работ по обслу-
живанию ВСУ в составе объекта.
Поэтому при создании ВСУ эта пробле-
ма решалась нетрадиционно.
Совместно с отраслевыми институтами
были определены основные критерии под-
тверждения многоразовости, в том числе
вновь разрабатываемых агрегатов автома-
тики. Кроме того, была решена проблема
удаления остатков топлива после полета
методом термовакуумного циклического воз-
действия на внутренние полости ВСУ,
проведены исследования и отработка комп-
лекса оборудования и методик по техниче-
скому обслуживанию ВСУ в составе ОК без
демонтажа. Проведенная экспериментальная
отработка и работа с ВСУ при подготовке к
первому полету, при вынужденной задержке
полета и послеполетном обслуживании под-
твердили правильность принятых решений и
перспективность их для будущих разработок.
Экспериментальная отработка
Важный этап в создании энергетической
установки, особенно вновь разрабаты-
ваемой, - подтверждение заданных в ТЗ
требований при экспериментальной отработ-
ке. Задача решалась с привлечением ведущих
отраслевых исследовательских институтов
страны: ЦИАМ, ГИПХ, ЛИИ, ВИАМ,
институтов заказчика и др. В результате
совместной работы был разработан принцип
построения программ экспериментальной
отработки, обеспечения надежности и
безопасности. Был выполнен целый ряд
уникальных исследований на специальных
установках:
•	импульсной системы регулирования дви-
гателя в ЦИАМ;
•	реактора и многоразовых циклов заправки,
слива и нейтрализации топлива в ГИПХ;
•	работоспособности капиллярной системы
забора топлива в условиях невесомости на
летающей лаборатории ЛЛ-76К и инерцион-
ной системы забора на центрифуге ЦФ-18 в
Центре подготовки космонавтов (рис. 4).
Рис. 4. Установка для исследования системы
забора в условиях невесомости и знакопеременных
перегрузок на Ил-76К и центрифуге ЦФ-18
Проведена отработка пожаровзрывобе-
зопасности с имитацией пролива гидразина
на работающей ВСУ и с инициированием
поджига электрической искрой, исследование
условий возникновения факела на выхлопе из
патрубка ВСУ в НИИхиммаш и др.
228
Рис. 5. Специализированный участок сборки ВСУ в опытном производстве НПО “Молния”
Рис. 6. Комплексная бригада по ВСУ после
предстартовой проверки 13 ноября 1988 года
Для совместной отработки ВСУ с гидро-
комплексом была создана специальная
установка, имитирующая полетную загрузку
ВСУ, которая признана изобретением и
защищена авторским свидетельством. С це-
лью обеспечения высокого качества изго-
товления и сборки ВСУ на опытном заводе
было организовано специализированное про-
изводство (рис. 5).
Большинство указанных работ выполне-
ны в стране впервые и представляют значи-
тельный интерес для перспективных разра-
боток энергетических установок орбиталь-
ных кораблей, самолетов и др.
Правильность принятых технических
решений подтверждена результатами экспе-
риментальной отработки и безотказной
работой всех трех ВСУ в первом полете ОК
“Буран” (рис. 6).
Проведенный анализ параметров систем
и агрегатов ВСУ после полета показал их
стабильность от сдаточных заводских испы-
таний до завершения полета.
Расход топлива в полете был меньше
расчетного, что объясняется тем, что в
расчетах были приняты предельные значения
характеристик РТВД и агрегатов ГС.
229
Выводы
Проведенные научные и эксперименталь-
ные исследования дали следующие
результаты:
1.	Впервые в стране создана многоразовая
космическая энергетическая установка мощ-
ностью 105 кВт, работающая на ракетном
топливе. Она успешно прошла эксперимен-
тальную отработку и безотказно работала в
первом полете ОК “Буран”.
2.	В процессе создания ВСУ разработаны и
внедрены следующие перспективные решения:
• конструктивная схема;
•	схема обслуживания и комплекс наземного
оборудования, обеспечивающие многоразовое
обслуживание энергетической установки на
химически активном топливе в составе ОК;
•	многоразовая комбинированная система
забора топлива для работы в условиях
невесомости и при действии значительных
знакопеременных перегрузок.
3.	Создан комплекс стендов, разработаны
математические модели, методики и про-
граммы для экспериментальной отработки
многоразовой космической энергетической
установки.
4.	Разработана, отработана и внедрена мето-
дика удаления химически активных остатков
топлива из внутренних полостей топливной
системы, обеспечивающая требуемую много-
разовость.
5.	Решена научно-техническая задача имита-
ции полетной загрузки энергетической уста-
новки при стендовой отработке с помощью
стенда-имитатора гидросистемы, работаю-
щего по заданной программе.
6.	Определены основные направления улуч-
шения характеристик ВСУ для будущих
разработок в направлении повышения эконо-
мичности и экологической безопасности.
7.	Результаты разработки используются в
проекте перспективной АКС и могут найти
применение при разработке энергетических
источников и двигательных установок вновь
создаваемых ракетно-космических систем, са-
молетов, глубоководных аппаратов и других
изделий и систем, где требуются надежные и
компактные автономные источники энергии.
Необходимо отметить, что указанные
выше проблемы не были бы решены без
привлечения знаний, опыта и таланта таких
специалистов-разработчиков, как Ю.П.Фать-
ков и А.В.Иевлев (НПО “Молния”); Ю.П.
Марчуков и А.Д.Сынгаевский (НПО “Са-
турн”); А.В.Картавченко и В.М. Григорьев
(ГИПХ); Д.А.Огородников, К.Н.Шестаков и
А.Н.Гулиенко (ЦИАМ); Г.С.Говаренко и
Э.Ф.Москаленко (КБ “Электроприбор”); ис-
пытателей В.М.Роселова и В.И.Гайдукова
(НИИхиммаш) и производственников А.С.
Башилова, Ю.В. Матвейкина и В.И.Зозулова,
без инициативы и энергии которых не были
бы реализованы все идеи конструкторов и
многих сотен работников указанных органи-
заций.
230
УДК 629.782.064
ГИДРОСИСТЕМА И ПРИВОДА
Н.Л. Фомин
В статье дано описание схемы и работы
гидросистемы и рулевых приводов, показано отличие
требований к гидросистеме и приводам в связи с
особенностями полета орбитального корабля по
сравнению с обычными самолетами, описана их
структура и принципы работы.
Для управления аэродинамическими руле-
выми поверхностями на орбитальном
корабле (ОК) используются следящие рулевые
привода с дроссельным регулированием, а
для обеспечения этих приводов гидравличе-
ской энергией применяется гидросистема.
Гидросистема и привода работают как при
выведении ОК на орбиту, так и при спуске с
орбиты и посадке.
При выведении гидросистема и привода
работают в дежурном режиме, обеспечивая
возможность управления ОК в случае ава-
рийного спуска при возникновении нештат-
ных ситуаций.
Отличие аэродинамической компоновки
ОК от обычных самолетов - наличие кроме
традиционных органов управления (элевоны
и руль направления) специальных - балан-
сировочного щитка (БЩ) и воздушного
тормоза (ВТ).
Воздушный тормоз на “Буране” конст-
руктивно выполнен в виде расщепляющегося
руля направления, имеющего с ним общий
привод (привод руля направления - воздуш-
ного тормоза).
Одна из главных особенностей ОК сос-
тоит в том, что к точности управления его
движением предъявляются очень высокие
требования. Из этого вытекает главное
требование к гидросистеме и приводам -
обеспечить постоянство преодолеваемого
приводами шарнирного момента на органах
аэродинамического управления при любых
возможных отказах.
Допускается лишь снижение располагае-
мой скорости приводов. Требование надеж-
ности диктует необходимость сохранения
работоспособности при любых двух отказах в
системах. При этом гидросистема и привода
должны работать как в условиях вакуума и
пониженных температур на орбите, так и при
повышенных температурах при спуске.
Проблема выбора структурной схемы
гидросистемы и приводов
Выбор структурных схем гидросистемы и
приводов - одна из первых задач,
решаемых при их разработке. Основу разра-
ботки структуры составляет выбор коли-
чества независимых каналов гидросистемы,
числа камер (каналов) приводов (много-
камерный или однокамерный) и определение
логики связи между каналами гидросистемы
и камерами приводов при обеспечении
минимальной массы систем и требуемом
уровне надежности и безопасности.
При выборе структуры гидросистемы и
приводов в качестве прототипа были
рассмотрены схемы тяжелых самолетов. В
них наибольшее распространение имела четы-
рехканальная гидросистема (ГС) с четырех-
камерными приводами органов аэродинами-
ческого управления, в которой каждая камера
привода запитывается от своего канала ГС.
При отказе двух каналов ГС не работают
две из четырех камер приводов и,
следовательно, развиваемый ими распола-
гаемый шарнирный момент составляет поло-
вину максимального. Для обычного самолета
такое снижение допустимо, так как самолет
может перейти на другой режим полета, где
231
требуется меньший располагаемый шарнир-
ный момент на рулях. Подобная схема была
разработана, изготовлена и испытана на
самолете Ту-144.
Однако, исходя из требований к
приводам орбитального корабля, снижение
располагаемого шарнирного момента недопу-
стимо. Поэтому, чтобы использовать четы-
рехканальную структуру, необходимо при-
менить привода, а следовательно, и гидро-
систему удвоенной мощности, что привело
бы к значительному увеличению массы.
После всестороннего анализа различных
вариантов была предложена схема привода с
однокамерным цилиндром и переключателем
каналов гидросистемы. Применение такого
привода обеспечивает постоянство распола-
гаемого шарнирного момента при любом
числе работающих каналов гидросистемы.
Масса приводов при этом получается
минимальной.
Переключатель каналов гидросистемы
Выбор этой схемы привода потребовал
разработки надежного переключателя
нескольких (не менее трех) каналов ГС,
рассчитанного на большие расходы рабочей
жидкости с очень малыми перетечками между
каналами как при работающей гидросистеме,
так и при нахождении на орбите в нерабо-
тающем состоянии.
Переключатель каналов гидросистемы
является важнейшим элементом привода, от
безотказной работы которого зависит работа
всей структуры. Поэтому было обращено
большое внимание на отработку и доводку
этого элемента.
Другой проблемой было обеспечить
высокую надежность привода, исключающую
его разгерметизацию за переключателем
каналов. В результате проведения большого
числа проектно-конструкторских и экспери-
ментальных работ эти проблемы были
решены.
Определение числа каналов гидросистемы
Вторым вопросом синтеза структуры был
выбор числа каналов гидросистемы.
Структура гидросистемы определяется сте-
пенью резервирования ее элементов, которая,
в свою очередь, зависит от требований обес-
печения безопасности полета ОК.
Поскольку система должна быть двух-
отказной, число каналов должно быть не
менее трех.
Сравним характеристики трех- и четы-
рехканальных вариантов гидросистем по
установочной мощности. В четырехканаль-
ной гидросистеме нормальное функциони-
рование приводов должно обеспечиваться
при отказе двух каналов. Поэтому уста-
новочная мощность четырехканальной ГС
должна составлять 200% номинальной.
Соответственно для трехканальной ГС,
рассчитанной на два отказа, установочная
мощность должна составлять 300% от
номинальной. Отсюда следует, что устано-
вочная мощность четырехканальной гидро-
системы меньше, чем у трехканального
варианта, в 1,5 раза.
Можно считать, что для одного и того же
ОК с теми же потребителями масса гидро-
системы пропорциональна ее установочной
мощности и, следовательно, четырехка-
нальный вариант гидросистемы может быть
легче. Однако, в отличие от обычного
самолета, имеющего маршевые двигатели, в
“Буране”, совершающем бездвигательную
посадку, насосы приводятся во вращение от
вспомогательной силовой установки (ВСУ),
использующей в качестве двигателя газовую
турбину. Как известно, массы таких ВСУ в
малой степени зависят от развиваемой
мощности (в требуемом диапазоне).
Анализ показал, что применение четвер-
той ВСУ (при четырехканальной гидро-
системе) привело бы к увеличению суммарной
массы ГС и ВСУ. В результате была принята
трехканальная гидросистема.
Структурная схема гидросистемы
орбитального корабля “Буран”
Работа над структурой гидросистемы и
приводов показала, что существующие
привода не соответствуют предъявляй ым к
ним техническим требованиям и условиям
эксплуатации, в связи с чем были разра-
ботаны и использованы на “Буране” привода
оригинальной конструкции.
Структурная схема гидросистемы и
приводов представлена на рисунке.
Как видно из рисунка, для орбитального
самолета были использованы привода двух
типов:
•	поступательные привода элевонов;
•	вращательные привода руля направления -
воздушного тормоза (PH-ВТ) и баланси-
ровочного щитка (БЩ).
Выбор типа привода определялся компо-
новочными требованиями.
Привода поступательного типа (см.
рисунок) выполнены с одним силовым
232
Структурная схема гидросистемы и приводов
цилиндром I и силовым золотником 2,
который получает питание от гидросистемы
через переключатель 3 ее каналов и под-
ключает к приводу исправный канал гидро-
системы вместо отказавшего. Этим обеспе-
чивается постоянство развиваемого шарнир-
ного момента. Четырехканальная' управляю-
щая часть привода 4 также запитывается
через переключатель 3.
Привод PH-ВТ вращательного типа,
выполнен в виде единого агрегата, имеющего
два канала - руля направления и воздушного
тормоза. Каждый канал привода приводится
во вращение от трех гидромоторов 5, под-
ключенных через силовые золотники 6 к ка-
налам гидросистемы.
Сложение скоростей вращения гидро-
моторов производится на двух дифферен-
циальных редукторах 7, обеспечивающих на
выходе постоянный момент, независимо от
числа функционирующих каналов ГС. Далее
вращение передается на суммирующий
редуктор 8, в котором движения руля на-
правления и воздушного тормоза склады-
ваются и преобразуются в перемещения
створок аэродинамических поверхностей РН-
ВТ. Движение от суммирующего редуктора к
створкам PH-ВТ передается через силовые
редукторы 11.
Четырехканальные управляющие части 9
приводов работают аналогично приводу
элевонов и получают питание через спе-
циальный переключатель каналов гидро-
системы 10.
Привод балансировочного щитка
релейно-следящий, вращательного типа - по-
строен в своей силовой части аналогично
приводу PH-ВТ. Вращение от привода БЩ
передается аэродинамической поверхности
БЩ через силовой редуктор 12.
Выходные элементы силовых редукторов
служат одновременно и узлами крепления
аэродинамических поверхностей.
Ограничение скорости приводов и алгоритм
распределения гидропитания
Для снижения расхода рабочей жидкости,
потребляемой приводами, введено
ограничение скорости их выходного звена по
градиенту нарастания входного сигнала от
системы управления. Поэтому во всем
диапазоне малых, средних и помогающих
нагрузок скорость привода постоянна и
начинает снижаться при больших нагрузках.
Ограничение скорости меняется в
зависимости от числа исправных каналов
гидросистемы. При безотказной работе или
233
при отказе одного канала ограничение
скорости выходного звена каждого привода
остается постоянным, а при двух отказавших
каналах скорость снижается до 60% (от ско-
рости при исправно работающих каналах).
Ввиду необходимости сохранения распо-
лагаемого усилия или момента на выходных
звеньях приводов падение давления в каналах
гидросистемы недопустимо. Это может воз-
никнуть, когда требуемый расход рабочей
жидкости в гидросистеме превысит распо-
лагаемый.
Для обеспечения постоянства разви-
ваемого приводом усилия в систему управ-
ления (СУ) был введен специальный алгоритм
распределения гидропитания приводов, ис-
пользующий приоритет функционирования
органов аэродинамического управления.
Количество алгоритмов соответствует трем
состояниям гидросистемы:
•	нормальное - работают три канала гидро-
системы;
•	отказ одного канала гидросистемы;
•	отказ двух каналов гидросистемы;
Приоритет реализуется следующим обра-
зом. При отказе каналов гидросистемы распо-
лагаемого расхода (мощности гидросистемы)
становится недостаточно для одновременной
работы всех приводов. Известно, что расход
рабочей жидкости, потребляемый приводом,
практически прямо пропорционален скорости
движения привода. Поэтому на каждом такте
работы БЦВМ СУ рассчитывается требуемая
скорость движения приводов, а соответ-
ственно и требуемый расход рабочей жид-
кости, и если он превышает располагаемый,
то управляющий сигнал подается на приводы
последовательно, в порядке значимости орга-
на аэродинамического управления.
Первым рассчитывается требуемый рас-
ход на элевоны и разность между распо-
лагаемым и требуемым расходами. Если эта
разность положительна, СУ рассчитывает
скорость движения руля направления и, далее,
воздушного тормоза и балансировочного
щитка. Те приводы, для которых не хватает
располагаемого расхода, срабатывают на
последующих тактах работы СУ.
Влияние температурных режимов на работу
гидросистемы и приводов
На орбитальном участке полета при
неработающей гидросистеме ОК
сильно охлаждается. Для поддержания необ-
ходимой температуры применяется как тепло-
изоляция агрегатов и трубопроводов гидро-
системы, так и прокачка теплой рабочей
жидкости дополнительными насосами малой
мощности. Подогрев рабочей жидкости
обеспечивается специальными теплообменни-
ками, использующими тепло, выделяемое в
приборном отсеке.
При работе гидросистемы на спуске
выделяется значительное количество тепла.
Для съема тепла в каждом канале установ-
лены испарительные теплообменники.
Заключение
Все рассмотренные технические решения,
реализованные в структуре гидро-
системы и приводов (применение одно-
камерных приводов с переключателем
каналов гидросистемы, ограничение скорости
привода, введение приоритета работы
приводов, прокачка рабочей жидкости)
имеют принципиальную новизну и могут
найти применение в разработках орби-
тальных самолетов следующего поколения.
При этом для обеспечения минимального
энергопотребления целесообразно перейти к
автономным рулевым приводам с объемным
регулированием, сохранив принципы, исполь-
зованные на “Буране”.
Разработка и создание таких приводов и
гидросистемы для обеспечения их энергией
для условий работы при экстремальных
внешних воздействиях представляло сложную
техническую проблему и потребовало
напряженного труда больших коллективов
как в НПО “Молния”, так и в других научно-
исследовательских институтах и проектных
организациях.
Основными разработчиками были: НПО
“Молния” (А.А.Крюков, Е.И.Шавель, Г.Ф.
Скиндер, В.В.Пичков, И.М.Янкин); ЦАГИ
(Ю.А.Борис); АЗ “Рубин” (Главный конструк-
тор И.И.Зверев, разработчики К.М.Швейкус,
Е.С.Верле, Э.П.Сулла, С.С.Коконин, А.Н.
Певзнер, М.И.Бершанский); ММКБ “Роди-
на” (Главный конструктор М.П.Селиванов,
разработчики В.С.Шаповаленко, В.М.Под-
шивалов) и ПМЗ “Восход” (Главный кон-
структор Ю.А.Парменов, разработчики А.В.
Амбарников, В.И.Тычкин).
234
УДК 629.782.042
КАБИНА
В.А. Федотов, В.К. Новиков
Излагаются проблемы создания, впервые в стране,
прочного высокогерметичного корпуса модуля кабины
экипажа (МК) орбитального корабля (ОК) “Буран”
(сварного из алюминиевого сплава 1201-Т1) для разме-
щения в нем элементов оборудования и средств, обеспе-
чивающих выполнение как автоматической, так и управ-
ляемой экипажем посадки “по-самолетному ” при возвра-
щении с орбиты на Землю. Рассмотрены вопросы опти-
мизации компоновки, применения новых конструкторс-
ких и технологических решений при разработке и изго-
товлении МК, систем ОК, использования методов их
испытаний на прочность и герметичность на специально
созданных натурных макетах, полностью удовлетво-
ряющих всем требованиям космической технологии.
Кабина экипажа ОК представляет собой
герметичный модуль (МК), помещен-
ный в носовой части фюзеляжа (НЧФ). От
воздействия аэродинамических нагрузок и
нагрева конструкция модуля защищена по-
верхностью фюзеляжа. Оболочка модуля (из
сплава 1201-Т1) имеет сложную форму усечен-
ного конуса с плоскими участками в зоне
остекления и с криволинейным передним и
плоским задним днищами.
Внутренними горизонтальными полами
МК разделен на три отсека: командный,
бытовой и агрегатный. В силовую конструк-
цию оболочки МК включены подкрепляющие
элементы - шпангоуты, стрингеры, окантов-
ки люков, связи с внутренними полами.
Модуль соединен с каркасом носовой части
фюзеляжа стыковочными узлами и распор-
ными стержнями (в плоскости полов) (рис. 1).
При компоновке кабины возникли про-
блемы, связанные с необычными условиями
эксплуатации и с новизной конструктивного
облика: МК предназначался как для бес-
пилотного, так и пилотируемого полета орби-
тального корабля, и, кроме того, для исполь-
зования в аналоге ОК, на котором отраба-
тывалась автоматическая посадка при воз-
вращении на Землю. Различия в оборудова-
нии кабины и в размещении членов экипажа,
решающих разные задачи в орбитальном и
атмосферном полетах, сделало весьма слож-
ным выбор оптимальной компоновки каби-
ны, удовлетворяющей всем требованиям, с
минимальными изменениями от варианта к
варианту. Главная роль при этом отводилась
пилотируемому полету.
Сложную проблему представляло созда-
ние прочной, герметичной конструкции моду-
ля минимального веса. Плотная компоновка
размещаемого оборудования и рабочих мест
экипажа должна была сочетаться с рацио-
нальным расположением оптимальных (по
критерию минимальной массы) конструктив-
ных элементов, включенных в общую сило-
вую схему оболочки, а также воспринимаю-
щих местные нагрузки.
235
12	34	5678 S 10 ’ II 12	13
Рис. 1. Общий вид кабины:
отсеки МК - 1 - командный, 19 - бытовой, 31 - агрегатный; приборные отсеки - 21, 27, 32;
отсек АСУ - 23; блоки, оборудования - 4, 10, 11; пульты - 3,5, 16; кресла - 6-пилота,
8 - бортинженера, 13 - специалиста, 14 - командира; иллюминаторы - 9 - верхние, 12 - задний;
люки - 18 - переходной, 22 - входной, 28 - в агрегатный отсек; платы - 17 - гермоплаты,
35 - перестыковочные; укладки - 29,30; распредустройства - 33,34; буфет - 26;
огнетушитель -15; воздуховод - 24; приборная доска - 2; клапан разгерметизации - 7;
шкафы - 20; холодильно-сушильный агрегат - 25
Помимо требований обеспечения проч-
ности конструкция сварной оболочки должна
удовлетворять нормативным требованиям по
герметичности во всех условиях эксплуатации
при жестком инструментальном контроле.
Проблемы возникли и при изготовлении
сварной конструкции оболочки сложной фор-
мы из алюминиевого сплава.
Основную трудность представляла не-
обходимость полностью автоматической
сварки с обязательным исключением из тех-
нологического процесса механической правки
и ручной доработки свариваемых кромок.
Эта сложная задача была принципиально
новой для отечественной авиационно-косми-
ческой технологии.
Проблемы компоновки решались хорошо
освоенным в авиационной промышленности
методом последовательной отработки прое-
ктной документации на натурных макетах.
На макетах уточнялось распределение обору-
дования и мест для экипажа по всем трем
отсекам. Первым отрабатывалось размеще-
ние экипажа, электрооборудования, бортовой
кабельной сети и трубопроводов различного
назначения (включая многочисленные герме-
236
тинные переходники на переднем и заднем
днищах). Всего было обеспечено размещение
от двух до десяти членов экипажа и раз-
личного оборудования общей массой до Ют.
В командном отсеке в передней зоне
скомпоновано два рабочих места с креслами,
пультами и приборными досками с учетом
требований авиационных стандартов к управ-
лению ОК и кораблем-аналогом. У задней
стенки командного отсека предусмотрено два
рабочих места для работы с оборудованием
во время орбитального полета и два кресла
для специалистов (рис. 2). Все оборудование
распределено между командным, бытовым и
агрегатным отсеками МК.
В бытовом отсеке размещено шесть
кресел для дополнительных членов экипажа,
шлюзовая камера, приборы, спальные места
экипажа, ассенизационно-санитарная уста-
новка, буфет с рационами питания, устрой-
ства вентиляции МК, сбора отходов жизне-
деятельности и многое другое (рис. 3). На вне-
шней поверхности МК устанавливалась теп-
лоизоляция. В агрегатном отсеке (рис. 4) раз-
мещались крупногабаритные блоки средств
обеспечения жизнедеятельности.
После решения об установке на первых
двух рабочих местах катапультных кресел с
комплексом средств аварийного покидания
трудным оказалось обеспечение удобной по-
садки членов экипажа в скафандрах в ката-
пультные кресла и быстрого покидания ими
МК в горизонтальном и вертикальном поло-
жении, а также выполнение ряда эргономи-
ческих требований по внешнему обзору и
обзору пультов, приборных досок, по дося-
гаемости рукояток управления (рис. 5).
Было создано 3 макета командного отсе-
ка и 5 макетов полного модуля различного
назначения. Макеты командного отсека были
переданы соразработчикам оборудования.
Макет МК-1КА, состоящий из модуля и
макета носовой части ОК, устанавливался на
вертикальном поворотном стенде и использо-
вался для отработки покидания экипажем ко-
рабля на старте.
На этом же макете корректировалось по-
ложение модуля в фюзеляже.
посты - 1 - ножного управления, 2 - управления элеронами; кресла - 5 - командира, 7 - пилота,
11 - бортинженера, 13 - специалиста; пульты - 6 - центральный, 8-правый, 9-ИСОЖ,
10 - бортинженера, 16 - левый; блоки - 19 - управление передней стойкой, 20 - защита осве-
щения, 21 - коммутации управления и системы отображения; люки - 12-переходныйрезерв-
ный, 15 - переходный основной; оборудование - 3 - доска приборная, 4 - щиток верхний,
14-регенерационная система, 17 - ручка управления ВТ, 18 - ручка управления ВРДУ
237
На макете МК-КБ макетировалось обо-
рудование для аналога, предназначенного для
горизонтальных летных испытаний по отра-
ботке автоматической беспилотной посадки.
Макет МК-ГН полностью металличес-
кой конструкции, герметичный - был создан
для испытания в гидробассейне (на нем про-
водилась первичная тренировка и работа
экипажа в скафандрах в состоянии невесомо-
сти). Макет МК-КБ.Э применялся для отра-
ботки электросетей, после чего он был вклю-
чен в комплексный стенд НПО ‘Энергия”. На
макете МК-КБ.У проводилось макетирование
штатного варианта оборудования и мест
экипажа.
В дальнейшем для уточнения компоновки
использовались металические модули каби-
ны, изготавливаемые по основной рабочей
документации (по нештатной и штатной
технологии, различающихся только разным
состоянием сплава 1201), которые создава-
лись для наземной отработки всех систем
орбитального корабля.
В отсеках кабины размещалось средства
обеспечения жизнедеятельности (СОЖ), ава-
рийного покидания (САП), бытовое обору-
дование, а также средства противопожарной
защиты (СППЗ), медико-биологического обе-
спечения (СМБО), обеспечения теплового
режима (СОТР).
При создании систем планера “Бурана”
учитывался весь опыт создания отечествен-
ных и зарубежных космических летательных
аппаратов. Главное внимание при этом уде-
лялось повышению надежности и безопасно-
сти функционирования.
Рис. 3. Бытовой отсек:
приборные отсеки - 1, 14,24; перестыковочные платы - 2; блоки - 5,9, 10; светильник - 3;
буфет - 23; спальное место - 25; распределительное устройство - 4,8; приемники АСУ - 18;
сборник урины - 19; шкафы - 13; газоанализатор - 7; воздуховод - 21; АТС - 12;
лестница - 20; гермоплиты - 27; люки в агрегатном отсеке - 26; агрегаты систем - 11,22;
крышка люка - 17; панель - 15; датчики реле давления - 6; фильтр воздушный - 16
238
5
Рис. 4. Агрегатный отсек:
блок очистки и охлаждения воздуха - 1; воздуховод - 2; сборники конденсата - 3;
сборники отходов АСУ - 4; кислородные баллоны - 5; регенераторы - 6;
гермоплита - 7; противопожарный баллон - 8; кран переключения системы СТР-9
Принимались меры по созданию для
членов экипажа более комфортных условий,
способствующих расширению объема выпол-
няемых ими работ при меньших “затратах
массы”. Большое место отводилось экспери-
ментальной наземной стендовой отработке на
натурных макетах кабин всех входящих в них
систем и подсистем. К созданию комплекса
средств привлекались научные коллективы
ведущих авиационных, ракетно-космических
и медицинских организаций.
Средства обеспечения жизнедеятельности
Средства обеспечения жизнедеятельности
создают условия, необходимые для пре-
бывания экипажа в герметичной и в разгерме-
тизированной кабине на всех этапах полета
орбитального корабля.
В состав СОЖ ОК входят:
•	система газового состава (СГС);
•	система наддува и разгерметизации
(СНиР);
•	индивидуальные средства жизнеобеспече-
ния (ИСОЖ);
•	система водообеспечения (СВО), состоящая
из систем технической и питьевой воды - СТВ
и СПВ (в последнюю входят блоки очистки
воды, поступающей от электрохимических
генераторов, и блоки ее кондиционирования);
•	система обеспечения экипажа питанием
(СОП);
•	ассенизационно-санитарное устройство
(АСУ);
•	средства медико-биологического контроля
и обеспечения:
-	медицинского контроля (СМК),
-	средства радиационного контроля (СРК),
- средства санитарно-гигиенического обеспе-
чения (ССГО),
-	средства оказания медицинской помощи
(СОМП),
-	средства профилактики неблагоприятного
влияния факторов полета (СПФП).
Азотно-кислородная атмосфера кабины
ОК “Буран” регулируется по парциальному
давлению компонентов системой СГС и по
абсолютному давлению - системой СНиР. Со-
став атмосферы близок к земному. По усло-
виям пожарной безопасности содержание
кислорода ограничивается по объему - 40 %.
СНиР предохраняет МК от перенаддува
при смене атмосферы, необходимой для
ликвидации последствий пожара.
239
Рис. 5. Командный отсек, установка катапультных кресел:
1 - линейное устройство разделения (ЛУР); 2 - аварийный выход; 2 - кронштейн толкателя;
4 - толкатель; 5 - замки временной задержки; 6 - направляющие кресла; 7 - катапультное кресло
Система СНиР также парирует возмож-
ный отрицательный перепад давлений, дей-
ствующих на разгерметизированный МК при
входе ОК в плотные слои атмосферы.
При падении давления в МК система
СНиР автоматически подает воздух из бал-
лонов. Исполнительными агрегатами СГС
служат регенераторы, поглощающие углекис-
лый газ, выделяющие кислород и регулирую-
щие температуру атмосферы. Для хранения
запаса воздуха, компенсирующего возможные
утечки и обеспечивающего шлюзование и
другие потребности, используются специаль-
ные баллоны, объединенные в блоки. Регули-
рование давления при его понижении выпол-
няется и автоматически, и вручную.
В состав ИСОЖ включены спасательные
скафандры “Стриж” и скафандры для выхода
в космос “Орлан”. ИСОЖ обеспечивает жиз-
недеятельность экипажа во всех случаях раз-
герметизации МК при пребывании в ска-
фандрах, включая нахождение экипажа в
шлюзовой камере. Средствами ИСОЖ при
подготовке скафацдров к повторному исполь-
зованию производится их сушка. Спасатель-
ные скафандры оборудованы элементами
АСУ и подачи питьевой воды. В комплексе
СОЖ впервые применена многофункциона-
льная СВО, использующая прием воды, обра-
зующейся в результате работы электрохими-
ческих генераторов (ЭХГ) и регенерации вла-
госодержащих отходов жизнедеятельности
экипажа, выполняющая ее очистку, конди-
ционирование и подачу экипажу. ЭХГ служат
общим источником воды для систем питьевой
и технической воды.
В СПВ дополнительно к воде, получае-
мой от ЭХГ, имеется небольшой резервный
запас воды (~ 10 л), забираемый с Земли. СТВ
обслуживает агрегаты СТР и гидросистемы.
240
В связи с предусмотренной многоразово-
стью применения ОК ЭХГ вырабатывают
достаточно большие объемы воды.
СТВ разделена на три подсистемы:
•	приходно-расходную, регулирующую рас-
пределение, резервирование и сброс излишков
воды за борт (ПРС);
•	обслуживания испарителей в нештатных
условиях и на заключительном этапе полета
(СТВ-СТР);
•	гидросистему СТВ, обслуживающую испа-
рители гидросистемы (также на заключите-
льном этапе).
Режимы работы агрегатов СТВ опреде-
ляются системой управления автоматически,
вмешательство экипажа требуется только в
нештатных ситуациях. Заправка СТВ дистил-
лированной водой на земле производится в
объеме 370 литров. СТВ - новая система, не
применявшаяся до этого в отечественной
космической технологии.
СОП состоят из упакованных в алю-
миниевые тубы, металлические банки и плас-
тиковые пакеты продуктов, забираемых с
земли в расчете на четырехразовое питание
экипажа. Скомпонованные по рационам на
одного человека в сутки, продукты хранятся в
контейнерах в буфете. Имеется подогреватель
пищи и предусмотрена возможность восста-
новления сублимированных продуктов горя-
чей водой. Отходы сохраняются до возвраще-
ния ОК на землю.
АСУ предназначена для сбора, хранения
(изолированно от атмосферы МК) и возвра-
щения на землю продуктов жизнедеятель-
ности экипажа. Раздельное хранение урины и
фекалий в сборниках рассчитано на один
полет. Транспортировка отходов осуществ-
ляется потоком воздуха от вентиляторов.
Поглощение вредных примесей и запахов
производится просасыванием воздуха с по-
следующим, после фильтра, выбросом его в
атмосферу МК.
Средства аварийного покидания
Средства аварийного покидания ОК
“Буран” разрабатывались в двух вариа-
нтах: САП для ОК, предназначенного для
ГЛИ, и САП (КСАП) ОК для орбитальных
полетов.
САП ОК-ГЛИ создавались для спасения
экипажа из двух летчиков-испытателей мето-
дом парного покидания при возникновениии
аварийной ситуации во всем диапазоне высот
и скоростей полета.
В САП ОК-ГЛИ входят:
•	катапультные установки типа К-36Л (раз-
работка МК “Звезда”), модифицированные
для обеспечения парного покидания;
•	система сброса крышек аварийных люков;
• блок автоматики САП.
Для обеспечения аварийного покидания
ОК-ГЛИ на земле в случае аварийной по-
садки разработаны средства экстренного
покидания через аварийные и входные люки.
САП ОК-ГЛИ прошли полный цикл специа-
льных совместных испытаний с положитель-
ными результатами. При испытаниях на ра-
кетном треке впервые в отечественной прак-
тике была отработана схема парного ката-
пультирования на скоростях до 600 км/час.
Комплекс средств аварийного покидания
(КСАП) на ОК-1К предназначался для спасе-
ния экипажа в составе двух космонавтов в
случае возникновения аварийной ситуации
на этапах старта, выведения и посадки ОК в
диапазоне высоты полета от 0 до 25 км при
числе Маха 2,5 по командам от ручек ката-
пультирования, от автоматики системы ава-
рийного спасения (САС) и от руководителя
полета.
Аварийное спасение экипажа КСАП бы-
ло осложнено широким диапазоном режимов
и условий полета. Из-за крутой глиссады си-
стемы аварийного спасения, ранее использо-
вавшиеся в ракетно-космической технике, не
могли быть применены. Авиационные ката-
пультные кресла имели весьма ограниченную
область применения по высотам и скоростям
полета и не обеспечивали необходимое удале-
ние от носителя в случае взрыва его на старте
и облет выхлопной струи ракетных двига-
телей при аварии на выведении. Применение
отделяемых и спасаемых аппаратов (отсеков)
привело бы к значительному уменьшению
массы полезной нагрузки и к необходимости
решать проблемы отделения, увода и посадки
отделяемого аппарата (отсека) на крутой по-
садочной глиссаде.
Комплексный подход к решению задачи
аварийного спасения экипажа потребовал
разработки для ОК “Буран” системы на осно-
ве модифицированных катапультных кресел в
сочетании с системой аварийного отделения
ОК от носителя, что обеспечило бы спасение
экипажа численностью до четырех человек в
большинстве аварийных ситуаций.
На стартовом комплексе КСАП мог быть
применен с момента отвода от ОК башни
обслуживания, на участке выведения - до мо-
мента достижения скорости полета, соответ-
ствующей М = 2,5...3,0 (граница применения
катапультных кресел открытого типа по ки-
нетическому нагреву), а на участке спуска и
241
посадки - после снижения скорости полета
ОК до М = 2,5...3,0 и до остановки ОК на
взлетно-посадочной полосе (ВПП). При не-
обходимости экипаж имеет возможность по-
кинуть корабль на ВПП через эксплуатацион-
ный (входной) люк или через аварийные люки
с помощью специальных канатов с тормоз-
ными устройствами.
Управление КС АП осуществлялось авто-
матикой средств аварийного спасения, кото-
рая обеспечивала выполнение и других функ-
ций операции спасения, включая экстренное
отделение ОК от носителя. Катапультирова-
ние обеспечивалось из стартового и посадоч-
ного положения кресел.
В случае взрыва носителя катапультиро-
вание обеспечивало удаление кресла на рас-
стояние до 400 м (что превышает возмож-
ности обычного авиационного катапультного
кресла) и увод от струи работающих
двигателей и от сооружений стартового ком-
плекса. Кресло по существу было превращено
в своеобразный летательный аппарат с собс-
твенной энергетикой (разгонный блок), авто-
матикой и устройствами управления. На
участке спуска и посадки разгонный блок от
кресла отсоединялся. Для кресла использо-
вался скафандр “Стриж”, специально разра-
ботанный для ОК “Буран” на М3 “Звезда”. В
его состав входил блок жизнеобеспечения для
спуска с больших высот и носимый
аварийный запас для выживания в безлюдной
местности.
При применении КСАП в НЧФ и МК
образовывались аварийные выходы с безо-
пасными траекториями движения сбрасывае-
мых панелей на всех режимах покидания. Для
вырезания панелей МК и НЧФ под аварий-
ные выходы кресел впервые в отрасли ис-
пользовались специальные линейные устрой-
ства разделения (ЛУР) на основе зарядов
взрывчатого вещества, обеспечивавшие безо-
пасные для экипажа уровни ударных и аку-
стических нагрузок и отсутствие осколков.
КСАП ОК “Буран” с положительным
результатом вьщержал начальный этап меж-
ведомственных испытаний (5 пусков).
Бытовое оборудование
Основу бытового оборудования состав-
ляли следующие элементы:
•	буфет с рационами питания и средствами
приема пищи;
•	спальные места;
•	предметы для отдыха и создания комфорта.
Интерьер МК полностью отвечал требо-
ваниям продолжительного полета в условиях
невесомости, инженерной психологии и эрго-
номики и условиям жизнедеятельности экипа-
жа в искусственной среде обитания.
Элементы интерьера и его цветовое реше-
ние способствовали созданию благоприятных
условий для выполнения экипажем своих
обязанностей.
Средства противопожарной защиты
При разработке средств противопожар-
ной защиты (СППЗ) учитывались осо-
бенности возникновения и развития пожара в
условиях космического полета. В условиях
невесомости естественная конвекция отсутст-
вует, вследствие чего скорость горения мате-
риалов и распространения пламени умень-
шается, однако наличие вентиляции сред-
ствами СТР вызывает вынужденную конвек-
цию и тем самым ускоряет распространение
пламени.
При разработке средств пожарной безо-
пасности был принят принцип предотвра-
щения пожара путем применения в МК мате-
риалов, не поддерживающих горения, и
специальной защиты бортовых электричес-
ких цепей. В состав противопожарных
средств были введены устройства обнаруже-
ния и гашения пожара, автономная система
тушения пожара, ручные огнетушители и сиг-
нализаторы дыма.
Экипаж тушит пожар путем подачи эле-
газа (шестифтористой серы) с помощью руч-
ных огнетушителей. В труднодоступные мес-
та элегаз подается из баллонов автономной
системы по трубопроводам при открытых
ручных вентилях. После тушения пожара для
ликвидации задымленности и удаления про-
дуктов сгорания предусмотрена смена атмо-
сферы МК средствами СОЖ.
В беспилотных полетах ОК пожарная
защита обеспечивалась созданием в МК
атмосферы из азота с концентрацией кисло-
рода до 10%.
Медико-биологическое обеспечение
Исследования и экспериментальные ра-
боты, проведенные Институтом меди-
ко-биологических проблем (ИМБП) и рядом
других НИИ, позволили разработать мето-
дики и средства, обеспечивающие выполнение
экипажем набора операций, в том числе и по
управлению ОК в специфических условиях
полета.
Были разработаны медицинские методи-
ки, позволяющие контролировать состояние
членов экипажа при посадке ОК и прогно-
242
зировать работоспособность их перед выпол-
нением ответственных этапов полета. Впер-
вые были разработаны средства профилак-
тики неблагоприятных факторов полета, а
также подобран и отработан оптимальный
состав средств медико-биологического обес-
печения полетов ОК.
Выполненные медико-биологические ис-
следования по объективной оценке работо-
способности и эффективности комплекса
СОЖ ОК “Буран” и по материалам изучения
функционального состояния экипажа из двух
человек в течение 18 суток могут быть взяты
за основу для применения на пилотируемых
многоразовых аппаратах авиационно-косми-
ческих систем.
Система обеспечения теплового режима
(СОТР)
Автоматизированная пневмогидравличе-
ская система СОТР представляет собой
автоматизированную пневмогидравлическую
систему радиально-испарительного типа, по-
стоянно действующую на Земле и на всех
этапах полета.
Впервые в отечественной практике была
создана для орбитального корабля многофун-
кциональная система обеспечения температу-
рного режима с удалением избыточного тепла
до 30 кВт на орбите с помощью подвижного
радиатора-излучателя (на створках отсека по-
лезного груза), а также тепла до 40 кВт на
этапах выведения, спуска и посадки - с ис-
пользованием в качестве хладагентов воды и
жидкого аммиака. При этом испарение воды
происходило на двух различных температур-
ных уровнях: 5°С и 100°С.
Была выполнена беспрецедентная комп-
лексная отработка СОТР на впервые создан-
ной уникальной экспериментальной базе:
•	на полноразмерном стенде для гидравли-
ческих испытаний;
•	на стенде для тепловакуумных испытаний
отдельных частей системы с имитацией теп-
лового воздействия околоземного космичес-
кого пространства (при этом могла быть
осуществлена штатная работа водяных испа-
рительных теплообменников);
•	на полноразмерном стенде для межведом-
ственных испытаний СОЖ и СМБО по
проверке и отработке температурно-влажно-
стного режима атмосферы отсеков МК и
автоматизированного управления системой
по схеме “человек-ЭВМ-система”.
СОТР состоит из средств пассивного
терморегулирования (СПТР) и системы тер-
морегулирования (СТР).
СПТР - это тепловая изоляция МК, агре-
гатов и трубопроводов СТР, термоизоляторы
и специальные терморегулирующие покрытия
стекол и нетеплоизолируемых поверхностей
МК.
Установленные на внутренних поверхно-
стях створок отсека полезного груза панели
радиационного теплообменника (РТО) от-
крываются в орбитальном полете (вместе со
створками) и закрываются перед спуском.
При спуске (до высоты 35 км) тепловая нагру-
зка отводится водяными, ниже - аммиачными
испарителями. В СТР входят два внутренних
и два наружных контура, при этом внутрен-
ние контуры обеспечивают поддержание тем-
пературно-влажностного режима атмосферы
в кабине и термостатирование приборно-
агрегатного оборудования в МК и на МК, а
наружные контуры - термостатирование при-
борно-агрегатного оборудования в фюзеляже
и отвод тепловой нагрузки.
В качестве теплоносителя во внутренних
контурах используется “антифриз-20”, в
наружных - кремнийорганическая жидкость.
Тепло из внутреннего контура через теп-
лообменники связи передается в наружный
контур, а затем сбрасывается в окружающее
пространство.
Принципиально новым в СТР является
обеспечение температурно-влажностного ре-
жима атмосферы разделением на охлаждение
и сушку, выполняемые различными агрега-
тами. Выделение сушки в отдельный процесс
позволяет значительно упростить конструк-
цию этих агрегатов и межполетное обслу-
живание.
Подробное описание конструкции и
принципов работы перечисленных систем со-
держится в книге “Многоразовый орбита-
льный корабль Буран” ( М.: Машинострое-
ние. - 1995. - С.215).
Проблемы прочности и герметичности
корпусов МК
В процессе создания МК проблемы проч-
ности модуля решались теоретическими
и экспериментальными методами. Сложная
статически-неопределимая конструкция, на-
ходящаяся под совместным действием сосре-
доточенных и распределенных инерционных
нагрузок, рассчитывалась методом конечных
элементов (МКЭ). Новым было включение
МКЭ в автоматизированную систему опти-
мизации силовых конструкций с ранних эта-
пов проектирования. По мере уточнения
силовой схемы в расчеты вводился спектр
прочностных, конструктивных и технологи-
243
ческих ограничений, позволивших максима-
льно приблизить расчетную модель к реаль-
ной конструкции.
В конечно-разностную модель были
включены ~ 5 000 узлов и 25 000 неизвестных.
Впервые в отрасли обоснование применен-
ного метода обеспечения прочности герме-
тичного корпуса при комбинированном на-
гружении было подтверждено автономными
статическими испытаниями его в сборе и
раздельными расчетно-экспериментальными
исследованиями фрагментов: панелей, окан-
товок, гермоднищ, окон фонаря, узлов уста-
новки оборудования и крепления к фюзеляжу.
При испытаниях проверялась стабиль-
ность при наддуве положения осей команд-
ных и визуальных приборов системы управ-
ления относительно осей самолета. МК был
подвергнут динамическим испытаниям по
специальной программе, предусматривавшей
определение амплитудно-частотных характе-
ристик конструкции и испытания на вибро-
стенде с измерением напряжений в силовых
конструктивных элементах.
Особое внимание на самой начальной
стадии создания кабины было уделено одно-
временным исследованиям прочности и гер-
метичности сварных соединений оболочки
модуля.
При выборе технологии сборки МК на
усталостную прочность испытывались раз-
личные виды сварки:
•	АГДС - автоматическая гелиево-дуговая
электросварка;
•	РГДС - ручная гелиево-дуговая электро-
сварка;
•	ЭЛС - электронно-лучевая сварка.
Самые высокие результаты, близкие к
характеристикам цельного (сплошного) ме-
талла, были получены при ЭЛС, при сварке
плит больших толщин.
Были выявлены зависимости выносли-
вости сварных швов от направленности их
относительно волокон проката, от вида
дефектов (смещение кромок, трещины, поры,
непровары и др.), характера нагружения
(статического, вибрационного, акустическо-
го). Важным нововведением было “смягче-
ние” мощных концентраторов напряжений в
зоне вырезов оболочки под люки катапуль-
тирования за счет установки рядом вспомога-
тельных концентраторов с гораздо меньшими
коэффициентами концентрации. В процессе
отработок сварных соединений были предло-
жены и реализованы оригинальные техниче-
ские решения, увеличивающие долговечность
швов (например, выполнение сварки с одно-
или двухсторонними припусками, с после-
дующим их снятием вместе с подавляющим
большинством внутренних дефектов). Техно-
логическая отработка и подготовка произво-
дства к изготовлению МК шли с конструк-
торским сопровождением ЭМЗ на Тушинс-
ком машиностроительном заводе одновре-
менно по нескольким направлениям. Осваи-
вались технологические процессы механиче-
ской обработки различных конструктивных
элементов (полуфабрикатов из высокопроч-
ного сплава 1201-Т1, крупногабаритных пане-
лей “вафельного” типа с малой толщиной сте-
нок и др.) и создавалось специальное сва-
рочное оборудование, необходимое для обес-
печения герметичности швов оболочки,
имеющих большую общую длину - до 152 м.
На основе этого опыта, по предложению
ведущего технолога НИАТ Ю.Я. Христоева
впервые в отечественном машиностроении
был создан универсальный сварочно-сбороч-
ный стенд (УПФС-2), на котором при сборке
с одной установки шла подготовка кромок
панелей фрезерованием и выполнялась их
автоматическая сварка. Для бездефектного
изготовления сварки-сборки в сборочном це-
ху были созданы специальные климатические
условия (чистота, температура, влажность
воздуха, отсутствие сквозняков и пр.). Особое
внимание уделялось выполнению жестких
требований по местной и суммарной герме-
тичности корпусов модулей, которая кон-
тролировалась испытаниями в вакуумкамере
ВК-48 в НПО им. С.А. Лавочкина. Оконча-
тельное освоение было разбито на два
этапа:
•	изготовление по нештатной технологии
(без автоматической сварки, с допущением
механической правки соединяемых кромок);
•	изготовление по штатной технологии с
полностью автоматической сваркой-сборкой
и последующими технологическими испыта-
ниями в бронебоксе.
Высокие требования к стабильности гер-
метичности МК потребовали для ее обеспе-
чения специальной экспериментальной мето-
дики контроля на этапе межполетного обслу-
живания, когда модуль расположен внутри
фюзеляжа с минимальными зазорами. Для
этого был создан комплект специального
оборудования, использующего в качестве
пробного газа шестифтористую серу (элегаз)
вместо обычно применяемого гелия.
Для бортовых систем контроля целост-
ности и герметичности корпуса была создана
система, использующая датчики акустической
эмиссии и определяющая зоны развития
повреждений и нарушения сплошности
материала.
244
Отработка систем на стендах
Самостоятельным направлением была
отработка систем на стендах и обучение
экипажа и операторов наземных служб на
специально созданном тренажерном комп-
лексе. В этих работах использовались на-
турные макеты кабин, каждый из которых
был скомпонован применительно к конкрет-
ному назначению.
Были изготовлены по нештатной техно-
логии (и? материала оболочки, допускающего
механическую правку корпуса модуля):
•	МК-Т - для тепловых и вентиляционных
испытаний, отработки систем СТР, СВО,
СППЗ на стенде;
•	МК-КС - для отработки оборудования в
составе специального изделия на комплек-
сном стенде НПО “Энергия”.
По штатной технологии для наземных
испытаний и двух летных образцов самолета
были изготовлены:
•	МК-МЛ1 - для самолета 0К-МЛ1, пред-
назначенного для частотных испытаний;
•	МК-МТ - для самолета OK-МТ (стати-
ческие испытания на прочность с последую-
щей передачей на отработку технологичес-
ких операций на объектах космодрома);
•	МК-ТВА - для совместных испытаний с но-
совой частью фюзеляжа (теплопрочностных,
вибропрочностных, акустических, ресурсных
от наддува и др.);
•	МК-ТВИ - для вакуумных испытаний;
•	МК-КМС - для комплексного моделирую-
щего стенда НПО “Энергия”;
•	МК-М - для комплексных межведомствен-
ных испытаний СОЖ в вакуум-камере ВУ-
1000.
Два МК были установлены в самолете
ГЛИ и самолете для орбитального полета.
В целях снижения затрат и сокращения
сроков каркас макетов кабин для тренажер-
ного комплекса изготавливался по рабочей
документации на макеты упрощенной кон-
струкции, (клееклепаной вместо сварной кон-
струкции из дорогостоящих фрезерованных
панелей), а в нештатном каркасе устанав-
ливались (по штатным чертежам, но с по-
мощью переходных кронштейнов) фрагменты
штатных систем в соответствии с поблочным
составом для каждого тренажера.
В дополнение к макетам тренажерного
комплекса были изготовлены и переданы:
•	Центру подготовки космонавтов - макет
командного отсека с оборудованием для
тренажера СТСС;
•	НИИ РТК - фрагмент МК (ФМК) для
тренажера, предназначенного для отработки
операций с манипуляторами ОК.
Работы на перечисленных макетах МК
сыграли большую роль при проведении
наземных отработок всех систем орбиталь-
ного корабля “Буран” и обучения его летного
и наземного экипажей.
Орбитальный корабль “Буран” в отличие
от ранее созданных отечественных космиче-
ских кораблей был первым авиакосмическим
летательным аппаратом, совершившим орби-
тальный полет с автоматической беспилотной
посадкой.
Отсутствие опыта эксплуатации ЛА
такого назначения по существу определило
сложность комплекса работ, проведенных при
создании кабины экипажа и ее оборудования.
Этим объясняется значительно большее, чем в
самолетостроении, значение отработки ком-
поновки и функционирования систем на на-
турных макетах модуля кабины. С этим свя-
зан и масштаб работ по изготовлению проч-
ной и высокогерметичной силовой сварной
конструкции из алюминиево-литиевого
сплава.
Конструкция кабины и ее оборудование
были доведены до уровня, достаточного для
совершения пилотируемого орбитального
полета кораблем “Буран”, который, к
сожалению, по независящим от исполнителей
обстоятельствам, не был осуществлен. Опыт
создания кабины “Бурана”, обеспечивающей
комфортные условия членам экипажа при
выведении, полете в космосе и возвращении
на Землю, безусловно будет использован при
проектировании перспективных авиакосмиче-
ских летательных аппаратов.
245
УДК 629.782.017.1
ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ
ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ “БУРАН”
RB. Чалый,
Ю.Н. Ярыгин
Обобщен опыт программы “Буран” по обеспечению,
подтверждению и поддержанию на требуемом уровне
надежности и безопасности орбитального корабля.
“Буран”. Изложены основные методические подходы,
разработанные для выполнения предъявленных требова-
ний, отмечены положительные результаты их исполь-
зования. Показана роль программ обеспечения надеж-
ности. Приведены сведения о системе гарантирован-
ного обеспечения надежности и безопасности, проанали-
зированы перспективы ее применения и совершенст-
вования.
Предыстория разработки
Разработка орбитального корабля (ОК)
“Буран” заставила пересмотреть сущест-
вующие системы методических подходов и
организационно-технического обеспечения
проекта. До создания “Бурана” авиационная
и космическая отрасли промышленности
СССР при проектировании технических
систем различного назначения решали
вопросы надежности и безопасности незави-
симо друг от друга. Новая разработка, какой
явился ОК “Буран”, отличная по характе-
ристикам и условиям использования от
изделий как авиационной, так и космической
техники, объединила оба направления, заста-
вив по-новому взглянуть на эти проблемы
и пересмотреть всю систему методических
подходов и организационно-технического
обеспечения проекта.
Так, в военной авиационной промыш-
ленности действует система общих техни-
ческих требований (ОТТ), увязывающих весь
комплекс частных норм, стандартов и
предписаний. Аналогичные документы для
самолетов гражданской авиации - Нормы
летной годности гражданских самолетов
(НЛГГС), Авиационные правила (АП-23,
АП-25) и Методы определения соответствия
НЛГГС (МОС НЛГГС). Реализация требо-
ваний этих документов служит основанием
для их сертификации.
В космических отраслях обеспечение
надежности и безопасности регламентируется
Системой положений и руководств для
конструкторов (РК). Таким образом, возник-
ла необходимость нового подхода, который
бы учитывал обе концепции.
Требования к разработке: ОК “Буран” -
сложная техническая система (СТС). Сложная
как по техническому насыщению и конструк-
тивному исполнению, так и по видам
возможных состояний и решаемых на каждом
этапе задач.
246
К орбитальному кораблю “Буран” были
предъявлены следующие требования:
•	обеспечение заданных уровней безотказ-
ности и безопасности;
•	благополучное завершение полета при
регламентированном числе отказов состав-
ных частей системы.
Для выполнения указанных требований
специалистами НПО “Молния” при методи-
ческом руководстве ЛИИ были определены
три многомерные области возможного функ-
ционирования ОК “Буран”. Первая - область
нормального функционирования ОК и его
составных частей.
Изменения состояния бортовых систем,
снижающие уровень их работоспособности,
характеризуют вторую область. В пределах
третьей области безопасное завершение
полета становилось проблематичным.
При установлении границ первой обла-
сти в качестве исходных нормативов ис-
пользовались предельно допустимые значе-
ния летных характеристик, характеристик
устойчивости и управляемости, параметров
электромагнитной совместимости, свойств
материалов, вибронагрузок и других обяза-
тельных ограничений. Они были получены по
результатам фундаментальных исследований
и обобщения всего опыта эксплуатации
авиационной и космической техники.
Нормативные требования были сведены в
единый документ, составивший свод более
800 требований к бортовым системам. По
аналогии с НЛГГС документ назвали “Нор-
мами безопасности полетов” (НБП). Реали-
зация требований, предусмотренных норма-
ми, определялась документом “Методы оцен-
ки соответствия НБП”.
Подтверждение свойств, непосредственно
влияющих на безопасное завершение полета,
было проведено при исследовании второй
области возможного функционирования ОК.
Здесь перед специалистами стояла необычай-
но трудная задача - не только установить
перечень возможных причин изменения
состояния, но и выбрать оптимальные пути и
способы безопасного завершения полета при
переходе параметров в данную область. Эти
исследования проводились с глубиной до
трех возможных независимых изменений сос-
тояния анализируемого компонента (борто-
вой системы).
Третья область определилась по резуль-
татам исследования границ первой и вто-
рой областей.
Общая методология обеспечения и под-
тверждения надежности и безопасности пред-
ставлена на рисунке.
Программа обеспечения надежности
и безопасности
Достижение и подтверждение показате-
лей надежности и безопасности преду-
сматривалось в рамках “Комплексной систе-
мы управления качеством и эффективностью
разработок”, созданной в НПО “Молния”.
Организующим документом служила ком-
плексная программа обеспечения надежно-
сти и безопасности (КПОНБ). Ход разра-
ботки и отработки “Бурана” доказал целе-
сообразность и перспективность подобных
документов и необходимость включения
КПОНБ в перечень нормативно-технической
документации, обязательной при разработке
сложных технических систем, подобных ОК
“Буран”. Такая программа определяет состав,
последовательность, организацию, методиче-
ские основы, содержание и этапы выполнения
мероприятий, обеспечивающих заданные
уровни надежности и безопасности.
Отметим основные пути обеспечения
безопасности, а именно:
•	достижение требуемой безаварийности
функционирования орбитального корабля
(рациональные структурные и конструктив-
ные решения, высокая степень надежности,
резервирование систем, обеспечение безоши-
бочности работы операторов и обслужи-
вающего персонала, выявление потенциально
опасных отклонений в ее работе и оценка
степени их опасности и т.п.);
•	поддержание необходимого уровня работо-
способности функциональных систем в ава-
рийных ситуациях, локализация аварийных
ситуаций и т.п.;
•	проектирование по принципу “безопасного
ресурса” с обеспечением заданного коэффи-
циента переработки для всех механических
систем;
•	использование методов и средств неразру-
шающего контроля технического состояния
конструкции, ее узлов и агрегатов;
•	достижение необходимого уровня подгото-
вленности обслуживающего персонала (опе-
раторов) к действиям в аварийных ситуациях;
•	ликвидация и восстановление работоспо-
собности функциональных систем;
•	организация системы учета, сбора и ана-
лиза причин отказов и отклонений в работе
СТС при испытаниях и эксплуатации, вклю-
чая анализ ошибок обслуживающего персо-
нала.
Программа охватывает этапы жизнен-
ного цикла СТС: проектирование, изготовле-
ние, испытания и эксплуатацию.
247
Внешние
воздействующие
факторы
ВВФ
/ Отдельные
/ факторы
'///А_______
77771-----
z Отдельные
S факторы
Z///H_____
100% технол.
контроль
Общая методология обеспечения и подтверждения надежности и безопасности
орбитального корабля “Буран”
Программа обеспечения надежности и
безопасности распространяется на техни-
ческие средства, влияющие на безопасность
функционирования, в том числе и на спе-
циальные средства обеспечения безопасности
(средства аварийного спасения, аварийного
восстановления работоспособности систем,
средства локализации и ликвидации аварий-
ных ситуаций и т.д.).
Программа предусматривает экспериме-
нтальную отработку соответствующих техни-
ческих средств в условиях, максимально при-
ближенных к реальным, с имитацией возмож-
ных аварийных ситуаций.
248
Экспериментальная отработка
Задача обеспечения безопасности полета
ОК по предупреждению или снижению
степени опасности последствий отказов и
повреждений потребовала планирования и
проведения граничных (предельных) испыта-
ний планера ОК и его бортовых систем.
Несмотря на отсутствие опыта, поставленная
задача была успешно решена коллективом
НПО “Молния”.
Экспериментальная отработка (ЭО) хара-
ктеристик и параметров планера ОК “Буран”
планировалась и проводилась в соответствии
с разработанной для этих целей комплексной
программой экспериментальной отработки
(КПЭО) ОК “Буран” и 45 частных КПЭО.
Экспериментальная отработка включала
в себя исследовательские, отработочные и
специальные испытания. Эти испытания
проводились в два этапа:
•	определение и подтверждение границ
области нормального функционирования
орбитального корабля и его агрегатов и
систем;
•	подтверждение работоспособности ОК.
При исследовательских испытаниях пре-
дельно допустимые и граничные значения
заданных характеристик определялись и под-
тверждались с привлечением практически
всей отраслевой экспериментальной и
научно-теоретической базы ведущих инсти-
тутов.
Экспериментальные исследования аэро-
динамических характеристик проводились на
85 различных по сложности и масштабам
аэродинамических моделях в 25 аэродинами-
ческих трубах ЦАГИ, СиБНИА, ИТПМ СО
АН.
Предельные значения ожидаемой акусти-
ческой нагрузки на поверхность ОК оценива-
лись в процессе испытаний на маломасштаб-
ных моделях на экспериментальных базах
ЦАГИ, ЛИИ и других ведущих институтов
МАП и МОМ.
Граничные значения летно-технических и
взлетно-посадочных характеристик орбиталь-
ного корабля “Буран” определены методами
математического и полунатурного моделиро-
вания на пилотажно-исследовательских стен-
дах предприятий, ЦАГИ, ЛИИ и других
ведущих институтов отрасли.
Отработочные испытания проводились
на специально созданных стендах предприя-
тий-разработчиков, на комплексных стендах
и экспериментальных изделиях. Основные
экспериментальные изделия:
0.01 - статические прочностные испытания
конструкции планера;
0.02 - летные испытания систем, обеспечи-
вающих автоматическую посадку;
0.03 - отработка программного обеспечения;
0.04 - повторно-статические испытания кон-
струкции планера, стыковочные испытания с
наземными агрегатами, вентиляционные ис-
пытания;
0.05 - теплопрочностные испытания планера;
0.06 - испытание системы терморегулирова-
ния;
0.11 - повторно-статические испытания эле-
ментов конструкции планера.
Специальные испытания проведены для
подтверждения выполнения требований, учи-
тывающих специфику использования ОК.
Экспериментальные исследования на
летающих моделях и летающих лабораториях
(ЛЛ) позволили при ограниченном объеме
летных испытаний обеспечить подтверждение
показателей надежности и безопасности ОК
“Буран”.
С целью уточнения тепловых характе-
ристик и отработки в натурных условиях
элементов конструкции тепловой защиты ОК
проведены запуски изделия “Бор-4” на орбиту
ИСЗ с последующим снижением в атмосфере
по траектории, близкой к траектории ОК
“Буран”.
Запуски крупномасштабной летающей
модели “Бор-5” осуществлены по суборби-
тальной траектории с целью исследования
характеристик аэродинамики, динамики по-
лета и теплообмена.
На ЛЛ были проведены следующие
работы:
•	на Ил-76К - испытания топливного блока
ВСУ;
•	на Ту-16ЛЛ - отработка запуска двигателя
АЛ-31;
•	на Ту-154ЛЛ - летные исследования и
испытания системы управления (СУ) и сис-
темы отображения информации (СОИ);
•	на МиГ-25РУ - испытания катапульти-
руемого кресла пилота ОК-К-36;
•	на МиГ-25РБ - летные испытания по выбо-
ру оптимальных вариантов траектории поле-
та ОК при спуске и посадке;
•	на Ил-18Д - отработка стойкости ТЗП к
воздействию факторов окружающей среды;
•	на МиГ-25РБК - испытания плиточной и
гибкой теплозащиты в натурных условиях.
Горизонтальные летные испытания про-
ведены на изделии 0.02 в количестве 24 поле-
тов для отработки автоматической посадки.
249
Следует отметить создание уникального
комплекса наземно-технического оборудова-
ния, позволившего провести весь объем лет-
ных испытаний на высоком уровне.
Производственная составляющая обеспе-
чивалась внедрением особо ответственных
(сертифицированных) технологий в соответ-
ствии с ОТТ, “Положением 75”, а эксплуа-
тационная составляющая - широким исполь-
зованием встроенной системы диагностики и
средств неразрушающего контроля.
Методология обеспечения безопасности
Первый этап работ показал, что требуе-
мая безотказность всех составляющих
ОК не дает полной гарантии безопасности
его функционирования. Поэтому потребова-
лось не только проведение испытания на
безотказность, но и инженерный анализ функ-
ционирования систем ОК с целью выявления
возможных видов отказов элементов (и их
сочетания) и элементов, единичные отказы
которых приводят к аварии или катастрофе.
Существовавшая методология анализа
безопасности не гарантировала 100% выяв-
ления и учета всех возможных отказов.
Специалистами НПО “Молния” совмест-
но с ЛИИ были разработаны новые методы
анализа для систем разного класса. Это
позволило еще на этапе проектирования
провести всесторонний анализ функциони-
рования систем ОК “Буран” при всех возмож-
ных видах отказов элементов с учетом имею-
щихся внешних связей.
Прошел успешную апробацию новый
метод пооперационного анализа. В его
основу положено исследование воздействия
возможных изменений состояния компонен-
тов систем (комплекса посадочных устройств,
гидравлических и рулевых систем ОК
“Буран”, бортовой кабельной сети, средств
распределения и коммутации электроэнергии)
на реализуемые ими рабочие операции в
процессе функционирования.
Примеры применения методологии анализа
Первый этап анализа характеризуется
созданием модели, отображающей
реальные свойства, состояния и связи систе-
мы. Базовым аппаратом модели, увязываю-
щим свойства системы и идентифицирую-
щим логику ее работы, служит логическая
схема алгоритма, известная в теории дискрет-
ных систем.
Второй этап анализа заключается в
определении видов возможных состояний.
250
К положительным результатам использо-
вания рассмотренных методических подходов
на системах ОК “Буран” можно отнести:
• анализ безопасности функционирования
систем позволил выявить наличие избыточ-
ных резервных цепей и элементов, разрабо-
тать мероприятия по снижению массы систем
за счет их более рационального резерви-
рования (например, окончательный вариант
блока автоматики гидросистемы АБ-82 после
анализа был доработан с учетом требований
по обеспечению безопасности полета при
одновременном снижении массы);
•	оптимизирована методология разработки,
экспериментальной отработки и эксплуа-
тации элементов и агрегатов, определяющих
уровень безопасности полетов (это позволило
обеспечить безопасность функционирования
систем ВКС за счет разработки особо
ответственной технологии, 100% контроля
критичных параметров деталей в производ-
стве и в эксплуатации);
•	в ходе анализа потребовалось изменить
логику работы системы управления тормо-
зами основной стойки шасси, увеличить
запасы прочности отдельных агрегатов шасси
(дисков колес, шин и др.), провести доработку
в схемах электро- и гидропитания рулевых
систем, доработку более чем в 800 точках
бортовой кабельной сети питания, системы
управления и т.д.
Для экспериментального подтверждения
результатов анализа разработаны перечни
имитируемых отказов.
Возможные последствия вводимых отка-
зов (имитировалось 445 видов отказов) про-
верялись при автономных испытаниях и
испытаниях на комплексных стендах (более
10 комплексных стендов). Для определения
категорийности ситуаций и разработки реко-
мендаций по их парированию исследовалось
более тысячи вариантов управления движе-
нием ОК. При отработке перечня нештатных
ситуаций было промоделировано 182 ситуа-
ции (на ПДСТ - 93, ПРСО - 9, ПСПк - 18, при
математическом моделировании - 31).
Весь этот комплекс исследований позво-
лил определить область безопасного функ-
ционирования орбитального корабля и его
подсистем, отделив ее от третьей области.
Система гарантированного обеспечения
надежности и безопасности
Опыт работ НПО “Молния” по обеспе-
чению, подтверждению и поддержанию
на требуемом уровне показателей надежности
и безопасности позволяет говорить о спе-
циальной системе, объединяющей разнооб-
разные методические подходы по решению
задачи гарантированного обеспечения задан-
ных уровней надежности и безопасности
СТС. Такая система опирается на сущест-
вующие государственные нормативно-мето-
дические документы и стандарты и реали-
зуется в дополнение к ним. Система позволяет
решать следующие вопросы:
•	задание и нормирование требований;
•	подтверждение показателей;
•	обеспечение и отработка надежности и
безопасности;
•	методические подходы к анализу безопас-
ности;
•	методические подходы к формированию и
классификации особых ситуаций;
•	анализ особо ответственных механических
устройств и других элементов ОК.
Возможные области применения системы
гарантированного обеспечения надежности
и безопасности
Использование при разработке ОК
“Буран” функциональных систем, пост-
роенных на различных физических прин-
ципах, и их анализ позволяют говорить о
применимости СГОНБ в любой отрасли
промышленности для сложных технических
систем различного хозяйственного и функ-
ционального назначения. Следует отметить
первые положительные результаты исполь-
зования методологии гарантированного
обеспечения в газовой промышленности и
реальную перспективу применения ее для
анализа систем железнодорожного транс-
порта, теплотехнических комплексов и систем
водоснабжения, 'остающихся наиболее потен-
циально опасными в условиях многонасе-
ленных городов. До сих пор этот анализ
откладывался ввиду отсутствия достаточного
финансирования отраслей.
Перспективы применения и
совершенствования системы
Полет ОК “Буран” реально доказал воз-
можность создания полностью автома-
тических беспилотных больших транспорт-
ных самолетов для доставки на орбиту
полезных грузов с последующим возвраще-
нием на один из базовых аэродромов.
Методология гарантированного обеспечения
уровней надежности и безопасности ОК
“Буран” должна лечь в основу отработки и
реализации проектов высоконадежных и
безаварийных авиационно-космических ко-
мплексов, в частности при создании
Многоцелевой авиационно-космической сис-
темы МАКС.
Отработанные методы должны совершен-
ствоваться с учетом последних техноло-
гических достижений и современной элемент-
ной базы.
В целях дальнейшего совершенствования
системы ГОНБ необходимо:
•	разработать научно обоснованный подход
к определению минимально необходимого и
достаточного объема испытаний, в том числе
ускоренных и утяжеленных, а также испы-
таний с комплексным воздействием, учиты-
вающих условия функционирования СТС и
ее специфику;
•	автоматизировать процесс проведения ана-
лиза безопасности функционирования СТС и
подсистем различного принципа действия, в
том числе на основе предлагаемых методи-
ческих рекомендаций и положений.
251
УДК 629.782.08
ВОЗДУШНАЯ ТРАНСПОРТИРОВКА
В.А. Федотов
На основе сравнения различных средств доставки
отсеков ракеты-носителя и планера орбитального
корабля комплекса “Энергия” - “Буран” на космодром
обоснована экономическая целесообразность применения
воздушной транспортировки. Рассматриваются научно-
технические проблемы, возникшие при трансформации
бомбардировщика ЗМ в самолет-транспортировщик
ВМ-Т “Атлант”, и пути их решения. Показана воз-
можность использования воздушной транспортировки
крупногабаритных грузов, составных частей перспек-
тивных авиакосмических систем, а также тяжелого
оборудования для различных отраслей народного хозяй-
ства при внешнем их размещении на самолете-носителе
повышенной грузоподъемности.
В создании системы “Энергия” - “Буран”
участвовали сотни крупных заводов,
между которыми было распределено изготов-
ление составных частей ракеты-носителя и
планера орбитального самолета. Это создало
серьезную проблему определения мест сборки
и доставки этих частей к месту старта, на
космодром. Первоначально предлагалось со-
средоточить основные технологические про-
цессы сборки на Байконуре, однако это
было признано нецелесообразным, так как
требовало организации там мощных про-
изводственных цехов и привлечения боль-
шого количества квалифицированных специа-
листов. Было решено на космодроме прово-
дить только окончательную сборку и пред-
стартовую отработку, а основной объем
сборочных работ выполнять на головных
заводах.
Сборка планера “Бурана” была поручена
Тушинскому машиностроительному заводу.
Для выбора средств его доставки из Москвы
на Байконур были изучены возможности
наземной и воздушной транспортировки.
Расчеты показали, что материальные затраты
на наземную транспортировку, требующую
прокладки дорогостоящих шоссейных маги-
стралей большой протяженности, недопусти-
мо велики.
Варианты применения воздушных средств
доставки планера оказались предпочти-
тельнее. К такому же решению пришли и
изготовители ракеты-носителя. Рассматри-
вались два варианта воздушной транспор-
тировки: вертолетная и самолетная.
Для вертолетной доставки предлагалось
использовать только что появившийся верто-
лет Ми-26 грузоподъемностью 26 тонн. По
этому проекту к крупногабаритным грузам
большой массы (планер, отсеки ракеты)
присоединялись тросами 2 или 3 вертолета, и
такой “связкой” предлагалось следовать по
маршруту, подобрав оптимальные значения
высоты и скорости полета. Основанием для
такого варианта послужил пример примене-
ния вертолетов для “крановых” операций, но
опыта полетов “связками” не было.
В ЛИИ были проведены эксперимен-
тальные полеты с макетным грузом, имею-
щим конфигурацию бакового отсека ракеты.
Испытания выявили сложность и опасность
такого вида доставки. В одном из полетов
при внезапно возникшей слабой турбулент-
ности атмосферы началась “маятниковая”
раскачка груза на тросах, вызвавшая
нарушение устойчивости полета вертолетов,
вследствие чего экипажи были вынуждены
сбросить груз.
Расчетная оценка показала, что такая
ситуация вероятна и в будущих полетах,
причем при более интенсивных возмущениях
атмосферы она может привести к катастро-
фическим последствиям. Отказу от этого
варианта способствовала также экономиче-
ская нерентабельность его применения: малая
дальность беспосадочного полета вертолетов
с грузом на подвеске приводила к
необходимости создания многочисленных,
частых вдоль трассы, посадочных площадок с
дозаправочными станциями.
252
Для самолетной доставки крупно-
габаритных фрагментов системы “Энергия” -
“Буран” предназначался самолет Ан-124
“Руслан”. Однако этот самолет находился
еще в стадии постройки. Рассчитывать на
него можно было только в перспективе, и
следовало искать иные возможности. С
инициативой выступил Генеральный кон-
структор В.М. Мясищев, предложивший пере-
делать в грузовой самолет стратегический
бомбардировщик прошлых лет самолет ЗМ.
Этот самолет обладал высоким аэродина-
мическим качеством, необходимым для вы-
полнения полетов большой дальности, кото-
рым можно было пожертвовать при его пере-
оборудовании в транспортировщик грузов.
Были рассмотрены два варианта его
модификации. Первым вариант - с разме-
щением грузов внутри увеличенного
грузового отсека фюзеляжа (по типу самолета
“Гэлакси”). Это требовало создания нового
фюзеляжа увеличенного диаметра (Юм вме-
сто 3 м у самолета ЗМ). При этом планер
“Бурана” должен был перевозиться с
отстыкованными крыльями (размах крыльев
“Бурана” ~ 24 м), что предусматривало снятие
части плиточного теплоизоляционного по-
крытия. При этом велосипедное шасси само-
лета ЗМ необходимо было заменить на
трехколесное. В итоге масса конструкции
самолета возрастала, из-за чего снижалась его
грузоподъемность. Но, главное, срок изготов-
ления грузового варианта становился не-
приемлемым. Вторым В.М. Мясищев пред-
ложил вариант с меньшими переделками бом-
бардировщика, а именно с размещением
грузов вне планера, на “спине” фюзеляжа, что
позволяло транспортировать грузы с мини-
мальным изменением их конфигурации. Идея
размещения транспортируемых грузов вне
аэродинамических обводов самолета в прин-
ципе была не нова. Такое решение широко
используется в боевой и транспортной авиа-
ции всех стран. Новизна заключалась в
необычных соотношениях между габаритами
грузов и самолета-носителя (диаметр баковых
отсеков ракеты -8 м, диаметр фюзеляжа
самолета - 3 м).
Известно, что при внешнем размещении
полезной нагрузки существенно меняются
аэродинамические и массово-инерционные
характеристики любого летательного аппа-
рата, для оценки меняющихся из-за этого
летно-технических данных проводятся серьез-
ные исследования динамики движения и
обеспечения безопасности эксплуатации. За-
дачи, которые нужно было решать при
осуществлении предложения В.М. Мясищева,
были намного сложнее традиционных.
Необходимо было так изменить геомет-
рию самолета ЗМ, чтобы стало возможным
разместить на его планере все грузы новой
системы, предназначенные для воздушной
доставки. При этом установка на самолет
каждого конкретного груза так значительно
меняла его аэродинамические характеристики
и упругомассовую схему, что по существу
образовывался летательный аппарат новой
аэродинамической и динамической компо-
новки. В связи с этим возникала необхо-
димость повторить все исследования по
аэродинамике и прочности, проведенные
ранее для самолета ЗМ при его создании.
Предложение В.М. Мясищева было встре-
чено многими авиационными специалистами
скептически. Оснований для сомнений было
много. Как можно было разместить на
готовом планере грузы, превышающие неко-
торые его габариты? Как преодолеть резкое
возрастание лобового сопротивления, не
ухудшив основные летные данные самолета?
Удастся ли справиться с управлением
самолета и обеспечить боковую устойчивость
в полете при наличии дестабилизирующего
воздействия от верхнерасположенных грузов?
Как исключить опасность возникновения
бафтинга оперения, который проявился в
полете “Боинга-747” с кораблем “Спейс
Шаттл”? У самолета ЗМ это явление могло
стать более опасным. И, наконец, способна
ли конструкция самолета, более 25 лет ис-
пользуемого в дальней авиации, выдержать
нагружение в новых условиях эксплуатации,
если она уже имеет многочисленные уста-
лостные повреждения?
Главным из принятых конструкторских
решений, как указывалось выше, была
жертва долей высокого аэродинамического
качества сверхдальнего самолета (Ктах =
Су/Сх = 18,5) для компенсации роста сопро-
тивления от грузов на “спине”. Это было
допустимо, так как протяженность грузовых
перевозок была задана меньшей, чем
располагаемая дальность полета самолета
ЗМ. Скорость полета, которую необходимо
было снизить из-за установки грузов, благо-
приятно уменьшала нагрузки и повышала
безопасность от флаттера. Положительным
фактором в пользу трансформации самолета
ЗМ в транспортировщик с грузом на “спине”
было его шасси велосипедной схемы с
вспомогательными поддерживающими стой-
ками на концах крыльев. Такая схема
обеспечивала устойчивость движения по
земле при боковом ветре и предохраняла
253
самолет от опрокидывания силами, дей-
ствующими на помещенный над фюзеляжем
груз. Явление бафтинга предполагалось
максимально смягчить путем замены одно-
килевого вертикального оперения на двух-
килевое.
Конструкция планера самолета ЗМ
тщательно изучалась на протяжении всех 25
лет эксплуатации. Три самолета прошли за
это время повторно-статические испытания
на прочность в СибНИИА, по их результатам
отслеживалась прочность самолетов, находя-
щихся в строю. Они же должны были помочь
найти решения по замене или усилению наи-
более ответственных конструкций грузового
самолета с учетом новых условий их нагру-
жения. Обеспечить устойчивый и управ-
ляемый полет предполагалось внесением
изменений в систему управления. Конечно,
были необходимы детальные исследования
всех вариантов динамической схемы самолета
(с разными грузами) для определения нагру-
жения упругой конструкции и обеспечения
безопасности от флаттера и бафтинга.
Трансформация самолета ЗМ в транс-
портировщик грузов ВМ-Т “Атлант” (завод-
ской шифр 3-35) потребовала внесения в его
компоновку изменений, позволивших размес-
тить все заданные грузы в комплектации:
• ОГТ - планер орбитального корабля
“Буран” (без киля);
•	1 ГТ - водородный бак центральной ступени
ракеты-носителя “Энергия”, с носовым и
хвостовым обтекателями;
•	2ГТ - кислородный бак, приборный и
двигательный отсеки, головная часть цент-
ральной ступени ракеты “Энергия”, объеди-
ненные в один агрегат, с носовым обтека-
телем, разбираемым на секции, и головной
частью, используемой как хвостовой обтека-
тель;
•	ЗГТ - головной и хвостовой обтекатели
груза 1ГТ, состыкованные в один агрегат, с
размещенным внутри разобранным на сек-
ции носовым обтекателем груза 2ГТ.
Груз ЗГТ использовался как контейнер
для возвращения с космодрома на заводы-
изготовители обтекателей для повторного
применения, а также при необходимости для
перевозок модуля кабины экипажа.
Как следствие, ВМ-Т “Атлант” должен
был эксплуатироваться в пяти различных
вариантах компоновки: четыре - с грузами
ОГТ, 1ГТ, 2ГТ, ЗГТ; один - без грузов (так
называемый “автономный” вариант).
Характеристики всех вариантов самолета
ВМ-Т “Атлант” (по массе, скорости полета,
тяге двигателей) в сравнении с характе-
ристиками самолета ЗМ приведены в
таблице.
Размещение грузов на “спине” самолета
стало возможным после удлинения фюзеляжа
на 4,7 м, что было осуществлено заменой
хвостового отсека, немного приподнятого за
счет “косой” вставки во избежание со-
ударения с землей при посадке и взлете с
большими углами атаки. Исследования
устойчивости и управляемости привели к
необходимости изменения размерности и
формы всех поверхностей оперения. В связи с
уменьшением скорости полета стабилизатор
стреловидного горизонтального оперения
был заменен на прямой, большей площади,
установленный с большим поперечным V.
Вместо однокилевого вертикального опере-
ния было установлено значительно увеличен-
ное (цо 26% площади крыла) двухкилевое,
выполненное в виде двух шайб, наклонно
закрепленных на концах стабилизатора, что
способствовало уменьшению нагрузок на
фюзеляж.
Крыло и остальная часть фюзеляжа
(включая кабину) по размерам и форме не
подвергались изменениям, как и носовая и
главная стойки велосипедного шасси.
Характеристики вариантов ЗМ и ВМ-Т
Характеристика	Сравнение хар молет* ЗМ и с бе» q	актеристнкса- амолета ВМ-Т вузов	Значения характеристик самолета ВМ-Т “Атлант” при транспортировке грузов			
	ЗМ	ВМ-Т	ОГТ	1ГТ	2ГТ	ЗГТ
Масса самолета: -	взлетная,	т -	посадочная,	т Масса груза,	т Максимальная скорость полета (у земли), км/час Тяга двигателей,	тс	193 125 5 600 38	136 95 0 450 43	186,5 138,5 45,3 450 43	169,5 129,5 31,5 450 43	153,5 112,5 15 450 43	136 112,5 15 450 43
254
Подкрыльные стойки шасси были заново
спроектированы и изготовлены под увеличен-
ные нагрузки, возникающие у самолета с
грузами при посадках с креном и рулежках по
аэродрому. Несущие конструкции крыла и
фюзеляжа были усилены под нагрузки,
определенные новыми условиями эксплуа-
тации. Необходимые доработки были
введены в топливную систему самолета.
Двигатели 15Б заменены на более мощные -
17Д.
Для принятых пяти компоновок самолета
были проведены исследования по аэродина-
мике, устойчивости и управляемости полета.
Для каждого варианта груза определялось его
наивыгоднейшее размещение на фюзеляже
(по длине и высоте), исходя из условий:
•	уменьшение лобового сопротивления;
•	ограничение разброса моментных характе-
ристик;
•	получение нужных центровок;
•	ослабление динамического воздействия
вихревой пелены, сходящей с грузов, и газо-
вых струй двигателей на хвостовое оперение
(бафтинг).
Было установлено, что основные несущие
характеристики Су = f(a), при внесенных
изменениях в компоновку, для всех вариантов
практически сохранились. Как и ожидалось,
существенно (на 30...35%) уменьшилось мак-
симальное аэродинамическое качество. Воз-
росшие аэродинамические моменты, возни-
кающие от больших грузов (1ГТ и 2ГТ), были
компенсированы упомянутым введением
прямого стабилизатора большей площади.
Дестабилизирующее" боковое воздействие от
грузов удалось полностью парировать шай-
бами вертикального оперения. Их избыточ-
ная площадь при полете без грузов потре-
бовала введения в управление специального
автоматического устройства, обеспечиваю-
щего необходимую устойчивость и управ-
ляемость (АСУУ). Было также проведено
исследование аэродинамической интерферен-
ции между самолетом и грузами, выявившее
картину распределения местных воздушных
нагрузок на поверхности фюзеляжа и грузов.
Исследования прочности позволили обеспе-
чить минимальные затраты массы на измене-
ние конструкции планера и одновременно
решение проблемы аэроупругости. Этому
способствовало принятое уменьшение ско-
рости полета, снизившее расчетные нагрузки.
Допустимые маневренные перегрузки, разре-
шаемые экипажу, были ограничены значе-
ниями
ny^maxja 1,5; Пуэ(пш1Эа = 0.
В целях повышения безопасности
эксплуатации были приняты большие
расчетные значения перегрузок:
Пу^тах^а = 1,5; Пуэ(тш)а = 1,0.
При определении динамических нагрузок
и исследованиях по флаттеру были
использованы материалы, полученные для
тяжелых самолетов в ОКБ В.М. Мясищева в
50-е годы. Динамическое нагружение хвосто-
вой части самолета от “бафтинга” исследо-
валось в аэродинамических трубах ЦАГИ и
СибНИИА и контролировалось при летных
испытаниях первого экземпляра самолета.
Было доказано, что безопасность от бафтинга
обеспечена для всех вариантов ВМ-Т.
Напряжения в конструкции оперения и фю-
зеляжа при бафтинге оказались в пределах,
не опасных для усталостной прочности.
Прочность шасси (основного и подкрыль-
ного) была проверена статическими и дина-
мическими испытаниями.
Одной из основных проблем исполь-
зования агрегатов планера самолета ЗМ для
самолета ВМ-Т было обновление их
конструкции для обеспечения безопасной
эксплуатации. Для обоснования ресурса,
заданного самолету ВМ-Т, совместно с
учеными ЦАГИ и СибНИИА были выпол-
нены расчеты и проведены специальные
испытания доработанной конструкции с
учетом ранее выполненных исследований
трех планеров самолета ЗМ. Объем внесен-
ных изменений в продольные наборы крыла и
фюзеляжа показан на рис. 1.
Доработка конструкции контролирова-
лась полноразмерными статическими испыта-
ниями планера. Прочность транспортируе-
мых грузов обеспечивалась их разработчи-
ками.
Самолеты ВМ-Т “Атлант” выполнили
более 150 полетов по перевозке грузов сис-
темы “Энергия” - “Буран” (рис. 2). Опыт, по-
лученный при их создании, оказался полез-
ным для дальнейшего использования в пер-
спективных авиакосмических программах.
Возможное сокращение объема работ в
Байконуре и начало разработки ракет-
носителей большей грузоподъемности на базе
модификации ракет “Энергия” заставили
искать пути существенного повышения грузо-
подъемности средств воздушной доставки.
Самолет ВМ-Т “Атлант” может транспорти-
ровать грузы массой до 50 тонн, а для
перспективных разработок масса грузов
может превышать 200 тонн. Совместно с
ОКБ им. О.К. Антонова был проработан
проект потребного для этого самолета-
транспортировщика.
255
ЗОНЫ НЕ ДОРАБАТЫВАЮТСЯ
] НОВЫЕ АГРЕГАТЫ	УЗАЫ М ПАИЕАИ \////Л 30ИЫ ДОРАБОТКИ
Рис. 1. Доработка конструкции самолета ВМ-Т
Рис. 2. Самолет-транспортировщик ВМ-Т с баковым отсеком
ракеты-носителя “Энергия” на внешней подвеске
256
На основе разработанного проекта была
проведена модификация самолета Ан-124 и на
его базе создан транспортный самолет Ан-225
“Мрия” грузоподъемностью до 225 тонн на
внешней подвеске. Он впервые поднялся в
воздух в декабре 1988 года, а в 1989 году осу-
ществил транспортировку “Бурана” (рис. 3)
на авиационный салон в Ле-Бурже (Франция)
и позднее - несколько демонстрационных по-
летов в Европу и Америку.
Опыт эксплуатации самолетов ВМ-Т
“Атлант” и Ан-225 “Мрия” подтвердил пра-
вильность концепции создания сложных ком-
поновок летательных аппаратов, включаю-
щих в себя крупногабаритные составные
части, с существенно различными аэродина-
мическими, массовыми и жесткостными
характеристиками. Работа над такими проек-
тами определила направленность исследова-
ний по выбору их взаимного расположения,
обеспечивающего минимизацию массы конст-
рукции и исключение “вредного” влияния
возникающей интерференции между стыкуе-
мыми объектами на аэродинамические силы
и моменты на всех режимах эксплуатации.
Создание самолета “Мрия” послужило
впоследствии основой для разработки
многоразовой двухступенчатой авиационно-
космической транспортной системы и
проекта тяжелого транспортного самолета
“Геракл”.
Разработанные и реализованные системы
воздушной транспортировки смогут найти
применение в самых разных отраслях хозяй-
ства, обеспечив воздушную транспортировку
крупногабаритных грузов в отдаленные
районы России.
Рис. 3. Транспортировка орбитального корабля “Буран” на самолете Ан-225 “Мрия”
257
УДК 629.782.087
ПОСАДОЧНЫЙ КОМПЛЕКС ОК “БУРАН”
В.А. Яхно
Рассматриваются вопросы создания посадочного
комплекса (ПК) для орбитального корабля “Буран” на
космодроме Байконур, включающего внеклассный аэро-
дром “Юбилейный” и комплекс наземных средств,
обеспечивающих автоматическую посадку орбитального
корабля и его послеполетное техническое обслуживание.
Согласно решению правительства СССР
НПО “Молния” наряду с созданием
планера орбитального корабля (ОК) “Буран”
было также поручено разработать посадоч-
ный комплекс (ПК) ОК. Для выполнения этой
задачи НПО “Молния” как головным разра-
ботчиком ПК было привлечено большое ко-
личество организаций и предприятий промы-
шленности, а также научно-исследователь-
ских и проектных институтов Министерства
обороны. Головной проектной организацией
был определен 20-й Центральный проектный
институт МО (20 ЦПИ МО - начальник ин-
ститута Ю.В.Кудрявцев, главный инженер
проекта С.М.Симонов). Строительство осу-
ществляло Главное управление специального
строительства МО (руководитель Н.В.Чеков).
После совместных проработок задания на
проектирование и технического задания на
разработку комплекса был определен состав
участников работ, в том числе разработчи-
ков, изготовителей и поставщиков систем,
агрегатов и оборудования комплекса, а так-
же этапность, сроки готовности и ввода ПК в
эксплуатацию.
В соответствии с техническим заданием
посадочный комплекс предназначался для
выполнения следующих основных задач:
•	обеспечения совместно со средствами на-
земного комплекса управления и полигонно-
го измерительного комплекса привода и по-
садки ОК;
•	послеполетного технического обслужива-
ния ОК;
•	управления полетами самолетов-транспор-
тировщиков, самолетов военной транспорт-
ной авиации, летающих лабораторий, а также
обеспечения их технического обслуживания;
•	погрузки и съема грузов с самолетов-транс-
портировщиков и транспортировки их на
технический комплекс.
Аэродром “Юбилейный” ПК является:
•	по назначению и по оборудованию средст-
вами связи и радиотехническому обеспече-
нию полетов - специальным;
•	по степени оборудования - постоянным;
•	по техническим характеристикам ИВПП -
внеклассным.
Общая площадь ПК ~ 11000000 м2. Аэро-
дром расположен в 45 км севернее железно-
дорожной станции Тюра-Там в приаральской
степи Кара-Кум. Аэродром был принят в экс-
плуатацию и определен годным для приема
всех типов летательных аппаратов, что под-
твердила посадка сверхзвукового пассажир-
ского самолета “Конкорд” с президентом
Франции господином Миттераном на борту.
Стоящие перед ПК ОК задачи определяли
его состав:
•	летное поле;
•	служебно-техническая застройка с сооруже-
нием № 1 - Объединенным командно-диспет-
черским пунктом (10 сооружений);
•	парк аэродромно-эксплуатационных ма-
шин для размещения средств эксплуатации и
содержания аэродрома (16 сооружений);
•	базово-расходный склад ГСМ (19 соору-
жений);
258
•	централизованная заправка топливом са-
молетов;
•	техническая зона ОК с площадкой слива
компонентов топлива (ПСКТ) - 11 соору-
жений;
•	гаражная группа спец, машин для размеще-
ния средств наземного обслуживания общего
применения (18 сооружений);
•	инженерные сети, коммуникации, высоко-
вольтные и низковольтные сети, сети связи,
водоводы, сети теплоснабжения, железные
дороги и автодороги;
•	казарменный городок;
•	комплексная котельная со складом мазута.
Табельные средства связи и радиосвето-
технического обеспечения полетов, включая
средства метеообеспечения, размещались вну-
три периметра аэродрома на участках само-
летной системы посадки, за исключением
дальней радиолокационной группы.
Для обеспечения посадки ОК в составе
посадочного комплекса были разработаны и
размещены технологические системы:
•	наземная часть радиотехнической системы
навигации, посадки и управления воздушным
движением “Вымпел-Н”;
•	система технологической связи;
•	система телевизионного наблюдения;
•	комплекс средств наземного обслуживания
орбитального корабля;
•	технологическая система слива компонен-
тов топлива из ОК;
•	подъемно-установочные агрегаты грузо-
подъемностью 50 т и 100 т ;
•	транспортный агрегат грузоподъемностью
100 т для доставки ОК и крупногабаритных
частей ракет-носителей на технический
комплекс;
•	средства связи с экипажем ОК и самолетов
из состава системы “Раскат-Н”;
•	средства приема, обработки, документиро-
вания и выдачи телеметрической информации
из состава измерительного комплекса.
Общим для выполнения полетов лета-
тельных аппаратов и обеспечения посадки
ОК является летное поле, которое по своему
составу практически ничем не отличается от
существующих аэродромов, за исключением
длины и ширины искусственной взлетно-
посадочной полосы (ИВПП), размеры кото-
рой определены в соответствии с требова-
ниями и возможностями системы управления
ОК “Буран”. ИВПП позволяет осуществлять
посадку ОК как в автоматическом, так и в
ручном режиме с двух направлений с
магнитным курсом 60° и 240°. Координаты
центра ИВПП: 46° 03' с.ш. и 63° 14' в.д.
Покрытие ИВПП - из армированного бе-
тона, длина - 4500 м и ширина - 84 м. Попе-
речный профиль полосы симметричный двух-
скатный с уклонами 0,01. Ее отличительная
особенность - общий уклон 0,001...0,003 при
ровности покрытия с просветом 3 мм под
рейкой длиной 3 м. По контуру ИВПП уст-
роены переходные полосы (отмостки) шири-
ной 3 м из фракционного щебня толщиной
30 см, обработанного битумом на глубину
8 см и закрытого асфальтобетоном. Конце-
вые полосы безопасности (КПБ) с двух на-
правлений имеют размер 500 х 90 м, а боко-
вые полосы безопасности (БПБ) примыкают
к отмосткам ВПП и имеют ширину 50 м по
всей ее длине.
Научно-техническое сопровождение ра-
бот по созданию летного поля аэродрома
“Юбилейный” и его строительства осуществ-
лял 26-й ЦНИИ МО (начальник института
В.С.Удальцов, зам. нач. института по науке
Ю.А.Павлов, начальник управления инсти-
тута В.А.Долинченко и др.). Всего строителям
предстояло построить на комплексе более 140
зданий и сооружений, 26 участков системы
средств связи и РТО, из них 8 выносных учас-
тков за периметром комплекса и удаленных
от него от 6 до 58 км, проложить не одну
сотню километров кабельной канализации.
Для организации строительства зданий и
сооружений, разработки, изготовления, пос-
тавки, испытаний и ввода в эксплуатацию
систем, агрегатов и оборудования ПК были
определены три этапа создания ПК, которые
логически вписывались в общий директив-
ный процесс создания и отработки ОК
“Буран” в целом. Первый этап - прием само-
лета-транспортировщика ВМ-Т, доставляв-
шего планеры орбитального корабля и круп-
ногабаритные отсеки ракеты-носителя “Энер-
гия” с заводов-изготовителей на космодром
Байконур. Второй этап - проведение поли-
гонных летных испытаний орбитального
корабля “Буран”. Третий этап - завершение
создания посадочного комплекса в полном
объеме его готовности к летным испытаниям
системы “Энергия” - “Буран”.
На первом этапе вводились в эксплуата-
цию необходимые для приема самолета-тран-
спортировщика ВМТ части летного поля, ра-
диосветосигнальное оборудование и связь. В
результате были доставлены элементы сис-
темы с заводов-изготовителей на технический
комплекс для сборки и проведения летных
испытаний, в том числе четыре планера ОК и
все необходимые для пуска элементы ракеты-
259
носителя. Крупногабаритные элементы раз-
гружались с самолета-транспортировщика на
транспортный агрегат и доставлялись на
технический комплекс, расположенный в
25 км от ПК.
На втором этапе проводились испытания
систем, агрегатов и оборудования, обеспечи-
вающих привод, посадку и послеполетное
обслуживание орбитального корабля “Бу-
ран”. Эти испытания проводились строго в
определенной последовательности, вначале -
автономные испытания, затем комплексные
испытания всех составных частей посадоч-
ного комплекса. В результате этих испытаний
была проведена оценка систем на соответст-
вие частным техническим заданиям по основ-
ным тактико-техническим характеристикам.
При этом проверялись эксплуатационная до-
кументация и подготовка личного состава к
проведению натурной работы.
Третий этап - этап межведомственных
испытаний, по результатам которых была
подтверждена полная готовность посадоч-
ного комплекса к запуску ракеты-носителя
“Энергия” и посадке ОК “Буран”. Эти испы-
тания проводились в условиях, максимально
приближенных к реальным, боевыми расче-
тами, прошедшими многократную трениров-
ку. Привод и посадка отрабатывались с ис-
пользованием самолета-лаборатории Ту-154
№ 83, на котором была установлена бортовая
аппаратура, аналогичная аппаратуре ОК.
Самолет-лаборатория Ту-154 № 83 совершал
полеты по расчетной глиссаде посадки орби-
тального корабля, начиная с пролета над
ВПП на минимальной высоте безопасности и
до посадки. Для отработки средств после-
полетного обслуживания в расчетной точке
остановки ОК после пробега на ВПП уста-
навливался технологический макет ОК. При
этом отрабатывалось с соблюдением времен-
ных параметров регламентированное время
начала охлаждения колес шасси ОК газооб-
разным азотом и термостатирования планера
специально созданными установками с боль-
шим расходом охлажденного сжатого
воздуха. Все наземные средства после-
полетного обслуживания были выполнены в
подвижном варианте с целью подъезда к ОК
с площадки ожидания, расположенной в бе-
зопасной зоне вблизи ВПП. Управление бое-
выми расчетами осуществлялось из объеди-
ненного командно-диспетчерского пункта, ос-
нащенного всеми необходимыми водами
связи и средствами телевизионного наблюде-
ния. По штатным каналам связи осуществлял-
ся информационный диалог с ЦУП, включая
передачу телевизионного изображения.
Положительное заключение по итогам
проведения межведомственных испытаний
посадочного комплекса в целом явилось
основанием для подписания Акта готовности
комплекса к выполнению своих функцио-
нальных обязанностей в МКС “Буран”.
В работах по созданию ПК ОК принима-
ли участие инженеры и конструкторы НПО
“Молния”, в числе которых Ю.Н.Труфанов,
В.В.Студнев, Д.И.Кошкин, О.Н.Некрасов,
П.А.Лехов, М.А.Палагин, Д.Г.Козбенко,
В.А.Яхно, Ю.ИЛобанов, В.В.Шепелев,
В.АЛяхова и многие другие.
Созданный посадочный комплекс орби-
тального корабля МКС “Буран”, единожды
использованный по своему назначению, еще
не смог показать всех своих потенциальных
возможностей, заложенных в его системы, аг-
регаты и оборудование. Инженерно-техничес-
кая универсальность ПК ОК требует профес-
сиональных знаний и опыта специалистов,
которые призваны обеспечивать его функцио-
нирование. К сожалению, недостаточные фи-
нансирование и организованность, а также
нехватка авиационных специалистов в
Военно-космических Силах РФ привели ПК
в неработоспособное состояние. Потребова-
лись значительные инвестиции ГКНПЦ им.
М.В. Хруничева в реконструкцию и модерни-
зацию составной части комплекса - аэро-
дрома “Юбилейный”, которую безвозмездно
обеспечили специалисты НПО “Молния” со
своей кооперацией.
Новый владелец и пользователь посадоч-
ного комплекса в лице Российского Косми-
ческого Агентства должен не только сохра-
нить его, но и найти рациональное примене-
ние в интересах народного хозяйства РФ,
стран СНГ и дальнего зарубежья, с целью
“разгрузки” бюджета России в части платы
Республике Казахстан за аренду космодрома
Байконур и за эксплуатацию ПК.
Напряженным трудом инженерно-техни-
ческих работников многих организаций и
предприятий на космодроме Байконур был
построен, оснащен и испытан уникальный
авиационно-космический объект - посадоч-
ный комплекс орбитального корабля
“Буран”.
260
УДК 629.782.018
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА “БУРАНА”
В. К. Шабанов
Изложена методология экспериментальной отра-
ботки “Бурана”, его элементов и систем, разработан-
ных в НПО “Молния” и организациях МАП. Рассмот-
рены основные этапы экспериментальной отработки, а
также объем и виды испытаний в обеспечение 1-го
орбитального полета “Бурана”. Приведены характери-
стики испытательных лабораторий НПО “Молния”,
подтверждающие соответствие условий испытаний
реальным условиям эксплуатации “Бурана”. Показаны
области применения и перечень работ, которые можно
выполнять с использованием экспериментальной базы
НПО “Молния” при отработке современных летатель-
ных аппаратов и других сложных технических систем.
Задачи экспериментальной отработки
Экспериментальная отработка “Бурана”
представляла собой комплекс организа-
ционных и технических мероприятий, обеспе-
чивающих фактическое подтверждение его
количественных и качественных показателей,
и включала в себя экспериментально-иссле-
довательские работы и отработочные испы-
тания (рис. 1).
Основными целями экспериментально-ис-
следовательских работ (исследовательских ис-
пытаний) были изучение проблемных вопро-
сов проектирования, исследование свойств
новых конструкционных материалов и про-
верка технологических процессов. Основной
объем исследовательских испытаний прово-
дился на ранних стадиях создания “Бурана”.
Отработочные испытания (автономные и
комплексные), в ходе которых проверялась
Рис. 1. Структурная схема экспериментальной отработки
261
правильность технических решений, уточ-
нялась конструкторская и технологическая
документация и подтверждалось соответствие
характеристик “Бурана” требованиям ТТЗ,
завершали процесс его создания.
Автономным испытаниям подвергались
все вновь разработанные, модернизирован-
ные или доработанные узлы, агрегаты,
системы и другие составные части изделия,
имеющие отдельное назначение. Цель этих
испытаний - отработка функционирования в
условиях, близких к реальным, оценка соот-
ветствия характеристик заданным, в частно-
сти оценка надежности.
Комплексным испытаниям подвергались
узлы, агрегаты, системы и другие части
изделия в целях их совместной отработки и
проверки функционирования и взаимовлия-
ния в условиях, близких к реальным.
Отработка “Бурана” предусматривала
выполнение основного объема испытаний в
наземных условиях. При летных испытаниях
проводилась лишь та отработка, которая в
наземных условиях была невыполнима или
экономически нецелесообразна, либо необхо-
димая для подтверждения результатов лабо-
раторно-стендовых испытаний.
Новизна экспериментальной отработки
“Бурана” была связана прежде всего с
многоразовостью его применения и боль-
шими габаритами, что требовало разработки
новых методик испытаний и создания слож-
ных испытательных установок.
Объем и порядок проведения испытаний
определялись программами обеспечения
надежности (ПОН) и комплексными прог-
раммами экспериментальной отработки
(КПЭО), исходя из оптимальной по качеству,
срокам и затратам идеологии испытаний на
всех этапах создания “Бурана”. Так, напри-
мер, для отработки совокупности всех узлов
трения, установленных на “Буране”, совмес-
тно с институтом машиностроения РАН были
определены “лидерные узлы”, создана мето-
дика их испытаний и использования получен-
ных результатов для оценки работо-
способности соответствующих групп узлов
трения.
С целью сокращения сроков испытаний и
затрат на их проведение предварительные и
заключительные испытания, как правило,
совмещались, а испытания на надежность
объединялись с испытаниями на функцио-
нирование и подтверждение соответствия
характеристик заданным. Испытания прово-
дились на четырех особо ответственных
образцах агрегатов каждого наименования и
на трех образцах для других агрегатов.
262
Этапы экспериментальной отработки планера
ОК “Буран” и его систем
Основные этапы экспериментальной от-
работки “Бурана” показаны на рис. 2.
На первом этапе выполнялись следующие
экспериментально-исследовательские работы:
• аэродинамические, газодинамические и те-
пловые на масштабных моделях в аэроди-
намических трубах и на моделях “Бор-5”;
•	акустические на моделях;
•	математическое и полунатурное модели-
рование на пилотажных стендах;
•	исследование теплозащитных и жаропроч-
ных материалов в газодинамических уста-
новках и на моделях “Бор-4”;
•	проверка прочности и жесткости элементов
конструкции на образцах (~ 10 тысяч);
•	другие исследования на моделях и образцах
(молниестойкость, герметичность и т.д.).
Второй этап экспериментальной отработ-
ки заключался в проведении автономных
испытаний, включающих отработку состав-
ных частей, систем и агрегатов на специаль-
ных стендах и универсальном испытательном
оборудовании (прочностные, функциональ-
ные, вакуумно-температурные, климатиче-
ские, трибологические испытания и испыта-
ния на герметичность).
На завершающем третьем этапе прово-
дились комплексные испытания:
•	летные испытания на самолетах-лаборато-
риях Ту-154, Ту-22, Ил-76К, Ил-20Д, МиГ-25;
•	горизонтальные летные испытания аналога
“Бурана”;
•	электрорадиотехнические и гидромехани-
ческие испытания систем и оборудования на
комплексном стенде КС-ГЛИ (ПРСО, ПРСУ,
КСШ, УГСС);
•	статические прочностные испытания пла-
нера “Бурана” и элементов его конструкции;
•	теплопрочностные, акустические, вибро-
прочностные испытания составных частей
планера на стендах и установках;
•	частотные испытания (ГЧИ, СЧИ, ВЧИ)
“Бурана” на специальных стендах;
•	виброакустические испытания на стенде-
старте УКСС;
•	электрорадиотехнические испытания обо-
рудования на комплексном стенде ОК-КС;
•	тепловакуумные испытания в камере верти-
кальных испытаний;
•	макетно-технологические, вентиляционные
и медико-биологические испытания.
Данные об испытаниях к 1-му орбиталь-
ному полету “Бурана” приведены в табл. 1.
Объем и виды испытаний планера ОК “Буран” и систем разработки
МАП в обеспечение 1-го орбитального полета	Таблица!
№ Л/'ll	Объект испытаний	Виды и объем испытаний
1.	Полноразмерное изделие ОК-М	•	Статические прочностные испытания в обеспечение горизонтально-летных испытании изделия ОК-ГЛИ •	Частотные испытания: ГЧИ-П; IV
2.	Изделие ОК-ГЛИ	Летные испытания: •	Основная программа -16 полетов •	Дополнительная программа - 8 полетов
3.	Полноразмерное изделие ОК- КС	Электрорадиотехнические испытания систем и оборудова- ния на комплексном стенде ОК-КС
4.	Полноразмерное изделие ОК- МТ	•	Статические прочностные испытания •	Примерочно-отладочные работы
5.	Полноразмерные отсеки ОК- ТВА	• Теплопрочностные испытания: -	внешнего и внутреннего элевона -	вертикального оперения -	балансировочного щитка -	носового кока -	секции носков крыла (№ 11, 12, 13 с крыла правого - термоциклирование) -	средней части фюзеляжа с крылом правым • Вибропрочностные испытания: -	элевона внутреннего -	средней части фюзеляжа -	хвостовой части фюзеляжа -	носовой части фюзеляжа с кабиной -	носового кока • Повторно-статические испытания: -	секций носков крыла (№ 7... 13) -	носового кока • Акустические прочностные испытания: -	внешнего и внутреннего элевона -	вертикального оперения -	балансировочного щитка -	крыла левого -	секций носков крыла (№ 7... 10) -	средней части фюзеляжа с крылом правым
6.	Полноразмерное изделие для прочностных испытаний	Статические прочностные и повторно-статические испы- тания балансировочного щитка, створок, узлов
7.	Полноразмерные отсеки ОК- ТВИ	Тепловакуумные испытания вертикального оперения, средней и хвостовой части фюзеляжа
8.	Шасси	Отработка функционирования и ресурса на стенде шасси КСШ (выполнено ~ 2200 выпусков и уборок шасси)
9.	Система управления створками, радиаторами, замками (СУ-СРЗ)	Отработка функционирования на полноразмерном стенде “СТВОР-2”
10.	Системы обеспечения жизнедея- тельности и тепловых режимов	Отработка функционирования и тепловых режимов на стендах 35ст7 и 35ст7/9
11.	Комплекс бортового оборудо- вания планера	•	Комплексные испытания на стендах БКС-СРК, ПНС, ПРСО (в т.ч. полунатурное моделирование 1248 реализа- ций, отработка ДИЛ - 149 испытаний и др.) •	Испытания на летающих лабораториях Ту-154 (всего 498 работ в автоматическом режиме: проходов - 334, посадок - 108, в в/ч 11284 - 56 работ)
12.	Летающие модели “Бор-5”, “Бор-4”	•	Летные испытания модели “Бор-5” для исследования аэродинамических характеристик (4 работы) •	Летные испытания модели “Бор-4” для исследования тепловых характеристик (5 работ)
13.	Агрегаты и узлы систем разра- ботки предприятии МАП	Испытания на все виды внешних воздействий (204 наиме- нования объектов испытаний, 900 объектов, -5000 испы- таний - в НПО “Молния”, 450 объектов - на предприятиях- смежниках)
263
Состав и основные технические характеристики испытательного комплекса НПО “Молния”
Таблица 2
№ п/п	Лаборатория	Имитируемые внешние воздействующие факторы	Воспроизводимые внешние воздействия	Характеристики объектов испытания	Проводимые работы и области применения экспериментальной базы
1.	Трибологи- ческих испытаний	Эксплуатационные нагрузки (силовые и тем- пературные) в реальных узлах трения типа: вал- втулка, ролик-рельс	Нагрузки до 330 кН Температура Т =-130°...500°С Давление до Р= Е.ЛО^ммрт.ст. Скорость: -	вращения вала до 60 град/с, -	перемещения ролика до бОмм/с	Наружный диаметр: - корпуса до 100 мм - вала до 60 мм	Определение оптимальной по времени и затра- там стратегии экспериментальной отработки всей совокупности узлов трения, используемых в технических изделиях Определение “лидерных” узлов трения и методик их испытания Проведение ресурсных испытаний узлов трения Выдача рекомендаций и заключений по условиям эксплуатации узлов трения
2.	Криотермо- вакуумных испытаний	Условия космического пространства: -	глубокий вакуум -	“чернота” и холод космоса -	излучения Солнца и других планет Высокотемпературные нагружения от потока воздушной плазмы	Вакуум до Р = 5 • 10-8 мм рт.ст. Температура Т=-160°...1800°С Лучистые потоки: - плотность (100...4000) Вт/м2 - спектральный диапазон (0,2...0,4)мкм Неравномерность облучения не более 5% При испытаниях объекты мо- гут подвергаться вибронагру- жениям	Диаметр до 2,5 м Длина до 9 м	Тепловакуумные испытания Высокотемпературные испытания теплозащит- ных покрытий Испытания на герметичность при комплексном воздействии вакуума и температур Спектральный анализ веществ, выделяемых мате- риалами при испытаниях Метрологическая проверка приборов и датчиков давлений и тепловых потоков Вакуумная плавка и напыление Получение сверхчистых материалов Сублимационная сушка лекарственных препара- тов и продуктов
3.	Статических прочностных испытаний	Статические нагрузки на изделия: -	сосредоточенные -	распределенные -	переменные по времени Внешние температурные поля, изменяющиеся в реальном масштабе времени	Нагрузки по направлениям до 20000 кН Скорость нагружения по 64 независимым каналам - до 20% максимальной Температурные условия восп- роизводятся в 64 зонах при мощности каждой до 100 кВт Нагрев до Т = 800°С	Объекты габаритом 50 х 30 х 15 м	Определение расчетных случаев нагружения Испытания крупногабаритных конструкций на: - статическую прочность -ресурс - жесткость -	функционирование под нагрузкой -	прочность с нагревом и захолаживанием конструкционных элементов Испытание образцов материалов и конструкции на растяжение, сжатие, изгиб
Продолжение таблицы 2
№ п/п	Лаборатория	Имитируемые внешние воздействующие факторы	воздействия	Характеристики объектов испытания	Проводимые работы и области применения экспериментальной базы
4.	Динамиче- ских испытаний	Динамические нагрузки, действующие на изделия в процессе их эксплуа- тации	Диапазон воспроизводимых частот (1...3000)Гц, динамичес- кие нагрузки до 200 кН Натружение по 6 каналам Реализуются нагружения: - на фиксированных частотах - со сканированием частоты со скоростью (0,01... 100) окт/мин Шумовой сигнал потребной формы спектральной плотности	Объекты габаритом 10 х 6 х 5м Масса объектов при вибропрочнос- тных и частотных испытаниях до 300 кН Масса объектов при ударных испытаниях до 1 кН	Определение динамической прочности натурных крупногабаритных конструкций Определение частотных характеристик объектов (собственных частот, форм колебаний) Испытания на ударную прочность Обработка результатов измерений по алго- ритмам спектрального, корреляционного статис- тического анализа
5.	Климати- ческих испытаний	Внешние климатические условия при различных сочетаниях значений температур, давлений, влажности. Дождь, иней, роса, морской туман. При испытаниях обеспе- чивается функциониро- вание объектов испыта- ния (электрическое, гид- равлическое, пневмати- ческое)	Температура Т=-70°...300°С Давление до Р=1,5 мм рт.ст. Влажность до 98% Кинематический нагрев в нор- мальных климатических усло- виях до Т=1300°С со скоростью до 50°С/с	Максимальные габариты 2,0 х 1,8 х 1,5 м Масса до 400 кг	Разработка рекомендаций, методик и условий климатических испытаний типовых элементов конструкции Проведение высокотемпературных испытаний с кинематическим нагревом конструкции Выдача заключений и рекомендаций по условиям эксплуатации изделий
6.	Испытаний на герметич- ность	Условия эксплуатации изделий:	обеспечение потребного газового на- полнения, состава рабо- чего тела, внутреннего давления в системах и агрегатах	Определение степени негерметичности: -	по газовой среде до 1,3 • 10-8 м3Па/с -	по жидкости до 10-12 м3/с	Внутренний объем полостей до 3 м3	Испытания на герметичность газоаналитичес- кими и компрессионными методами с использо- ванием масспектрометрического, акустического, вакуумного и другого оборудования, а также прецизионных измерительных средств
Продолжение таблицы 2
№ п/п	Лаборатория	Имитируемые внешние воздействующие факгоы	Воспроизводимые внешние воздействия	Характеристики объектов испытания	Проводимые работы и области применения экспериментальной базы
7.	Неразрушаю- щего контроля	Испытания проводятся на реальных изделиях, материалах, конструкциях	Определяются	заказчиком работ	Не ограничены	Разработка технологий и внедрение средств неразрушающего контроля Оценка качества неразъемных соединений (сварных, паяных и других) Измерение разноплотности неметаллических материалов Количественное определение влагосодержания в сыпучих, пористых и других материалах и конструкциях Структуроскопия материалов
8.	Испытаний на электро- магнитную соместимость	Реальные условия рабо- ты электротехнического и радиоэлектронного оборудования в нор- мальных климатических условиях	Испытания проводятся в экра- нированных безэховых каме- рах с эффективностью экрани- рования не хуже 82 дБ Значения воспроизводимых па- раметров определяются заказ- чиком	Без ограничений	Разработка методик и программ испытаний бор- тового оборудования, электротехнической и ра- диоэлектронной аппаратуры, устройств общего и специального назначения на электро- магнитную совместимость Измерение радиопомех, создаваемых обору- дованием и аппаратурой: -	по цепям управления, электропитания и передачи информации -	по электромагнитному полю Оценка работоспособности оборудования при воздействии на оборудование, цепи электро- питания и информационные цепи полей магнит- ной индукции, импульсных и гармонических помех электрических полей
9.	Лаборатория газодинами- ческих испытаний	Физико-химическое воздействие и аэродина- мический нагрев поверх- ности в дозвуковой зоне ударного слоя, соответ- ствующего полетным параметрам набегающе- го потока в интервале скоростей V=4000... 10000м/с	Энтальпия торможения 10...40 мДж/кг Температура плазменной струи Т=5000...10000К Температура на поверхности образца до 2300К Время непрерывной работы до 40 мин Рабочие газы: воздух, аргон, азот, гелий	Образцы поперечного сечения 0,3 х 0,3 м	Исследование неравновесного теплообмена с учетом каталитичности Исследование термохимического воздействия чистой плазмы на теплозащиту космических летательных аппаратов
Рис. 2. Этапы экспериментальной отработки
Как видно из табл. 1, испытания на
воздействие различных факторов проводи-
лись на разных образцах изделия. Предусмат-
ривалось оптимальное комплексирование ис-
пытаний для различных элементов и отсеков.
Так, например, при испытаниях изделия ОК-
ТВА внешний элевон подвергался тепло-
прочностным и акустическим испытаниям,
носовой кок - теплопрочностным, вибропроч-
ностным, повторностатическим и другим
испытаниям. Это сократило объем и сроки
испытаний, уменьшило затраты на их про-
ведение и дало необходимую информацию
для оценки работоспособности конструкции.
Экспериментальная база
Для экспериментальной отработки орби-
тального корабля “Буран”, обеспечиваю-
щей высокую надежность работы его систем
и агрегатов, необходимо было создать экспе-
риментально-стендовую базу, соответствую-
щую новизне и сложности этой задачи. С этой
целью в 1977 году был разработан план “Раз-
витие научно-технической базы НИИ, ОКБ и
опытных заводов отрасли на период до 1990
года” для экспериментальной отработки воз-
душно-космических аппаратов. Раздел по экс-
периментальной базе НПО “Молния” соста-
вил основу этого плана и был реализован
НПО “Молния” и ГипроНИИавиапромом с
учетом предложений по реконструкции и
развитию экспериментальной базы, поступив-
ших от ЦАГИ, СибНИА, ЛИИ, ЦИАМ,
НИАТ и других организаций отрасли.
В НПО “Молния” были разработаны
технические задания на создание уникальных
испытательных установок, в которых были
заданы требуемые характеристики установок
и имитируемые внешние воздействия и
факторы. Некоторые из наиболее крупных
испытательных комплексов НПО “Молния” -
комплекс тепловакуумных испытаний, лабо-
ратория трибологических испытаний - не
имели аналогов в СССР и Европе.
На всех этапах экспериментальной отра-
ботки планера “Бурана” и его систем было
задействовано 370 стендов и установок, в том
числе 248 существовавших и реконструиро-
ванных, 122 созданных вновь, из них 64 для
испытаний объектов, разработанных в НПО
“Молния”, 58 для объектов, разработанных
смежниками. Уникальное испытательное обо-
рудование было оснащено автоматизирован-
ной системой управления экспериментом,
системами измерений и контроля, необходи-
мым метрологическим обеспечением.
В табл. 2 приведены характеристики
испытательного оборудования эксперимен-
тальной базы НПО “Молния”, подтверж-
дающие соответствие условий испытаний,
воспроизводимых испытательным оборудо-
ванием, реальным условиям эксплуатации
“Бурана”, и показаны области применения
экспериментальной базы НПО “Молния”.
Испытательный комплекс может модер-
низироваться и дооснащаться под испытания
конкретных изделий.
Все испытательные лаборатории аккреди-
тованы Госстандартом Российской Федера-
ции по Системе сертификации ГОСТ-P на
техническую компетентность и независимость
как испытательные центры России. Аттес-
таты зарегистрированы в Государственном
Реестре системы сертификации ГОСТ-Р.
Методология экспериментальной отра-
ботки “Бурана” и созданная современная
испытательная база позволили качественно и
в короткие сроки обеспечить подтверждение
характеристик орбитального корабля, что
обусловило успех его орбитального полета и
автоматической посадки.
267
УДК 629.7.004
КОНВЕРСИЯ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ТЕХНОЛОГИЙ ПОМОГАЕТ
НПО “МОЛНИЯ” ВЫЖИТЬ, ЧТОБЫ ВЕРНУТЬСЯ В КОСМОС
М.Я. Гофин
Рассмотрены основные направления конверсии
научно-технических достижений НПО “Молния”,
полученных в процессе создания планера орбитального
корабля “Буран” и разработки авиационно-космических
систем. Показаны пути широкого применения научно-
технического опыта НПО в различных отраслях
народного хозяйства, возможного использования экспе-
риментально-производственной базы и организации
экспорта продукции на зарубежные рынки.
Уже через два года после первого
орбитального полета “Бурана” и первой
и единственной в мире успешной авто-
матической посадки орбитального самолета
на аэродроме НПО “Молния” столкнулось с
неожиданной ситуацией. Финансирование по
программе “Буран” начало резко сокра-
щаться, а новые государственные заказы
отсутствовали. В этой ситуации руководство
НПО вынуждено было заняться использо-
ванием в коммерческих целях аэрокосми-
ческих технологий, разработанных в процессе
создания ОК “Буран”.
Первым шагом была попытка полной
инвентаризации достижений в области новых
материалов, технологий и других “ноу-хау”,
созданных в подразделениях объединения в
содружестве с академическими и отраслевыми
институтами страны. Анализ этих разра-
боток, которые составили довольно увеси-
стый альбом, показал, что НПО располагает
около 240 новейшими технологическими про-
цессами, примерно 130 типами прогрессивной
технологической оснастки и инструмента, а
также образцами 80 видов принципиально
новых для России материалов. Большинство
новых разработок защищены авторскими
свидетельствами, общее число которых пере-
валило за тысячу.
Все виды научно-технических достижений
НПО можно разбить на следующие направ-
ления (разделы):
•	конструкции, испытания, математическое
обеспечение - с числом разработок 184;
•	материалы - с числом разработок 88;
•	технология и оборудование - с числом раз-
работок 377.
Каждый раздел содержит результаты
решения научно-технических проблем, пере-
чень предприятий-соисполнителей и соразра-
ботчиков, возможные области применения.
Кроме того, разделы дополнительно содер-
жат данные об ожидаемом технико-эконо-
мическом эффекте применения разработки, о
возможностях дальнейшего использования
экспериментально-производственной базы и
экспорта созданной продукции за рубеж.
Ряд комплексных разработок защищен
несколькими авторскими свидетельствами.
Так, например, оборудование и методы
проведения аэродинамических исследований
в трубах получили 5 авторских свидетельств;
методики синтеза алгоритмов управления - 3;
основные принципы построения комплексов
полунатурного моделирования, а также
технологии подготовки и проведения такого
моделирования на базе многомашинного
комплекса ЭВМ - около 10 авторских сви-
детельств; разработка технологических про-
цессов формообразования сотовых панелей -
более 10.
Рассмотрим подробнее некоторые раз-
работки НПО, нашедшие применение в
народнохозяйственном комплексе России.
Серия самолетов схемы “триплан”
По инициативе Генерального конструк-
тора НПО “Молния”, изучив потреб-
ности внутреннего и внешнего рынка,
268
проанализировав свои конструкторские, про-
изводственные, финансовые возможности и
организационные особенности предприятия и
потребной кооперации, определяющей опера-
тивность разработки и техническое качество
документации изделий, пришло к выводу, что
необходим активный поиск реальных путей
повышения конкурентоспособности отечест-
венной авиационной техники, что в условиях
экономических и организационно-техничес-
ких трудностей в настоящее время может
быть достигнуто существенным повышением
безопасности полета и топливной эффектив-
ности.
Анализ показал, что оба этих опреде-
ляющих фактора обеспечиваются приме-
нением аэродинамической схемы “триплан”.
Применение этой схемы дает ряд сущест-
венных преимуществ самолета-триплана по
отношению к самолету обычной схемы. Во-
первых, это высокий уровень надежности и
безопасности, особенно в случаях маневри-
рования на больших углах атаки или воз-
действия сильных атмосферных возмущений.
Во-вторых, трипланная схема обеспечивает
высокую весовую отдачу, высокое аэродина-
мическое качество и ряд других преимуществ.
В конструкторском бюро разработана серия
проектов самолетов такого типа: “Молния-1”,
“Молния-100”, “Молния-300”, “Молния-400”,
“Геракл” - с полезной нагрузкой от 500 кг до
500 тонн.
Первым воплощенным в металл из этой
серии самолетов-трипланов является легкий
многоцелевой самолет “Молния-1” с задним
расположением одного поршневого двигателя
с толкающим винтом и габаритными
размерами: длина 7,86 м, размах крыла 8,5 м,
высота 2,3 м. Разработки самого малого в
этой серии самолета “Молния-1” и самого
большого - “Геракл” - удостоены Золотых
медалей Всемирного салона изобретений и
промышленных инноваций “Эврика-93” и
“Эврика-95” (Брюссель, Бельгия). Более
подробные данные об этом одном из
наиболее ярких примеров конверсии про-
изводства НПО “Молния” приведены в
статье “Триплан” настоящего сборника.
Автоматизированная высотная автостоянка
Высотная автостоянка с лифтовой систе-
мой предназначена для хранения легко-
вых автомобилей в местах с высокой
плотностью застройки и при ограниченных
площадях. Автостоянка представляет собой
каркас из легких металлоконструкций,
обшитый профильным листом. Внутри
корпуса установлен специальный подъемник-
манипулятор, осуществляющий подъем под-
донов с автомобилями. Конструкция авто-
стоянки имеет модульное по высоте испол-
нение и позволяет гармонично вписаться в
любой городской ландшафт.
Площадь, занимаемая автостоянкой,
минимальна и составляет всего 56 м2, а ее
вместимость составляет до 20 автомобилей
класса “Волга” или “Вольво-940”. Автостоян-
ка может изготавливаться в двух исполне-
ниях:
•	надземный вариант - на бетонной плите-
фуцдаменте;
•	подземный вариант - в железобетонном
колодце.
Наиболее эффективно применение высот-
ной автостоянки в местах интенсивных
людских потоков, около офисов, банков,
аэропортов, железнодорожных вокзалов,
стадионов и т.п. Модификация автостоянки
данной системы позволяет также органи-
зовывать высотное хранение грузов, таких,
как контейнеры, емкости, кузова авто-
мобилей и т.п. Первые две такие автостоянки
построены в Москве на Скаковой улице.
Применение теплозащитных материалов
Другой пример конверсионного использо-
вания разработанных для ОК “Буран”
теплозащитных материалов - производство
лабораторных печей сопротивления. В этих
печах применяются теплозащитные мате-
риалы типа ТЗМК, что позволяет достигать
температуры 1250°С за 15 минут. Такие печи
применяются для химических анализов, при
термообработке металлов, в ювелирном
производстве, в художественных промыслах
для обжига фарфора, нанесения декоратив-
ных покрытий. Все печи снабжены высоко-
точной системой управления с цифровой
индикацией. Уникальные свойства материа-
лов ТЗМК позволили создать пятилитровую
лабораторную печь с габаритными разме-
рами 420 х 420 х 570 мм. Печь имеет вес всего
12 кг, питается от сети 220 В и потребляет
мощность менее 1 кВт.
Каталитические печи
Их действие основано на каталитическом
(без открытого пламени) разложении
любого типа топлива с выделением тепла. На
основе этого принципа совместно с МАИ
выпускаются каталитические нагреватели
“Пульсар-1”, которые нашли свое применение
для обогрева теплиц, гаражей, производст-
269
венных и складских помещений, а также для
инфракрасной сушки лакокрасочных покры-
тий, подогрева автомобильных дизельных
двигателей, а при наличии вентиляции - и
кабин большегрузных автомобилей.
Эластичные обогреватели
Еще одним примером конверсии являются
эластичные обогреватели, разработан-
ные для местного обогрева кабины ОК
“Буран” и используемые в настоящее время в
медицине в качестве грелок, для под-
держания температуры сыпучих и жидких
рабочих веществ, обогрева рабочих поме-
щений, автомобилей, механизмов и приборов
в условиях низких температур Крайнего
Севера.
Парогенераторные и водогрейные установки
Большой интерес представляют паро-
генераторные и водогрейные установки
на базе малогабаритных цилиндрических
парогенераторов. Они разработаны на основе
современных достижений теплофизики, рабо-
тают на жидком и газообразном топливе,
имеют оптимальную тепловую мощность до 5
МВт, обладают малой тепловой инерцией. Их
массогабаритные характеристики в несколько
раз меньше, чем у традиционных паро-
генераторов, они удобны в монтаже и
эксплуатации, имеют лучший КПД и находят
все большее применение для нужд сельского
хозяйства, аварийного городского теплоснаб-
жения, для разработки нефтяных место-
рождений и природных залежей серы, для
паротеплового воздействия на нефтяные
пласты. Их преимущества перед аналогами
очевидны: сокращение в 4...5 раз материало-
емкости, уменьшение в 7... 10 раз габаритных
размеров.
Оборудование для переработки
плодоовощного сырья
Важным направлением конверсионного
развития НПО явилось создание на его
базе межотраслевой научно-производствен-
ной фирмы “Авиаагропроммеханизация” по
разработке, изготовлению и эксплуатации
универсальных комплектов оборудования для
переработки плодоовощного сырья. Это на-
правление работ одобрено на заседании прав-
ления ассоциации агропромышленных пред-
приятий России, Украины, Молдовы, Бело-
руссии и Армении. Назначение универсально-
го комплекта оборудования - круглогодичная
переработка более 20 видов овощей и фрук-
тов, выпуск 36 видов готовой продукции:
•	маринованных овощей и фруктов, грибов,
компотов;
•	овощных консервов и обеденных блюд;
варенья, джемов, повидла;
•	овощных и фруктовых соков.
Преимущества данного универсального
комплекта оборудования:
•	переработка сырья непосредственно в мес-
тах его выращивания;
•	резкое снижение потерь урожая и транс-
портных расходов;
•	низкая стоимость переработки сырья и
высокая экономическая эффективность;
•	экологическая чистота и безотказность
производства;
•	технические и эргономические характерис-
тики на уровне лучших зарубежных образцов;
•	механизация и автоматизация трудоемких
операций.
При разработке, изготовлении и экс-
плуатации универсального комплекта обору-
дования использованы новые конструк-
тивные и технологические решения, впервые
примененные для ОК “Буран”, и новейшие
технологии переработки сырья, что обеспе-
чивает высокое качество готовой продукции.
Ветровые и гидроэнергетические установки
Одно из перспективных направлений в
конверсии аэрокосмических технологий
- создание принципиально новых ветро- и
гидроустановок, сельхозагрегатов и других
образцов гражданской продукции с примене-
нием “ноу-хау”, разработанных при создании
орбитальных самолетов.
В настоящее время в Японии, США и в
России ведутся исследования экологически
безвредных, работающих на любых широтах,
высокоресурсных смерчевых солнечно-ветро-
вых энергоустановок. Смерчевые или вихре-
вые установки запатентованы российскими
авторами в 40 странах. В этих установках
используются особые запатентованные в
России безынерционные маховиковые гидро-
приводы, созданные для агрегатов управ-
ления орбитального самолета “Буран”.
Смерчевые солнечно-ветровые энергоустанов-
ки имеют следующие преимущества:
•	низкая материалоемкость;
•	простота обслуживания и монтажа;
•	нет необходимости в фундаментах.
Эти установки используют не только
энергию ветротоков (являющуюся на самом
деле энергией Солнца), но и напрямую
270
тепловую энергию, собираемую восходящим
воздушным потоком от нагретой Солнцем
подошвы установки. Создание семейств мощ-
ных ветро- и гидроустановок на побережье
водохранилищ или в пустынных регионах
даст возможность компенсировать энерго-
потери из-за замороженного строительства
атомных станций.
Применение сотовых и многослойных
конструкций в других отраслях
народного хозяйства
Разработанные для облегчения конструк-
ции ОК “Буран” многослойные сотовые
панели находят широкое применение в других
отраслях народного хозяйства: авиационной,
строительной, ракетно-космической, судо-
строительной, радиотехнической и т.д. Обла-
дая небольшой плотностью (от 20 до 150
кг/м3), сотовый заполнитель сообщает трех-
слойной конструкции высокую жесткость, ма-
лый вес, обеспечивает высокую технологич-
ность изготовления, прекрасные шумопогло-
щающие, теплоизолирующие свойства, отлич-
ную вибрационную прочность. Их изготавли-
вают из алюминиевой, титановой и стальной
фольги. Такие заполнители используются в
качестве основания зеркал больших космиче-
ских телескопов, остронаправленных антенн
систем дальней космической связи. Наиболь-
шее распространение нашли композиции из
крафтбумаги, пропитанные фенольной
смолой для повышения механических харак-
теристик, уменьшения влагопоглощения и
защиты от гниения. Полуфабрикаты с такими
заполнителями широко используются в лег-
ких несущих конструкциях яхт, спортивных
лодок, катеров, досок виндсерфинга и других
предметах спортивного инвентаря, а также в
качестве облегченных строительных конст-
рукций - дверей, стен, перегородок, панелей
сдвижных ворот и откатывающихся конст-
рукций, теплоизолирующих перекрытий и т.д.
Интересными оказались области приме-
нения ячеистых сотовых заполнителей.
Нанесение на их разветвленные внутренние
поверхности специальных покрытий и ката-
лизаторов позволило успешно использовать
их для охраны окружающей среды, в том
числе в качестве нейтрализаторов вредных
выбросов промышленных дымовых газов и
выхлопов двигателей автомобилей и
газотурбинных установок.
Сильный пожар, случившийся на Кам-
ском заводе автодвигателей, который привел
к большим материальным потерям (до двух
миллиардов долларов), натолкнул наших раз-
работчиков на идею создания пламегасителей
в топливных и масляных трубопроводах, а
также в других системах с быстро воспла-
меняющимися жидкостями и газами.
На предприятиях радиоэлектронной про-
мышленности ячеистые заполнители, установ-
леные в качестве радиофильтров, позволяют
очистить эфир от “радиомусора”.
Бронирование транспортных средств и других
особо важных объектов
Опыт разработки особо прочного остек-
ления кабины пилотов и приборов
помог в разработке прозрачной брони для
транспортных средств и стационарных
объектов (банков, офисов, пикетов и
дежурных помещений правоохранительных
органов, обменных пунктов, кассовых
помещений, коттеджей, квартир и др.) от
любого вида носимого стрелкового оружия,
включая автоматы Калашникова и снай-
перскую винтовку Дергунова с пулями,
имеющими стальную оболочку и стальной
термоупрочненный сердечник. Разработка
прозрачной и непрозрачной брони позволила
впервые в России создать бронированный
автомобиль класса VIP на базе автомобиля
“Ford Explorer”, имеющий пластиковый
топливный бак, протестированный по
авиационным технологиям и вставленный в
бронированную ячейку. Интересна разра-
ботка защиты колес бронеавтомобиля. Диски
колес имеют специальные вставки из
полимерных композиционных материалов,
что позволяет продолжить движение на
расстояние до 80 км при скорости до 100 км/ч.
В автомобиле используются и другие
авиакосмические разработки, например:
система экстренного пожаротушения,
бамперы таранного типа из тигановых
нержавеющих сталей, тонированные стекла,
автономная система жизнеобеспечения,
глобальная навигационная система, сотовая
космическая связь и др.
Опыт конверсии предприятий-
соразработчиков ОК “Буран”
Широкий круг научно-производствен-
ных предприятий, объединений, отра-
слевых и академических институтов, участ-
вовавших в кооперации по разработке и
созданию ОК “Буран”, так же как головное
объединение - НПО “Молния”, стремятся
применить разработанные для программы
“Буран” материалы, технологии и конструк-
271
ции в народном хозяйстве. Особенных успе-
хов в этом направлении достигли ВИАМ,
Обнинское НПП “Технология”, НИИ “Гра-
фит” и др. Так, например, разработки ОНПП
“Технология” применяются при изготовлении
керамических термомерных чехлов для непре-
рывного контроля температур расплавлен-
ного алюминия, хлороводов при производ-
стве хлористого алюминия, смотровых и
мерных стекол и сосудов, работающих под
давлением, деталей и агрегатов из полимер-
ных композиционных материалов самолетов
Ил-96М, Ил-114, Ту-204/200, Ту-334, Су-29/31
и др., термостабильных трехслойных плат-
форм для российских спутников системы
банковской связи, обшивок и обтекателей
ракеты-носителя “Протон”, термостойкой
посуды бытового назначения.
Находясь в условиях рыночной эконо-
мики, ОНПП “Технология” ведет активный
поиск применения в других отраслях народ-
ного хозяйства своих разработок, таких, как:
термостойкая футеровка печей для изго-
товления элементов стоматологии и изоляция
лифтовых труб газовых скважин для зон
вечной мерзлоты; панельные, балочные и
трубчатые силовые конструкции на основе
полимерных композиционных материалов
(ПКМ) для кузовов автомобилей, скоростных
поездов, железнодорожных вагонов и вагонов
метро, морских судов и самолетов, а также
для силовых отсеков ракеты-носителя класса
“Протон”; панельные и трубчатые конструк-
ции из ПКМ с высокой степенью стабиль-
ности форм и размеров, предназначенные к
применению в условиях космического про-
странства в составе радиотелескопов и
спутников связи; приборы и агрегаты
автомобилей с применением электроизоля-
ционного компаунда ТЭР-9128; высоко-
ресурсные керамические подшипники для
авиационной, химической, станкостроитель-
ной, угле- и нефтедобывающей промыш-
ленности для химически агрессивных сред
эксплуатации в интервале температур от -196
до +900°С; керамические отсечные кольца
для установок непрерывной разливки стали
горизонтального типа с температурой
эксплуатации до 1750°С; остекление железно-
дорожного транспорта; керамические изделия
для металлургических и химических комби-
натов.
Применение методов автоматизированного
проектирования в других отраслях
Создание орбитального корабля “Буран”
было бы невозможным без широкого
внедрения методов автоматизированного
проектирования, базирующихся на исполь-
зовании вычислительной техники, станков с
числовым программным управлением, разно-
образных баз данных.
В области компьютеризации за 6...7 лет
было проведено полное перевооружение
объединения. Уровень автоматизации проек-
тирования достиг 50%, на серийный завод
20% информации передавалось без чертежей
и плазов в составе банков данных.
Для автоматизированного бесчертежного
изготовления плиток теплозащиты “Бурана”
был создан и развернут сквозной проектно-
производственный процесс, основанный на
безбумажной технологии.
В ходе конверсии аэрокосмических
компьютерных технологий разработанные
математическое и программное обеспечение,
а также станки и разметочно-обмерные
машины нашли применение для высоко-
точного формообразования панелей-щитов,
покрывающих поверхность рефлекторов
крупногабаритных антенн радиотелескопов.
Накопленный при создании много-
разового орбитального корабля “Буран”
опыт может быть широко и с большим
технико-экономическим эффектом исполь-
зован при создании новых изделий в
различных отраслях народного хозяйства:
авиа- и ракетостроении, космонавтике,
судостроении, автомобилестроении, атомной
энергетике, медицине, черной и цветной
металлургии, в радио-, электро-, химической
и других отраслях промышленности.
272
Многоцелевая авиационно-космическая система МАКС позволит в несколько раз снизить стоимость
выведения полезных нагрузок в космическое пространство, обеспечит оперативность полетов к
орбитальным объектам, откроет доступ на орбиты с широким диапазоном высот и наклонений
Орбитальный самолет МАКС
Экспериментальный летательный аппарат «Бор-5»
Опыт воздушной транспортировки «Бурана» — вклад в создание АКС
Транспортировка «Бурана» к подъемному устройству
Установка «Бурана» на самолет
ВМ-Т с помощью подъемного
устройства ПКУ-50
Транспортировка «Бурана» (без киля и двигателей) на Байконур
Транспортировка на Байконур бакового отсека PH «Энергия» с помощью самолета ВМ-Т
Буксировка на предстартовую позицию
Подготовка к транспортировке «Бурана» (без киля и двигателей) на Байконур
Оборудование салона
летающей лаборатории
— самолета Ту-154
Рабочее место
оператора в салоне
самолета ЛЛ Ту-154
Рабочее место пилота
летающей лаборатории,
оборудованное
аналогично
орбитальному
кораблю «Буран»
Транспортировка «Бурана» на самолете Ан-225 «Мрия» на авиасалон в Париж
Авиационно-космическая система «Спираль»
Аналог орбитального самолета «Спираль»
«Геракл» — перспективный самолет схемы «триплан», способный стать эффективным средством
транспортировки грузов на внешней подвеске и при использовании в качестве СН удвоить массу
полезного груза МАКС
«Молния-1» — шестиместный самолет схемы «триплан», запущенный в серийное производство
Кислородно-керосиновый двигатель РЛ-120 для экспериментального ракетоплана МАКС-Д, стартующего с Ан-22^


Трехкомпонентный двигатель РД-701 — один из важнейших элементов МАКС
Полноразмерный макет кормовой части ОС МАКС с двигательной установкой в цехе НПО «Молния»
Полноразмерный макет внешнего топливного бака МАКС в цехе Южного машиностроительного завода
(г. Днепропетровск)
Схема полета основного варианта МАКС с орбитальным самолетом
Транспортно-техническое обслуживание орбитальных объектов с помощью МАКС
Руководители программы создания планера орбитального корабля «Буран»
От “Спирали”
до МАКС
273
Практическая космонавтика, начавшая свое существование с 4 октября 1957 года, к
середине 90-х годов достигла по ряду направлений деятельности уровня рентабель-
ного применения. Это в первую очередь космические системы связи, навигации, метео-
рологии, дистанционного зондирования Земли. Дальнейшее развитие этого процесса
сдерживается высокой стоимостью доставки грузов на орбиту. Поэтому снижение стои-
мости транспортных операций - важнейшая задача, стоящая перед создателями косми-
ческой техники. Основным направлением решения этой задачи является создание много-
разовых космических транспортных систем (МКТС).
Одним из первых проектов многоразовых космических транспортных систем был
доведенный до стадии создания пилотируемого прототипа орбитального самолета и его
летных испытаний в дозвуковом диапазоне скоростей проект “Спираль”, разрабатывав-
шийся в ОКБ А.И.Микояна в 1965... 1975 годах.
Первые реализованные проекты МКТС - “Спейс Шаттл”, “Энергия” - “Буран”,
“Пегас”. Часть составляющих этих систем является изделиями многоразового
применения. Однако эти системы кардинального решения проблемы не обеспечили, так
как стоимость их эксплуатации оказалась достаточно высокой.
В настоящее время во многих развитых странах идет интенсивная работа по исследо-
ванию концепций следующего поколения МКТС. Особое внимание уделяется экономи-
ческой эффективности применения, которая в значительной мере определяется возможно-
стями выполнения различных целевых задач.
В нашей стране определенные ограничения на космическую деятельность наклады-
вают особенности ее географического положения. Расположенные на высоких широтах
космодромы Плисецк и Байконур не могут обеспечить выведение объектов непосред-
ственно на низкие орбиты с наклонением меньше 63° и 51° соответственно. Поэтому
выведение спутников связи на геостационарную орбиту с наших космодромов требует в
2,5 раза больших энергетических затрат, чем с Западноевропейского космодрома Куру,
расположенного на 7° северной широты.
При дальнейшем развитии космической деятельности актуальными становятся такие
задачи, как аварийное спасение экипажей пилотируемых космических объектов и опера-
тивная инспекция космических объектов. Время выполнения таких задач для системы
выведения, имеющей традиционный вертикальный старт, может достигать до 4 суток, что
является совершенно неприемлемым. Оперативное решение задачи экстренного полета к
орбитальному объекту (до 12 часов), а также прямое выведение на орбиты с любым
наклонением может обеспечить только многоразовая космическая транспортная система
горизонтального старта, использующая в качестве первой ступени и подвижного старта
самолет-носитель. Это позволяет снять ограничения, накладываемые расположением оте-
чественных космодромов, и дополнительно предоставляет возможность базирования на
дооснащенных аэродромах в различных районах земного шара. К системам такого типа
относятся: проект 60-х годов “Спираль” (СССР); проект “Зенгер” (Германия); МАКС
(Россия, Украина).
В течение 20 лет своего существования НПО “Молния” проводило исследования и
разработки по широкому спектру проектов многоразовых космических транспортных
систем, включающих в свой состав авиационные элементы. Перечень основных вариантов
этих систем приведен ниже на схеме, подготовленной ведущим конструктором
Е.П.Кутякиным.
Результаты многолетних исследований показывают, что в настоящее время проект
МАКС с самым мощным в мире дозвуковым самолетом-носителем Ан-225 “Мрия” в
наибольшей степени удовлетворяет требованиям, предъявляемым к перспективным
МКТС как по стоимости создания и выведения 1 кг полезной нагрузки, так и по эфектив-
ности решения разнообразных задач и экологическим критериям. Поэтому в данном
разделе сборника вопросам проектирования МАКС и характеристикам этой системы
уделено наибольшее внимание. Показано, что в будущем характеристики МАКС могут
быть значительно улучшены в результате создания сверхмощного двухфюзеляжного
самолета-носителя “Геракл”, выполненного по схеме “триплан”.
Некоторые статьи данного раздела содержат методологические результаты, обобщаю-
щие опыт работ по проектам “Спираль”, “Бор”, “Буран”, МАКС.
274
Проекты авиационно-космических систем
НПО “Молния”
Двухступенчатые АКС горизонтальное старта с одноразовыми элементами
(ракетными ускорителями или внешним топливным баком)
Маршевая двигательная установка - ЖРД
“Спираль” / Go = 115 т
Гиперзвуковой самолет-разгонщик
“Бизань” / Go = 430 т
Дозвуковой СН Ан-124
Система “49” / Go = 430 т
Дозвуковой СН Ан-124
“Бизань-Т” / Go = 430 т
Дозвуковой СН Ан-124
Система “49-М” / Go = 770 т
Перспективный дозвуковой СН
М АКС-Т / Go = 630 т
Дозвуковой СН Ан-225
275
Проекты авнриионво-космических стугри
НПО “Молния” »
Полностью многоразовые двухступенчатые АКС
горизонтального и вертикального старта
____Маршевая двигательная установка - ЖРД
горизонтальный воздушный старт
ВКС-Д / Go = 630 т
Дозвуковой СН Ан-225
МАКС-М / Go = 630 т
Дозвуковой СН Ан-225
ВКС-ДМ /Go= 900т
Перспективный дозвуковой СН
“Геракл”
ВКС-Г ZGo = 550t
Гиперзвуковой самолет-разгонщик
вертикальный старт с земли
ВКС-В / Go = 550 т
Вертикально стартующий крылатый
самолет-разгонщик
ВКС-В/ Go = 1000 т
Вертикально стартующий крылатый
самолет-разгонщик
276
горизонтальный старт с наземного разгонного устройства
277
Экспериментальная авиационно-космическая система МАКС-Д -
демонстратор технологий перспективных МКТС и прообраз системы МАКС
278
УДК 629.782.001
АНАЛИЗ РАЗЛИЧНЫХ КОНЦЕПЦИЙ МКТС
Э. Н. Ду дар
В статье рассказывается о разработке в НПО
“Молния” совместно с ЦАГИ методик и программного
обеспечения для проектно-баллистических исследований
по перспективным авиационно-космическим системам
выведения. Обсуждаются особенности различных
проектов МКТС, наиболее сложные проблемы и пути
их решения.
Накануне 20-летнего юбилея НПО
“Молния” необходимо отметить, что в
течение многих лет параллельно с работами
по “Бурану” нашим коллективом прово-
дились исследования и ОКР по широкому
спектру крылатых космических транспортных
систем, использующих аэродинамическую
подъемную силу не только при возвращении
многоразовой орбитальной ступени на
Землю, но и на участке выведения на орбиту.
Это направление развивалось практически с
самого начала существования НПО как
продолжение работ по аэрокосмической
системе “Спираль” с гиперзвуковым само-
летом-разгонщиком.
В 1976 году, когда в отделении аэро-
динамики создавался отдел динамики полета,
трудно было предположить, что кроме
основных задач спуска и посадки “Бурана” со
временем возникнет необходимость в про-
ведении исследований по участку выведения
на орбиту для широкого круга многоразовых
космических транспортных систем (МКТС),
различающихся уровнем аэродинамических
несущих свойств, числом ступеней, видом
старта и типом двигательной установки.
Разработка методического и программного
обеспечения для проектно-баллистических
исследований
В конце 1977 года заместителем Гене-
рального конструктора - начальником
отделения Е.А.Самсоновым была поставлена
задача в кратчайшие сроки разработать
программу для расчетов на БЭСМ-6 траек-
торий выведения аэрокосмических систем
различного типа, включая горизонтально
стартующие системы с дозвуковым само-
летом-носителем.
На начальном этапе работ определенную
помощь оказало изучение опыта НПО
“Энергия”, однако для горизонтально стар-
тующих систем необходимо было создавать
совершенно новую методику и разрабатывать
программу для ЭВМ, начиная “с нуля”.
Было решено привлечь к этой задаче
отделение 15 ЦАГИ, в котором уже тогда
проводились исследования по участку выве-
дения. Необходимо отметить большой вклад
в разработку методического и программного
обеспечения старшего научного сотрудника
ЦАГИ А.С.Филатьева.
В 1977 году через три месяца после начала
совместной работы с ЦАГИ появилась пер-
вая отлаженная программа для БЭСМ-6
STARTV. В ней использовались простейшие
методы параметрической оптимизации и
некоторые классические решения, такие, как,
например, широко известный закон Охоцим-
ского-Лоудена. Хорошая сходимость итера-
ционных процедур и простота метода опти-
мизации позволили в дальнейшем быстро
модифицировать программу для различных
конкретных проектов. Она позволяла учиты-
вать любые ограничения: по условиям про-
дольной балансировки, по аэродинамическим
нагрузкам на конструкцию космического
летательного аппарата (КЛА), по условиям
безопасного разделения с самолетом-носи-
279
телем (СН) и другие ограничения, число
которых возрастает в ходе проектирования
конкретной системы. Практически сразу
программа стала интенсивно использоваться
в массовых расчетах, сопровождающих
проектно-конструкторские работы в НПО
“Молния”.
Уже в самом начале исследований выяви-
лись принципиальные различия в механике
оптимального полета горизонтально стар-
тующих систем и традиционных систем
вертикального старта. Физическая природа
этих различий была мало изучена, поэтому
ощущалась потребность в разработке более
серьезного методического и программного
обеспечения. Была начата работа по
созданию новой программы ASTER, в кото-
рой использовались строгие методы опти-
мизации, в частности принцип максимума
Л.С.Понтрягина в классической постановке.
Эта программа позволила получить очень
интересные результаты по анализу влияния
аэродинамических характеристик, тяговоору-
женности и других проектных параметров
КЛА на структуру оптимального управления
и на массу груза, выводимого на орбиту.
Результаты исследований оптимальных
траекторий выведения КЛА, обладающих
аэродинамическими несущими свойствами,
докладывались на различных конференциях и
опубликованы в научно-технических изда-
ниях [1]. За цикл работ по созданию
методического и программного обеспечения
в 1991 году группа специалистов ЦАГИ и
НПО “Молния” была награждена премией
имени проф. Н.Е.Жуковского.
Параллельно с исследованиями по про-
граммам STARTV и ASTER, силами сотруд-
ников НПО “Молния” и ЦАГИ разраба-
тывалась также программа для расчета
сквозных траекторий выведения аэрокосми-
ческих систем, включая участок пред-
стартового маневра СН типа “горка”. Этот
маневр выполняется перед разделением с
целью создания оптимальных начальных
условий для выведения КЛА. Программа
была создана В.М.Сумачевым под руковод-
ством проф. В.А.Ярошевского. Идея объеди-
нения самолетного и ракетного участков
полета в рамках единой оптимизационной
задачи оказалась очень плодотворной. Позже
в программах STARTV и ASTER также был
добавлен участок предстартового маневра
СН, и в дальнейшем все основные проектно-
баллистичекие расчеты проводились только
на сквозных моделях движения авиационно-
космической системы (АКС).
Указанные выше три программы (и их
авторы) в какой-то мере конкурировали друг
с другом, но, как потом оказалось, для
каждой из этих программ предстоял большой
объем расчетных исследований. Программа
В.М.Сумачева преимущественно использова-
лась для систем выведения с прямоточными
воздушно-реактивными двигателями (ПВРД
и ГПВРД), в частности в работах по теме
“Холод”. Программы STARTV и ASTER
применялись чаще при выборе основных
проектных параметров и формировании
облика систем выведения с жидкостными
ракетными двигателями (ЖРД).
Практически вся информация по анало-
гичным исследованиям, проводимым в
различных гражданских и военных научных и
учебных заведениях, поступала в НПО
“Молния”. Это давало возможность срав-
нивать методы и результаты расчетов и
внедрять в практику все новые интересные
методические решения.
Необходимо отметить также цикл работ
по исследованию полного движения СН и
КЛА на участках предстартового маневра и
разделения. Эти исследования проводились
на более сложных математических моделях,
включающих угловое движение относительно
центра масс и динамику приводов. Наиболь-
ший вклад в это направление внесли
А.П.Леутин (ЦАГИ), И.В.Сергеев (НПО
“Молния”), И.И.Сердюк и А.С.Карпов
(АНТК им. О.К.Антонова).
Параллельно с созданием программного
обеспечения для проектной баллистики
аэрокосмических систем развивалось также
направление работ по методам наведения и
навигации. Совместно с ВИКИ имени
А.Ф.Можайского (г.Санкт-Петербург) в тече-
ние нескольких лет проводились исследова-
ния по формированию бортовых алгоритмов
системы траекторного управления (СТУ) для
задачи выведения на орбиту горизонтально
стартующих КЛА. Позже к этой работе
подключились Киевское военное училище
КВВАИУ, Московское ОКБ “Марс”, ЦАГИ
и МАИ. Были отработаны три основных
метода построения бортовых алгоритмов
СТУ:
•	численный прогноз конечного состояния
на опорной траектории;
•	аналитический прогноз конечного состоя-
ния с помощью приближенных формул;
•	решение вариационной задачи с учетом
аэродинамических сил.
Наиболее перспективным был признан
метод с аналитическим прогнозом, отраба-
280
тывавшийся в ОКБ “Марс” (В.Н.Соколов,
Е.Б.Колоскова).	г
Кроме выведения на орбиту поисковые
исследования и проектно-конструкторские
работы по аэрокосмическим системам потре-
бовали создания и других программ для
моделирования на ЭВМ движения элементов
системы на следующих участках полета:
•	довыведение, включая выход космического
аппарата на геостационарную орбиту;
•	падение на землю отработавших одноразо-
вых элементов системы;
•	маневрирование крылатых КЛА с погру-
жением в верхние слои атмосферы с целью
изменения параметров орбиты;
•	сход с орбиты, спуск в атмосфере, пред-
посадочное маневрирование, заход на посад-
ку и посадка крылатого КЛА.
Были разработаны также программы для
расчета летно-технических (ЛТХ) и взлетно-
посадочных (ВПХ) характеристик дозву-
ковых самолетов при полете на макси-
мальную дальность, в частности при исполь-
зовании дозвукового самолета в качестве
носителя АКС.
Эти программы и соответствующие мето-
дики применялись при расчетных исследо-
ваниях по орбитальному кораблю “Буран”,
по аэрокосмическим системам выведения и по
самолетам схемы “триплан”.
К концу 80-х годов НПО “Молния” и
ЦАГИ располагали достаточным арсеналом
методик и программ для проектно-баллисти-
ческих расчетов по системам выведения
любого типа. Программы были реализованы
как на больших вычислительных машинах
БЭСМ-6, ЕС-1040, “Эльбрус”, так и на персо-
нальных компьютерах с высокими характе-
ристиками.
В процессе исследований систем с аэро-
динамическими несущими свойствами были
получены очень важные новые результаты по
оценке влияния аэродинамического качества
горизонтально стартующего КЛА на харак-
теристики выведения и структуру оптималь-
ного управления. Для крылатых вертикально
стартующих носителей были получены оцен-
ки выигрыша при использовании пологой
траектории с подъемной силой по сравнению
с традиционной схемой выведения с гравита-
ционным разворотом.
Результатом больших усилий по созда-
нию методического и программного обеспе-
чения можно считать также установление
хороших деловых контактов специалистов
НПО “Молния” с учеными и специалистами
различных НИИ, КБ, гражданских и военных
высших учебных заведений.
Проектно-баллистические исследования
различных проектов МКТС
Наряду с работами по “Бурану” и
проекту многоцелевой авиационно-
космической системы (МАКС) на базе
дозвукового самолета-носителя Ан-225 в
НПО “Молния” проводились исследования
по широкому спектру проектов многоразовых
космических транспортных систем, в
частности в рамках НИР “Оптимум”,
“Ракета-МАП”, “Орел”. Кроме того, выпол-
нялось много оперативных расчетных и
проектных работ по проверке характеристик
различных вариантов МКТС, предлагаемых
как отечественными, так и зарубежными
фирмами.
Из всего многообразия вариантов МКТС,
исследуемых в различных странах, можно
выделить следующие основные типы и
наиболее известные проекты:
Системы выведения вертикального старта
1.	Ракеты-носители с многоразовой орби-
тальной ступенью - “Ариан-5/Гермес” (Фран-
ция), “Н-2/Хоуп” (Япония).
2.	Многоразовые двухступенчатые МКТС с
крылатым возвращаемым ускорителем 1-й
ступени - “Шатгл-2” (США), аналогичные
проекты НПО “Молния” и НПО “Энергия”.
3.	Многоразовые одноступенчатые носители
(SSTO) -
•	SSTO с вертикальной ракетной посадкой -
“Дельта Клиппер” (США), “Бета-2” (Запад-
ная Европа);
•	SSTO с горизонтальной посадкой - кры-
латый SSTO (США), крылатый ВКС НПО
“Молния”, SSTO схемы “несущий корпус”
(США).
Системы выведения горизонтального старта
1.	Двухступенчатые авиационно-космические
системы с дозвуковым самолетом-носителем -
МАКС (СНГ), Ан-225/“Хотол-Интерим”
(СНГ, Великобритания).
2.	Двухступенчатые авиационно-космические
системы с гиперзвуковым самолетом-разгон-
щиком - “Зенгер” (Германия), “Холод”
(Россия).
3.	Одноступенчатые воздушно-космические
самолеты (ВКС) с ЖРД, стартующие с
наземного разгонного устройства, - ВКС
(НПО “Молния”), аналогичные американские
и западноевропейские проекты.
4.	Одноступенчатые ВКС с комбинирован-
ной двигательной установкой - NASP (США),
“Хотол” (Великобритания), Ту-2000 (Россия).
Основные характеристики некоторых из
указанных проектов представлены в табл. 1.
281
Таблица 1
Варианты МКТС, разрабатываемые в различных странах
Проект МКТС Характеристики	МАКС сиг	МАКС-Т СНГ	Ан-225/ ХоТол Англия	Зенгер Германии	NASP США	Ариан-5/ Гермес Франция	SSTO США	
						।			
								
Стартовая масса системы,	т	630	630	630	336	180 - 230	620	770	
Орбита: i, град. Н, км	51 200	51 200	51 200	28 200	28 400	28 460	28 400	
Масса полезного груза,	т	8,4... 9,5	18	М	7,5	9...12	3	10	
Экипаж, чел.	2 или беспилот.			—	4	2	3	2	
% от общего количества грузов	71...75	92	50	32	70...73	25	70	
Возможность возврата на Землю	+			+	+	+	+	+	
Параллакс, км	2000	2000	2000	2000	9	0	0	
Боковая дальность при спуске,	км	2000	—	2000	2000	2000	2000	2000	
В НПО “Молния” проводились иссле-
дования практически по всем указанным
концепциям. Наиболее глубоко (на уровне
эскизного проекта) проработан проект
МАКС, включающий два основных варианта
второй ступени (рис. 1, 2):
•	многоразовый орбитальный самолет (ОС)
и внешний топливный бак (ВТБ);
•	одноразовый блок выведения (грузовой
вариант МАКС-Т).
Рис. 1. Основной вариант МАКС с ОС и ВТБ
Рис. 2. Грузовой вариант МАКС-Т
Параллельно с работами по проекту
МАКС в НПО “Молния” проведены проект-
ные исследования по концепции полностью
многоразового ВКС с ЖРД при различных
вариантах старта:
•	горизонтальный старт с дозвукового само-
лета-носителя - ВКС-Д;
•	горизонтальный старт с гиперзвукового
самолета-разгонщика - ВКС-Г;
•	вертикальный старт с помощью много-
разового крылатого ракетного ускорителя с
ЖРД - ВКС-В;
•	вертикальный старт с земли одноступен-
чатого ВКС с ЖРД (типа американского
носителя SSTO) - ВКС-О;
•	горизонтальный старт с помощью назем-
ного разгонного устройства - ВКС-Р.
Все эти варианты МКТС прошли тща-
тельную- проработку с отражением резуль-
татов в отчетах и технических предложениях.
Полностью многоразовая АКС с дозвуко-
вым СН включает в свой состав в качестве
второй ступени воздушно-космический само-
лет (ВКС-Д), имеющий встроенные баки и
ЖРД. Позже такая АКС прорабатывалась в
ходе международного исследования по
проекту Ан-225/“Хотол-Интерим” с участием
фирм “Бритиш Аэроспейс”, АНТК Антонов,
НПО “Молния”, а также институтов ЦАГИ и
ЦИАМ. Дальнейшее развитие этот вариант
АКС получил в проекте Многоцелевой
авиационно-космической системы, где он
282
рассматривается, как третий вариант МАКС
(МАКС-М - см. статью “Многоцелевая авиа-
ционно-космическая система МАКС” настоя-
щего сборника).
Полностью многоразовая АКС может
быть создана на более поздних этапах на базе
опыта частично многоразовых систем
МАКС-ОС и МАКС-Т. Наиболее высокие
экономические показатели такой системы
реализуются в случае параллельной эксплуа-
тации вместе с указанными основными
вариантами МАКС.
В системе ВКС-Д (рис. 3) отсек полезного
груза расположен сверху над баками с ком-
понентами маршевого топлива второй ступе-
ни, а в системах Ан-225/“Хотол-Интерим” и
МАКС-М - в межбаковом пространстве.
Рис. 3. Полностью многоразовая система ВКС-Д
На примере проекта ВКС-Д с дозвуковым
СН и полностью многоразовым воздушно-
космическим самолетом с ЖРД был проведен
анализ влияния типа ракетного топлива на
основные энергомассовые характеристики
выведения. Исследовались варианты с
кислородно-керосиновыми двигателями типа
РД-120, перспективными кислородно-водо-
родными двигателями и трехкомпонентными
двухрежимными двигателями типа РД-701.
Сравнительные характеристики выведения
для этих трех вариантов маршевой
двигательной установки (МДУ) при взлетной
массе ВКС-Д 250 тонн приведены в табл. 2
для опорной круговой орбиты с высотой
200 км и наклонением 51°.
К преимуществам ВКС с кислородно-
керосиновыми двигателями типа РД-120
можно отнести относительно малое значение
массы конструкции и высокий уровень аэро-
динамического качества. Но эти преиму-
щества не могут компенсировать потери
выводимой массы, связанные с низким
значением удельного импульса кислородно-
керосиновых ЖРД. При располагаемой
грузоподъемности СН масса полезного груза
в этом варианте оказалась отрицательной.
Только в случае существенного улучшения
Характеристики выведения вариантов ВКС-Д с различными типами МДУ
Таблица 2
Тип МДУ	РД-120	Модификации РД-120	Перспекти-	РД-701
Состояние разработки	существует	теоретичес- кие оценки	теоретичес- кие оценки	ОКР
Тип топлива	керосин + Ог	керосин + Ог	Нг+ Ог	керосин + Н2+О2
Тяга в вакууме,	тс	4x85	4x102	4x90	2 х 204/ 2x81
Удельный импульс в вакууме,	с	350	360	463,8	415/461
Аэродинамическая харак- терная площадь ВКС,	м2	75,5	75,5	208	156
Дозвуковое аэродинамическое качество К = Су/Сх	7,1	7,1	6,4	4,5
Масса водорода,	кг Масса керосина,	кг Масса кислорода,	кг	61204 165254	60614 163659	29953 179721	17850 18698 175758
Доля водорода в общей массе топлива,	%	—	—	14,3	8,4
Выводимая масса ВКС на эллиптической орбите, кг	23540	25730	40330	37690
Сухая масса ВКС с остатками топлива,	кг	22290	23970	37630	32150
Масса полезного груза на круговой орбите,	кг	-463 •	890	1330	4280
283
характеристик керосиновых ЖРД можно
ожидать повышения массы полезного груза
примерно до одной тонны. При использо-
вании дозвуковых самолетов в качестве
носителей АКС керосиновые двигатели могут
представлять интерес только в вариантах
КЛА, имеющих отделяемые элементы на
активном участке выведения, например в
системах, выполненных по схеме Х-34
(США). Низкий удельный импульс ЖРД в
таких системах компенсируется эффектом
ступенчатости.
Как видно из табл. 2, максимальная
общая выводимая масса ВКС реализуется в
варианте с перспективными кислородно-водо-
родными двигателями с высоким удельным
импульсом. Однако из-за большой массы
водородного горючего, имеющего низкую
плотность, масса конструкции в этом случае
максимальна, что снижает массу полезного
груза до низкого уровня.
Оптимальные характеристики достигают-
ся при использовании двигателей РД-701,
имеющих высокую тягу на первом трех-
компонентном режиме работы в начале
выведения и высокий удельный импульс на
втором режиме в конце выведения, где
расходуются только водород и кислород.
Вследствие уменьшения массы водорода по
сравнению с кислородно-водородными ЖРД
снижается масса конструкции ВКС, причем
выигрыш в массе конструкции превышает
потери в общей выводимой массе.
Аналогичные результаты сравнительного
анализа ЖРД различных типов позже были
получены проф. Р.Паркинсоном из фирмы
“Бритиш Аэроспейс” [2] и специалистом
фирмы Pratt & Whitney Р.Джойнером [3].
Исследовался также вариант аэрокосми-
ческой системы ВКС-Д, предназначенный для
межконтинентальных перевозок 52 пасса-
жиров в суборбитальном ВКС с ракетными
двигателями, стартующем с дозвукового
самолета Ан-225. Полет такой системы
состоит из следующих основных участков:
взлет СН с ВКС на фюзеляже и набор
высоты, отделение ВКС от СН, разгон ВКС с
помощью ЖРД, полет ВКС за пределами
плотной атмосферы по эллиптической траек-
тории, спуск в атмосфере в район аэродрома
назначения, бездвигательная посадка на
ВПП. Предусматривалось дросселирование
тяги ЖРД для выдерживания приемлемой
перегрузки, равной 2. За 2,5..,3 часа такая
система позволяет перевезти пассажиров в
любую точку земного шара. Максимальная
продолжительность участка полета в невесо-
мости 30 мин.
Проект Ан-225/“Хотол-Интерим”, близ-
кий к ВКС-Д и МАКС-М, прорабатывался
сначала на базе конфигурации одноступенча-
того ВКС “Хотол”, предназначенного для
горизонтального старта с земли с помощью
комбинированной двигательной установки.
Экспертиза, проведенная в НПО “Молния”,
показала, что при воздушном старте с СН
такой вариант ВКС “Хотол” из-за большой
массы конструкции не сможет выходить на
орбиту даже без полезной нагрузки. Это
объяснялось переразмеренным крылом,
спроектированным по условиям старта с
земли, неопгимальной компоновкой баков и
другими недостатками исходного варианта
второй ступени. После второго этапа совмест-
ных работ было показано, что вариант ВКС с
трехкомпонентными двигателями и с мини-
мальной массой крыла, шасси, баков и других
элементов конструкции имеет оптимальные
характеристики и способен выводить на
низкую орбиту с наклонением 51° до четырех
тонн полезного груза.
АКС с гиперзвуковым самолетом-разго-
нщиком и ВКС (ВКС-Г) прорабатывалась в
НПО “Молния” в рамках темы “Холод” и в
ходе подготовки технического предложения
по полностью многоразовому ВКС с различ-
ными типами старта (рис. 4).
Рис. 4. ВКС-Г с гиперзвуковым
самолетом-разгонщиком
Наличие группы специалистов, вышед-
ших из ОКБ им. Микояна, позволило прово-
дить исследования по самолету-разгонщику с
комбинированной двигательной установкой,
используя опыт работ и по сверхзвуковым
самолетам-истребителям, и по аэрокосми-
ческой системе “Спираль”. Двухступенчатая
система ВКС-Г по своей концепции близка к
известному германскому проекту “Зенгер” с
гиперзвуковым самолетом “Хайтеке” в каче-
стве первой ступени.
В последнее время исследования по
проекту “Зенгер”, как и по воздушно-
космическому самолету NASP, сворачивают-
ся. В США и Западной Европе в качестве
базовых на ближайшую перспективу приня-
ты варианты многоразовых носителей с ЖРД.
284
По-видимому, создание систем с комбини-
рованными двигательными' установками
отодвигается на более отдаленный период из-
за большой стоимости проектов, необходи-
мости разработки сложных технологий и
высокой степени технического риска.
Полностью многоразовая двухступенча-
тая МКТС вертикального старта (ВКС-В),
прорабатывавшаяся в НПО “Молния”, напо-
минает известную систему “Шаттл-2” (США)
и аналогичные проекты НПО “Энергия”
(рис. 5).

Рис. S. 2-сгупенчатая МКТС (ВКС-В)
Рассмотрены два варианта пакетного
соединения крылатого разгонщика 1-й ступе-
ни и ВКС, выходящего на орбиту: соединение
нижними поверхностями двух ЛА (схема
получила условное название “ладушки”) и
расположение 2-й ступени над верхней
частью фюзеляжа разгонщика (схема “би-
план”). В первом варианте оба летательных
аппарата имели только один киль, как у
“Бурана”, во втором были предусмотрены
два киля на концах крыла. Оба варианта
имели довольно близкие характеристики
выведения на орбиту.
В рассматриваемой МКТС трехкомпо-
нентные двигатели 1-й и 2-й ступеней запус-
каются при старте и работают одновременно
с переливом топлива из баков 1-й ступени к
двигателям 2-й ступени.
При числе Маха в точке разделения ~ 3,5
обеспечивается бездвигательное возвращение
разгонщика 1-й ступени к аэродрому, рас-
положенному вблизи точки старта. Один из
недостатков этой системы - существенная
неравновесность траектории возвращения
разгонщика, что приводит к большим аэро-
динамическим нагрузкам на конструкцию.
По напряженности такая траектория близка к
траектории аварийного возвращения “Бура-
на” в случае экстренного отделения от PH
“Энергия”. Задача гарантированного возвра-
щения при таких условиях осложняется
существенным влиянием ветровых возмуще-
ний и отклонений термодинамических пара-
метров атмосферы.
В НПО “Молния” прорабатывались и
другие варианты двухступенчатых систем
выведения вертикального старта, в частности
система с многоразовым крылатым ускори-
телем 1-й ступени на базе конструкции ОК
“Буран” и с одноразовым ракетным блоком в
качестве 2-й ступени.
Одноступенчатый ВКС вертикального
старта и горизонтальной посадки (ВКС-О)
исследовался совместно с НПО “Энергомаш”.
Аналогичный проект (SSTO) принят сейчас в
качестве базового в американской программе
многоразовых носителей RLV, которая пре-
дусматривает проработку трех концепций:
• конический SSTO типа “Дельта-Клиппер”
с вертикальной ракетной посадкой;
•	крылатый SSTO вертикального старта и
горизонтальной посадки;
•	SSTO схемы “несущий корпус” верти-
кального старта и горизонтальной посадки.
Как известно, в конкурсе победил проект
SSTO схемы “несущий корпус”, разработан-
ный фирмой “Локхид” и предусматривающий
опережающее создание уменьшенного экспе-
риментального ЛА - демонстратора Х-33.
Оптимальные характеристики односту-
пенчатого носителя ВКС-0 (рис. 6) дости-
гаются при использовании трехкомпонент-
ных ЖРД.
285
Необходимо отметить, что в проектах
ВКС-О и SSTO трехкомпонентные двигатели
обеспечивают выигрыш по сравнению с
двухкомпонентными двигателями “Спейс
Шаттла” SSME существенно выше, чем в
двухступенчатых системах: при фиксирован-
ной взлетной массе ВКС 550 тонн сухая масса
носителя снижается на 18%, что приводит к
увеличению массы полезного груза примерно
с двух до десяти тонн. Очень близкие резуль-
таты по оценке эффективности трехкомпо-
нентных ЖРД для SSTO были получены в
США [4].
Характеристики выведения крылатого
одноступенчатого носителя могут быть
улучшены за счет использования аэродинами-
ческих несущих свойств при реализации
после вертикального взлета более пологой
траектории с меньшими затратами топлива.
В табл. 3 представлены основные массовые
характеристики и составляющие потерь
характеристической скорости при выведении
SSTO по традиционной для вертикально
стартующих PH схеме с гравитационным
разворотом и с оптимальным использова-
нием аэродинамических сил. При взлетной
массе SSTO 550 тонн пологое выведение за
счет существенного снижения гравитацион-
ных потерь позволяет увеличить массу полез-
ного груза более чем на 10%.
В табл. 3 для сравнения приведены также
данные для горизонтально стартующих сис-
тем МАКС и Ан-225/“Хотол”).
По сравнению со второй ступенью
МАКС ВКС “Хотол-Интерим” обладает
более высоким аэродинамическим качеством,
что снижает требования к интенсивности
предстартового маневра СН и позволяет реа-
лизовать более пологую траекторию выведе-
ния с меньшими потерями характеристиче-
ской скорости. Это приводит к повышению
выводимой массы на низкой орбите, но по
массе полезного груза полностью много-
разовая АКС проигрывает системе МАКС из-
за большей доли массы конструкции в
выводимой массе, причем проигрыш в массе
полезного груза увеличивается с ростом высо-
ты орбиты. Результаты в табл. 3 соответст-
вуют опорной орбите с высотой 200 км и
наклонением 51°.
Таблица 3 показывает также энергетиче-
ский вклад самолета-носителя как первой
ступени системы выведения. Этот вклад в
энергетику выведения 2-й ступени АКС не
сводится только к набору начальной скорости
примерно 190 м/с. Снижение гравитационных
потерь позволяет получить выигрыш в
идеальной скорости 560...650 м/с по сравне-
нию с традиционным вертикальным стартом,
причем выигрыш увеличивается с повыше-
нием аэродинамического качества 2-й ступе-
ни АКС.
Одноступенчатый крылатый носитель с
ЖРД, стартующий горизонтально с аэро-
дромного разгонного устройства (ВКС-Р),
оказался наименее привлекательным из всех
исследованных вариантов. По существу такая
МКТС (рис. 7) является двухступенчатой, так
как разгонное устройство фактически пред-
ставляет собой наземный разгонщик 1-й сту-
пени. Недостаток такого старта заключается
в дополнительных энергозатратах, связанных
с выходом ВКС в плоскость выведения в тех
случаях, когда направление ВПП не совпа-
Эффект использования аэродинамической подъемной силы при выведении	Таблица 3
Тип выведения	Гравитацион ный разворот	Выведение с оптимальным использованием аэродинамической подъемной силы		
Тип МКТС	SSTO		МАКС-ОС	Ан-225/Хотол
	или ВКС-О		(пилот./б.п.)	или МАКС-М
Взлетная масса КЛА, т	550		275	275
Составляющие потерь характеристической скорости (м/с):				
Гравитационные потери	-1224	-979	-700	-646
Аэродинамические потери	-93	-267	-312	-271
Потери на управление	-286	-304	-114	-87
Потери на давление атм.	-62	-69	-42	-45
Суммарные потери, м/с	-1665	-1619	-1168	-1049
Идеальная скорость, м/с	9070	8996	8505	8419
Выводимая масса,	т	67,7	68,7	37,9	38,7
Полезный груз,	т	7,5	8,5	8,4/9,5	5,4
Относит, полезный груз, %	1,4	1,5	3,173,5	2,0
286
дает с азимутом пуска. Естественно, старт с
подвижной наземной платформы позволяет
снизить массу шасси, но крыло ВКС в данном
случае рассчитывается по условиям горизон-
тального старта с земли, в отличие от SSTO и
систем МАКС и Ан-225/“Хотол-Ингерим”, в
которых размер крыла многоразовой орби-
тальной ступени определяется по условиям
посадки.
Рис. 7. ВКС-Р с разгонным устройством
Одноступенчатый ВКС-Р, стартующий
горизонтально с подвижной платформы,
может представлять практический интерес,
если эта платформа - не наземная “тележка”,
а самолет Ан-225. Но в этом случае ВКС-Р
превращается в систему типа ВКС-Д.
При подготовке технического предложе-
ния по многоразовому крылатому ВКС
исследован горизонтальный тип старта при
различных Значения числа Маха (Мо) и
высоты полета (Но) в начале автономного
участка выведения воздушно-космического
самолета с ЖРД:
•	старт ВКС-Р с наземного разгонного уст-
ройства при Мо = 0,5 и Но = 0;
•	старт ВКС-Д с дозвукового самолета-носи-
теля при Мо = 0,7 и Но = 8...9 км;
•	старт ВКС-Г с гиперзвукового самолета-
разгонщика при Мо = 5,0 и Но = 25...30 км.
Зависимость массы полезного груза шпг
от корня квадратного от удельной энергии Ео
в начале автономного участка выведения при
фиксированной стартовой массе ВКС 250
тонн приведена на рис. 8. Эта практически
линейная зависимость показывает, что старт
с наземного разгонного устройства сущест-
венно проигрывает воздушному старту по
энергетическим возможностям. Гиперзвуко-
вой воздушный старт позволяет значительно
увеличить массу полезного груза по сравне-
нию со стартом с дозвукового СН. Однако
реализация проектов типа ВКС-Г - задача
более отдаленного будущего, а при сущест-
вующей технологической базе наиболее перс-
пективный путь - создание частично много-
разовой системы МАКС со сбрасываемым
ВТБ, что позволит по сравнению с ВКС-Д в
два раза увеличить массу полезного груза,
выводимого на низкую околоземную орбиту
внутри отсека полезного груза многоразового
орбитального самолета.
Сравнивая сейчас результаты исследова-
ний по всем перечисленным проектам, мы
еще раз убеждаемся, что система МАКС
представляет собой наиболее разумное ком-
промиссное решение для ближайшего перио-
да. Реализация этого проекта могла бы стать
>/ Ео, м/с
Рис. 8. Зависимость массы полезного груза от удельной энергии в точке старта
287
базой для создания в будущем полностью
многоразовых систем выведения.
Но, как и любая система выведения,
МАКС имеет перспективы улучшения основ-
ных характеристик по мере развития авиа-
ционных и ракетно-технических технологий.
Применение новых материалов и бортового
оборудования позволит снизить сухую массу
ВТБ и ОС. Существенное улучшение характе-
ристик может быть достигнуто в случае
создания нового сверхтяжелого самолета-
носителя “Геракл” с грузоподъемностью до
450 тонн, проект которого разработан в НПО
“Молния”. Этот самолет (рис. 9) имеет схему
“триплан” и два фюзеляжа, между которыми
размещается груз на внешней подвеске -
вторая ступень АКС, крупногабаритный
народнохозяйственный груз, контейнер с
грузом или съемная пассажирская кабина.
Рис. 9. Перспективный СН “Геракл”
В случае использования СН “Геракл”
полностью многоразовая авиационно-косми-
ческая система типа ВКС-Д может обеспечить
такую же массу полезного груза, как и
частично многоразовая система МАКС с
самолетом-носителем Ан-225.
Проектно-баллистические исследования
по проекту МАКС
Один из первых проектов авиационно-
космической системы исследовался в
НПО “Молния” в 1977... 1978 годах в рамках
НИР “Роса”. Эта АКС представляла собой
дозвуковой самолет-носитель и вторую сту-
пень, состоящую из небольшого орбиталь-
ного самолета схемы “несущий корпус”, тан-
демно соединенного с ракетным ускорите-
лем. Вторая ступень (РУОС) очень напоми-
нала вторую ступень системы “Спираль”.
Позже эта схема исследовалась в рамках
работ по системам “49” и “Бизань”, претер-
певала различные изменения и в конце
концов трансформировалась в широко
известный сейчас проект МАКС на базе
мощного самолета-носителя Ан-225. Подроб-
ное описание систем “49” и “Бизань” приве-
дено в статье “Двухступенчатые АКС гори-
зонтального старта” данного сборника.
Недостатком схемы с РУОС было
наличие полей отчуждения на расстоянии
примерно 2000 км от точки старта для сброса
отработавшего ракетного ускорителя. В
известной сейчас схеме МАКС внешний
топливный бак сбрасывается в антиподный
район Мирового океана.
Более высокая степень многоразовости
МАКС по сравнению с системой “Энергия” -
“Буран” достигается благодаря отсутствию
одноразовой ракетной первой ступени,
вместо которой используется СН, а также
размещению маршевых ЖРД на самом
многоразовом орбитальном самолете.
Конечно, более высокие экономические
показатели по сравнению с традиционными
ракетами-носителями - это не единственное
преимущество АКС с дозвуковым СН.
Располагаемые дальности полета СН, в
частности с использованием дозаправки в
воздухе, позволяют выходить в зону южных
широт и производить запуск КЛА непосред-
ственно в плоскость приэкваториальных
орбит. Это новое качество системы выведения
особенно ценно для России и других стран со
сходным географическим положением.
Подвижность воздушного старта обес-
печивает и второе важное преимущество -
высокую оперативность выхода на заданную
орбиту и стыковки с орбитальным объектом.
Отсутствие полей отчуждения на суше и
применение экологически чистых компонен-
тов топлива повышают привлекательность
концепции МАКС.
Конечно, известный сейчас облик МАКС
появился не сразу. Путь поисков, сомнений,
ошибок и определения оптимальных решений
был долгим. Накопленный сейчас опыт
проектирования такой сложной системы, а
также создание обширной кооперации орга-
низаций, участвовавших в этих работах, сами
по себе представляют большую ценность для
будущего отечественной авиационной и
ракетно-космической отрасли.
Важнейшим вопросом в формировании
облика системы МАКС был выбор ЖРД для
маршевой двигательной установки. Уже на
ранних стадиях исследований по АКС стало
ясно, что керосиновые ЖРД не обеспечивают
требуемый уровень массы полезного груза из-
за низкого удельного импульса. К началу
этапа эскизного проектирования сформиро-
вался облик МАКС с тремя кислородно-
водородными двигателями НК-45 разработки
288
Самарского НПО “Труд” с пустотной тягой
по 90 тонн каждый. Взлетная масса второй
ступени была 250 тонн, максимальная масса
полезного груза на орбите с высотой 200 км
и наклонением 51° составляла 7 тонн. Позже
был проведен цикл исследований, которые
показали, что наилучшие характеристики
выведения МАКС достигаются в случае
применения трехкомпонентного двухрежим-
ного двигателя РД-701. Выигрыш по сравне-
нию с кислородно-водородными двигателями
типа НК-45 в трехкомпонентном варианте
ЖРД достигается, несмотря на снижение
среднего по траектории удельного импульса,
как следствие существенного снижения массы
водородного горючего и конструкции внеш-
него топливного бака. Кроме того, будучи
двигателем нового поколения, РД-701 имеет
более низкую удельную массу. Трехкомпонен-
тный ЖРД позволил уменьшить геометри-
ческие размеры ВТБ и улучшить аэродина-
мику второй ступени МАКС. Совместно с
НПО “Энергомаш” была проведена оптими-
зация процентного содержания водорода в
расходе топлива и соотношения уровней тяги
первого и второго режимов РД-701.
Очень непростой была задача выбора
оптимальной компоновки второй ступени
МАКС, состоящей из двух объектов -
внешнего топливного бака и орбитального
самолета. Вначале рассматривались варианты
с размещением окислителя в передней части
ВТБ. В этом случае из-за передней центровки
вторая ступень МАКС (ОСБ) имела избыто-
чную статическую устойчивость. Для умень-
шения аэродинамического продольного мо-
мента ОСБ на пикирование пришлось пол-
ностью сложить отклоняемые консоли крыла
ОС, чтобы они не; создав ал и подъемной силы,
приложенной в кормовой части ОСБ. Однако
такое решение противоречило уже известному
принципу использования аэродинамической
подъемной силы при выведении аэрокосмиче-
ских систем. Из-за низкого аэродинамиче-
ского качества 2-й ступени в этом случае в
момент отделения ОСБ от СН требовались
очень большие значения угла наклона
траектории 40...45°, которые могут быть
обеспечены только за счет продолжительной
работы ЖРД ОС до разделения или с
помощью дополнительного ЖРД, размещае-
мого в хвостовой части СН. При этом, чтобы
не расходовать много топлива из ВТБ еще до
старта с СН, необходимо было установить
баки с компонентами ракетного топлива
внутри самолета-носителя. Против такого
решения возражали разработчики СН.
Один из вариантов решения проблемы
заключался в установке в носовой части ВТБ
несущей поверхности - дестабилизатора, что
позволяло отклонить консоли крыла ОС на
угол примерно 45° от вертикали и компенси-
ровать массу переднего крыла за счет
увеличения выводимой массы ОСБ. Переднее
крыло на ВТБ не только увеличивает
аэродинамическую подъемную силу само по
себе, но и позволяет использовать подъемную
силу от консолей крыла ОС. Такое решение
имело ряд существенных недостатков: срыв
потока с переднего крыла влиял на обтекание
консолей крыла ОС, увеличивался изгибаю-
щий момент, действующий на конструкцию
ВТБ, повышалась масса конструкции и
стоимость ВТБ.
Альтернативное решение, предложенное
отделением 10 ЦАГИ, сводилось к проекту
так называемого “сиамского бака”, имеюще-
го три параллельных цилиндрических отсека.
Практически плоская нижняя поверхность
такого ВТБ создавала большую подъемную
силу как несущий корпус. Носовую часть ОС
предлагалось разместить в нише в хвостовой
части бака. ОСБ в этом случае имел очень
хорошие аэродинамические и летно-техниче-
ские характеристики. Сравнительный анализ
траекторий выведения различных вариантов
ОСБ показал, что вариант с “сиамским
баком” имеет минимальные суммарные поте-
ри характеристической скорости и соответст-
венно максимальную выводимую массу. Тем
не менее, предложение ЦАГИ не было
принято, так как масса конструкции такого
бака оказалась намного выше любых других
вариантов ВТБ.
Необходимо было найти вариант с мини-
мальной массой ВТБ - единственного одно-
разового элемента системы. Решение, предло-
женное заместителем Генерального конструк-
тора Я.И.Селецким, было очень простым -
разместить кислород в задней части ВТБ. В
этом случае центровка смещается назад и
консоли крыла ОС можно отклонять практи-
чески на полный угол без введения дестабили-
затора в носовой части ВТБ. Масса ВТБ при
такой компоновке снижается из-за умень-
шения изгибающего момента, действующего
на конструкцию бака. Для повышения
устойчивости бака к внешним аэродинами-
ческим нагрузкам предусматривалось повы-
шенное давление внутри ВТБ. Эти компоно-
вочные решения, наряду с применением
алюминиево-литиевых сплавов, позволяют
достичь низких значений отношения сухой
массы бака к массе заправляемого топлива.
289
Много усилий было затрачено на поиск
оптимального взаимного расположения ОС и
ВТБ в составе 2-й ступени МАКС. В основ-
ной схеме с размещением ОС сверху над
конической кормовой частью ВТБ имеется
существенный недостаток - нижняя поверх-
ность и крыло ОС расположены под большим
углом к продольной оси ВТБ, что снижает
аэродинамическое качество 2-й ступени.
Кроме того, при размещении ОС сверху на
баке большой угол наклона вектора тяги
ЖРД вниз относительно оси ВТБ неблаго-
приятно влияет на энергозатраты и нагрузки
на ОСБ при выведении.
С целью поиска путей устранения указан-
ных недостатков были проведены параметри-
ческие расчеты с варьированием точки
крепления носовой части ОС на поверхности
ВТБ. Для ускорения работы блок расчета
аэродинамических характеристик ОСБ был
соединен с программой расчета траекторий
выведения STARTV.
Результаты исследований показали, что
перемещение ОС вдоль верхней поверхности
ВТБ не дает заметного улучшения характе-
ристик. Оптимальная по аэродинамике ком-
поновка ОСБ была получена при размещении
носовой части ОС снизу под кормовой
частью ВТБ. Вторая ступень в этом случае
напоминает баржу с буксиром-толкателем
(среди аэродинамиков и баллистиков схема
получила название “Крот”). Выигрыш в осно-
вных ЛТХ и в поперечных аэродинамических
нагрузках такой схемы был поразительным.
Благодаря повышению аэродинамического
качества и направлению тяги ЖРД по оси
ВТБ достигалось увеличение массы полезного
груза примерно на полторы тонны. В такой
схеме улучшались балансировочные характе-
ристики и характеристики устойчивости и
управляемости. Несмотря на эти впечатляю-
щие преимущества, от схемы ОСБ “Крот”
пришлось отказаться, хотя она и была зареги-
стрирована как изобретение.
Причина заключалась в том, что, значи-
тельно улучшая характеристики в штатном
полете, схема “Крот” приводила к усложне-
нию многих процессов в нештатных ситуа-
циях: более сложным оказалось экстренное
разделение ОС и ВТБ, большие трудности
возникли в конструировании системы ката-
пультируемых кресел для экипажа. Были и
другие недостатки, в частности приближе-
ние струи ЖРД к поверхности самолета-
носителя. Из-за этих проблем пришлось
отказаться от аэродинамически оптимальной
компоновки ОСБ. В результате всестороннего
анализа различных факторов в качестве
базовой была принята прежняя схема второй
ступени МАКС с верхним расположением
орбитального самолета над внешним топлив-
ным баком.
Одна из ключевых особенностей проекта
МАКС - наличие сбрасываемого внешнего
топливного бака - позволяет расширить
область достижимых высот орбиты. В табл. 4
приведены относительные значения массы
конструкции и массы полезного груза в
общей массе ОС, выводимой на орбиту, а
также значения градиента уменьшения массы
полезного груза по высоте орбиты для трех
проектов: МАКС, Ан-225/“Хотол-Интерим”
или МАКС-М и одноступенчатого крылатого
носителя вертикального старта SSTO.
Сравнение характеристик выведения МКТС различного типа
Таблица 4
Тип МКТС	МАКС (пилотируе- мый ОС)	Ан-225/ Хотол или МАКС-М	SSTO или вкс-о
Общая выводимая масса ОС на опорной орбите (Норб = 200км, i = 51°),	гпв*, кг	26370	38033	67081
Масса полезного груза на опорной орбите, Шпг*-, КГ	8440	5440	7540
Отношение массы конструкции к общей выводимой массе ОС на опорной орбите,	пьсои / тв*, %	64,8	82,5	85,6
Отношение массы полезного груза к общей выводи- мой массе ОС на опорной орбите, тш-*/гпв*, %	32,0	14,3	11,2
Градиент уменьшения массы полезного груза по высоте орбиты	Этиг/ЭНорб, кг/км	-6,73	-9,71	-17,12
Градиент относительной массы полезного груза, д (шпг / гппг* ) / д Норб, 1/1000км	-79,8	-178,5	-227,9
290
На рис. 10 показаны зависимости от
высоты орбиты относительной массы
полезного груза пь / nw*, где пъг* - масса
полезного груза на опорной орбите с высотой
200 км, Шш- - масса полезного груза при
Норб > 200 км. Зависимости приведены для
трех систем, указанных в табл. 4. Кривая для
полностью многоразовых АКС типа Ан-225/
“Хотол-Интерим” и МАКС-М для краткости
обозначена словом ХОТОЛ.
Рис. 10. Влияние высоты орбиты на массу ПГ
При указанных в табл. 4 отношениях
массы конструкции к общей выведенной
массе орбитальных ступеней рассматривае-
мых систем орбитальный самолет МАКС
может достигать высоты орбиты ~ 1500 км,
ВКС типа “Хотол-Интерим” ~ 820 км, а ВКС
типа SSTO ~ 680 км..
При расчете экономических показателей
МКТС различных типов сравнение по низкой
опорной орбите с высотой 200 км некор-
ректно, так как не отражает способность
выполнения транспортных операций на рабо-
чих орбитах. Несмотря на то, что SSTO и ОС
МАКС имеют близкие значения массы полез-
ного груза на круговой орбите Норб = 200 км,
из-за большой доли массы конструкции в
выводимой массе (пьсов / m в = 85,6%) SSTO
уже на высоте 680 км имеет нулевую
полезную нагрузку, а орбитальный самолет
МАКС теряет всего 35% нагрузки, выве-
денной на 200 км. Это объясняется необхо-
димостью разгонять при орбитальных пере-
ходах всю массу баков для маршевого
топлива SSTO, тогда как в системе МАКС
внешний топливный бак сбрасывается. Как
видно из рис. 10, при сравнении МКТС
необходимо учитывать не только массу
полезного груза на опорной орбите Шлг*, но и
градиент уменьшения массы полезного груза
по высоте орбиты д Шлг / д Норб.
Наблюдающийся сейчас спад активности
в исследованиях и разработках по перспек-
тивным аэрокосмическим системам за рубе-
жом объясняется прежде всего большой
стоимостью и высоким техническим риском
создания таких систем как NASP, “Зенгер”,
“Хотол” и другие. В отличие от этих проектов
МАКС не требует решения таких сложных
технических проблем, как создание комбини-
рованных двигательных установок, сочетаю-
щих режимы ВРД и ЖРД. В полной мере
используя опыт программ “Спираль”, “Бор”
и “Буран”, а также лидирующие позиции
отечественной авиационной промышленно-
сти в области тяжелых транспортных само-
летов, проект МАКС выглядит наиболее
реальным из всего многообразия исследуемых
концепций МКТС. Реализация этого проекта
приведет к снижению стоимости полетов в
космос и вредного воздействия на окружаю-
щую среду, откроет непосредственный доступ
на орбиты малых наклонений, позволит
эффективно решать ряд новых задач в
космосе.
Литература
1.	Filat’ev, A.S. The Optimal Space Vehicle
Ascent Using Aerodynamic Forces. Cosmic
Research, Vol. 29, No. 2. Consultanse Bureau,
New York, 1994.
2.	Parkinson, R.C., Webb, E. AN-225/HOTOL.
AIAA/DGLR 5th International Aerospace
Planes and Hypersonic Technologies Confe-
rence, Munich, Germany, 30 Nov. - 3 Dec. 1993.
3.	Lozino-Lozinsky, G.E., Dudar, E.N.,
Joyner, R. Comparative Analysis Of Reusable
Space Transportation Systems. AIAA 31th Joint
Propulsion Conference, San Diego, USA,
July 10-12,1995.
4.	Freeman, D.C., Stanley, D.O., Camardo, C.J.,
Lepsch, R.A. Single-Stage-To-Orbit - A Step
Closer. 45th Congress of the IAF, Jerusalem,
Israel, October 9-14, 1994.
291
УДК 629.782.001
ДВУХСТУПЕНЧАТЫЕ АКС ГОРИЗОНТАЛЬНОГО СТАРТА
Е.П. Кутякин
Описаны работы по улучшению технических
характеристик АКС при переходе от системы “Спи-
раль” с гиперзвуковым самолетом-разгонщиком малой
грузоподъемности к системам “49” “Бизань” и МАКС с
дозвуковым самолетом-носителем значительно большей
грузоподъемности.
Научно-производственное объединение
“Молния” наряду с разработкой орби-
тального корабля “Буран” проводило боль-
шую работу по улучшению технических
характеристик многоцелевой авиационно-
космической системы (АКС), предназначен-
ной для выведения на орбиту малоразмерного
многоцелевого орбитального самолета (ОС),
выполняющего определенные операции, а
также автоматических аппаратов (КА) раз-
личного назначения.
Для быстрой реализации проекта было
принято решение, в отличие от системы
“Спираль” с гиперзвуковым самолетом-раз-
гонщиком, ориентироваться на АКС на базе
существующего дозвукового самолета-носите-
ля (СН), который, имея большую грузо-
подъемность, мог бы обеспечить выведение
второй ступени системы с большей по сравне-
нию с системой “Спираль” массой полезной
нагрузки.
В 1976... 1981 годах определялись техниче-
ские характеристики вариантов АКС и обла-
сти их целесообразного применения. Были
разработаны основные требования к АКС:
параллакс на выведении, минимизация аэро-
динамического сопротивления и внешних на-
грузок на конструкцию, максимальная весо-
вая отдача, исключение переходных отсеков,
обеспечение возможности отмены пуска,
малое время на подготовку к полету и полет и
т.д. Проводился напряженный поиск новых
конструкционных материалов и разрабаты-
вались технические требования к ним, обес-
печиващие надежную эксплуатацию АКС.
Решалась необычайно сложная проблема
создания орбитального самолета с широким
кругом решаемых задач при совмещении в
одном летательном аппарате трех функций:
•	выведение полезной нагрузки в космос;
•	работа в космосе в качестве искусствен-
ного спутника Земли;
•	спуск с орбиты с возвращением полезной
нагрузки на Землю.
Авиационно-космическая система “49”
В соответствии с решением Правительства
НПО “Молния” в 1981 году разработало
проект АКС - системы “49” с самолетом-
носителем на базе транспортного самолета
Ан-124 “Руслан” (рис. 1). Проект разраба-
тывался в тесном сотрудничестве с ЦАГИ,
а также опытно-конструкторскими бюро
О.К.Антонова, Н.Д.Кузнецова, А.МЛюлька,
Н.А.Пилюгина и другими предприятиями.
Рис. 1. Система “49” с СН Ан-124
В проекте были использованы результаты
продувок в аэродинамических трубах и лет-
ных испытаний самолета “Спираль” при
сбросах его с самолета Ту-95, успешно прове-
денных запусков крупномасштабной летаю-
щей модели “Бор-4”, исследований по орби-
тальному кораблю “Буран”. Целью проекта
292
было создание рентабельной многоразовой
космической транспортной системы с малой
стоимостью выведения полезной нагрузки,
обеспечивающей возможность оперативной
работы на орбите и возвращения на Землю.
Эта система в условиях ограниченного
финансирования может за счет относительно
малой стоимости эксплуатации обеспечить
расширение количества выполняемых иссле-
довательских и коммерческих программ.
Проектные исследования показали, что в
соответствии с полученным техническим
заданием АКС получилась дешевле и намного
удобнее в эксплуатации, чем одноразовые
системы выведения.
Использование самолета-носителя в каче-
стве подвижной стартовой платформы откры-
вает возможность выведения ОС и КА по
траекториям с любыми наклонениями, в том
числе на приэкваториальные орбиты, вклю-
чая геостационарную, с использованием
дозаправки самолета-носителя в воздухе.
Благодаря подвижности старта, АКС обес-
печивает высокую оперативность выхода к
заданному орбитальному объекту, что расши-
ряет число решаемых задач, по сравнению с
ракетами-носителями, стартующими со ста-
ционарных пусковых установок.
Для ОС была выбрана конфигурация
самолета с несущим корпусом (рис. 2), хоро-
шо отработанная при продувках и натурных
испытаниях самолета “Спираль” и крупно-
масштабной модели “Бор-4”.
Рис. 2. Орбитальный самолет системы “49”
Эта конфигурация за счет поворота кон-
солей крыла вокруг продольной оси мини-
мизирует нагрев передних кромок крыла с
малым радиусом закругления и обеспечивает
хорошую устойчивость самолета на гиперзву-
ковых режимах полета, а также получение
максимальных внутренних объемов при необ-
ходимом аэродинамическом качестве на
основных эксплуатационных углах атаки.
Орбитальный самолет со стартовой массой
13 тонн способен выводить на низкую около-
земную орбиту с наклонением 51° полезную
нагрузку с массой 4 тонны при плотности
0,15 кг/л.
Старт с самолета-носителя Ан-124 на
высоте 10 км и выведение ОС и КА на орбиту
производится с помощью двухступенчатого
ракетного ускорителя. Это требует зон отчуж-
дения для падения отработавшего ускорителя.
Было показано, что в оптимальном варианте
топливо жидкостного ракетного двигателя
(ЖРД) 1-й ступени ускорителя должно иметь
высокую плотность (кислород + керосин), а
топливо 2-й ступени - высокий удельный
импульс (кислород + водород).
Двухступенчатый ускоритель выполнен в
двух вариантах: в традиционной схеме
“тандем”, когда ступени соединены последо-
вательно, и в так называемой схеме
“поршень”, когда ускоритель 2-й ступени
убирается в торовый баковый отсек уско-
рителя 1-й ступени.
В проекте “49” взлетная масса всей
системы составляла 430 тонн, в том числе
масса ОС с ракетным ускорителем - 200 тонн,
что вызывало необходимость проведения
мероприятий по повышению грузоподъем-
ности базового самолета-носителя.
Потребность в зонах отчуждения делала
этот проект малоперспективным. Было реше-
но сосредоточить усилия на разработке
одноступенчатого ракетного ускорителя, не
требующего зон отчуждения.
Авиационно-космическая система “49М”
Одновременно с проектом “49” был раз-
работан проект тяжелой АКС (система
“49М”) на базе перспективного мощного
двухфюзеляжного самолета-носителя (рис. 3)
с общей взлетной массой 770 тонн и с массой
самолета-носителя 370 тонн. Вторая ступень
этой системы состоит из ОС и подвесного
блока баков, при этом три из четырех марше-
вых ЖРД (два НД57 и один 11Д112) устана-
вливаются на ОС и являются двигателями
многоразового применения (на подвесном
блоке баков установлен один ЖРД 11Д112).
Такое решение позволяло повысить эконо-
мическую эффективность эксплуатации всей
системы. Система “49М” позволяет выводить
на орбиту с высотой 200 км и наклонением
5 Г орбитальный самолет с массой 28 тонн
при массе полезной нагрузки внутри ОС до
9 тонн.
Концепция двухфюзеляжного тяжелого
самолета-носителя получила дальнейшее
развитие в известном проекте “Геракл”.
293
Рис. 3. Система “49М” с перспективным двухфюзеляжным СН
Авиационно-космическая система
“Бизань”
На основе проведенных работ было
принято решение о дальнейших рабо-
тах по АКС на базе СН Ан-124. С целью
дальнейшего совершенствования АКС было
получено задание по системе “Бизань”.
В 1982 г. был выпущен проект системы
“Бизань”, в котором получила дальнейшее
развитие схема АКС (рис. 4).
Ракетный ускоритель, выводящий ОС или
КА на орбиту, одноступенчатый, не требует
в связи с этим зон отчуждения. В качестве
компонентов топлива использовались кисло-
род, водород и керосин. Конструкция ОС в
основном осталась такой же, как в системе
“49” (рис. 5 ). В качестве самолета-носителя
использовался самолет Ан-124 “Руслан”.
Одноступенчатый ракетный ускоритель
системы “Бизань” при выведении ОС или КА
сам на орбиту не выходит и падает в
антиподную точку Мирового океана, и тем
самым не засоряет ни космос, ни поверхность
Земли. При этом масса полезной нагрузки
остается такой же, как и у системы “49” с
двухступенчатым ускорителем.
Рис. 4. Система “Бизань” с СН Ан-124
Рис. 5. Орбитальный самолет системы “Бизань”
Одновременно была проработана компо-
новочная схема установки КА на ракетном
ускорителе для грузового варианта системы
“Бизань-Т” (рис. 6). Эта схема явилась
прообразом будущей системы МАКС-Т.
Работы по проектам систем “49” и
“Бизань” проводились большим коллективом
высоквалифицированных проектировщиков,
расчетчиков и конструкторов в основном под
руководством Я.И.Селецкого, Е.А.Самсоно-
ва, Л.П.Воинова, А.Т.Тарасова.
294
Рис. 6. Грузовой вариант 2-й ступени
системы “Бизань-Т”
Основные характеристики систем “49”,
“49М” и “Бизань” приведены в таблице, из
которой видно, что эти системы имеют высо-
кие характеристики.
После создания сверхмощного транс-
портного самолета Ан-225 “Мрия” с грузо-
подъемностью 250...275 тонн начался новый
этап развития схемы АКС с дозвуковым
самолетом-носителем.
На базе проектов “49” и “Бизань” в НПО
“Молния” был разработан проект системы
МАКС.
Характеристики различных АКС
Проект АКС	“49”	и49М”	“Бизань”
Тип самолета-носителя	Ан-124	новый двух- фюзеляжный самолет	Ан-124
Масса ПГ внутри ОС,	т	4	9	4
Масса ОС на орбите Н = 200 км, i = 51°, кг	13	28	15
Взлетная масса системы,	т	430	770	430
Масса ОС с ракетным ускорителем,	т	200	400	200
Маршевые двигатели на борту ОС	нет	1 х 11Д112 2 х 11Д57	2 х 11Д57М
Маршевые двигатели на ускорителе	2х 11Д112 1 х 11Д57М	1 х 11Д112	1 х 11Д112А
Количество ступеней ускорителя	2	1	1
Диапазон высот орбиты,	км	120...1000		120...1000
Диапазон наклонений орбиты, град.	45...94		45...94
Максимальный боковой маневр ОС при спуске,	км	1000		1000
Параллакс при выведении,	км	800	1000	800
Посадочная скорость ОС,	км/час	300...310		300
Экипаж орбитального самолета,	чел.	1	1...2	1
Продолжительность полета пилотируемого ОС,	час	5...12		24
Общее количество пусков	100	100	200
Габариты отсека полезного груза,	м	2,8 х 6,0	3,3 х 8,0	2,8 х 6,0
295
УДК 629.782.001
ОРБИТАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ “СПИРАЛЬ”
И ЛЕТАЮЩИЕ МОДЕЛИ “БОР-4” И “БОР-5”
С.А. Микоян
Дано описание системы “Спираль" и проведенных
испытаний ее аналога. Приведены обоснования исполь-
зования модели “Спирали” - “Бор-4” в целях создания
теплозащиты “Бурана”. Описаны задачи, ход проведения
испытаний моделей “Бор-4” и “Бор-5” и основные
результаты.
С середины шестидесятых годов в ОКБ
Артема Ивановича Микояна под его
общим руководством разрабатывалась авиа-
ционно-космическая система “Спираль”, со-
стоявшая из орбитального пилотируемого
самолета с ракетным ускорителем и гиперз-
вукового самолета-разгонщика.
Главным конструктором был Глеб
Евгеньевич Лозино-Лозинский. В числе руко-
водителей были Я.И.Селецкий, Г.ГГДеме-
нтьев, Л.П.Воинов и Е.А.Самсонов, а позже,
на стадии изготовления и испытаний, также
П.А.Шустер и Ю.Д.Блохин.
Орбитальный самолет “Спираль” пред-
ставлял собой одноместный летательный
аппарат с несущим корпусом и носком
фюзеляжа большого радиуса. Крылья, имею-
щие стреловидность 50° и носки малого
радиуса, имели продольную ось вращения и
до перехода на атмосферный полет должны
были быть отклонены вверх, чем исклю-
чалось их прямое обтекание тепловым пото-
ком при прохождении участка плазмообра-
зования.
При уменьшении скорости примерно до
числа М = 2 крылья “раскладывались”, и
угол атаки уменьшался до обычных само-
летных значений. Управление пространст-
венным положением самолета на орбите
должно было осуществляться реактивными
двигателями малой тяги, а в плотных слоях
атмосферы - элевонами, рулем направления и
балансировочным щитком.
Шасси самолета было убирающееся
четырехстоечное с круглыми лыжами -
“тарелками”. Задние лыжи были снабжены
“ножами” для обеспечения устойчивости
движения на пробеге.
При испытаниях и на первом этапе при-
менения, до создания самолета-разгонщика,
орбитальный самолет планировалось выво-
дить на орбиту баллистической ракетой.
Снижение в атмосфере и посадка на аэродром
должны были производиться планированием,
но с использованием турбореактивного дви-
гателя для уточнения захода на посадку.
Был построен дозвуковой пилотируемый
аналог орбитального самолета “Спираль” -
изделие 105 - для испытаний этапа захода на
посадку и посадки, а также для оценки
аэродинамических характеристик и управляе-
мости.
Для проведения пробных рулежек и
подлетов лыжные передние стойки шасси
были заменены на колесные (рис. 1).
Аналог подвешивался в вырезе фюзеляжа
специально доработанного самолета-бомбар-
дировщика Ту-95 и отцеплялся от него на
высоте около 5500 метров над аэродромом.
Первый полет состоялся 27 октября 1977 года,
а в 1978 году выполнили еще пять полетов.
Полеты выполняли летчики-испытатели ОКБ
А.Г.Фастовец, П.Остапенко и летчик НИИ
ВВС В.Е.Урядов.
Проект постановления правительства о
создании орбитального корабля “Спираль”
так и не был подписан из-за отрицательной
резолюции министра обороны А.А.Гречко,
несмотря на согласующие подписи всех
заинтересованных главнокомандующих
296
Рис. 1. Дозвуковой аналог орбитального самолета “Спираль”
видами вооруженных сил и министров
оборонных министерств. Работа проводилась
по решениям Министерства авиационной
промышленности.
Основные участники разработки проекта
“Спираль” из ОКБ им. Микояна и его
филиала в г. Дубна, а также некоторые
участники этой работы из других органи-
заций в 1976 году перешли в созданное
специально для разработки многоразового
космического корабля Научно-производст-
венное объединение “Молния”, включившее
в себя ОКБ М.Р.Бисновата, ОКБ А.В.Пото-
палова и ЭМЗ В. М. Мясищева, которое
возглавил Г.Е.Лозино-Лозинский.
Генеральный конструктор НПО “Энер-
гия” - главный разработчик системы, вопреки
намерениям и предварительным проработкам
НПО “Молния”, основанным на проекте
“Спираль”, решил применить компоновку,
аналогичную американскому “Шаттлу”, за
исключением маршевых двигателей, перене-
сенных на ракету-носитель. Решением Мини-
стерства авиационной промышленности ра-
боты по проекту “Спираль” прекратили.
Опыт работы по теме “Спираль” был
использован при разработке “Бурана”, а
идеи, заложенные в разработку “Спирали”,
получили дальнейшее развитие в проектах
новых авиационно-космических систем.
В настоящее время аналог “Спирали” на-
ходится в авиационном музее ВВС в Монино
под Москвой.
Летающая орбитальная модель “Бор-4”
В процессе работ по теме “Спираль” был
разработан проект летающей модели
“Бор-4”, представляющей собой копию
орбитального самолета в масштабе 1:2. Она
предназначалась для экспериментальных
запусков на орбиту в интересах разработки
орбитального самолета “Спираль” (преды-
дущие модели - “Бор-2” и “Бор-3” - меньшего
размера использовались для исследований
аэродинамических характеристик, теплообме-
на и элементов теплозащиты на высотах до
100 км и скоростях до М = 13).
В процессе разработки орбитального
многоразового корабля “Буран” в НПО
“Молния” модель “Бор-4” решили приме-
нить для испытаний его теплозащиты. Таким
образом, модель “Бор-4” впервые позволила
еще до полета штатного корабля поверить
работоспособность материалов и элементов
конструкции теплозащиты в условиях реаль-
ного спуска в атмосфере после орбитального
полета по траектории, близкой к траектории
“Бурана”. В принятии такого решения
сыграло роль то, что обводы носовой части
297
модели почти совпадали с обводами носа
“Бурана”, включая подфюзеляжную часть
(рис. 2).
“Бор-4” оснастили теплозащитой в соот-
ветствии с проектируемой теплозащитой
корабля “Буран” (поверх панелей обычной
“уносимой” теплозащиты первоначального
проекта, оставленной в качестве аварийной).
Основное покрытие состояло из плиток на
основе кварцевого волокна. На верхней
поверхности корпуса была применена гибкая
теплозащита на основе нетканого полотна из
органических волокон, а носовой обтекатель
фюзеляжа был изготовлен из компози-
ционного материала углерод-углерод.
Модель “Бор-4” была снабжена телемет-
рической системой измерений. Информация
поступала от 150 термопар, установленных в
основном на дюралевой обшивке модели под
теплозащитными плитками, а также и под
внешним покрытием теплозащитных плиток.
Кроме того, имелось еще нескольких десятков
других датчиков температуры и датчиков
давления, а также использовались термо-
краски и индикаторы плавления.
Передавалась на телеметрию также ин-
формация от акселерометров, датчиков угло-
вых скоростей, датчиков давления и датчиков
положения консолей крыльев. Информация
записывалась на борту и передавалась “паке-
тами” при проходе над двумя специальными
измерительными кораблями, а при спуске -
также и на наземный приемный пункт.
Масса модели “Бор-4” около 1450 кг.
Модель выводилась на орбиту баллисти-
ческой ракетой К-65М-РБ5 и выполняла один
виток вокруг Земли на высоте около 225 км.
Она управлялась с помощью ракетных ми-
кродвигателей пространственной ориентации
по программе бортовой автономной системой
управления, получающей информацию от
инерциальной навигационной системы.
Крылья модели “Бор-4”, как и самолета
“Спираль”, могли отклоняться вверх, при
этом величина “развала” (угол поперечного
V) крыльев определяла угол атаки, при
котором модель самобалансируется при входе
в верхние слои атмосферы. При нахождении
модели “Бор-4” на ракете под носовым обте-
кателем крылья были полностью сложены, а
после разделения переводились в положение,
обеспечивающее балансировку модели в
атмосфере с высоты 70...60 км на угле атаки
57° в первом полете и 52...54° в после-
дующих полетах. В безвоздушном про-
странстве модель управлялась при помощи
восьми реактивных микродвигателей про-
странственной ориентации. Для управления
по крену использовалось дифференциальное
отклонение консолей от балансировочного
положения.
После торможения и планирующего
полета в верхних слоях атмосферы, пройдя
зону плазмообразования, модель на высоте
около 30 км вводилась системой управления в
крутую спираль для уменьшения скорости
Рис. 2. Орбитальная модель “Бор-4”
298
полета, а на высоте около 7500 м выпускался
парашют, обеспечивающий приводнение
модели с вертикальной скоростью 7...8 м/с.
Первый экземпляр модели с теплозащи-
той из уносимых материалов был запущен на
суборбитальную траекторию для проверки
всего комплекса с полигона Капустин Яр в
сторону озера Балхаш 5 декабря 1980 г.
Первый орбитальный запуск модели
(“Космос 1374”) был произведен 4 июня 1982
года, второй (“Космос 1445”) - 16 марта 1983
года, третий (“Космос 1517”) - 27 декабря 1983
года и четвертый (“Космос 1616”) - 19 декабря
1984 года. Испытания подтвердили работо-
способность системы теплозащиты, а также
существенное уменьшение нагрева благодаря
каталитической нейтральности поверхности,
что позволило уменьшить толщину покры-
тия, а значит, и массу корабля “Буран”.
Полученные реальные характеристики под-
твердили правильность методики пересчета
результатов трубных продувок на натурные
условия.
Планировавшийся запуск пятой орби-
тальной модели “Бор-4” не понадобился.
В первых двух полетах модель привод-
нялась в Индийском океане примерно в 900
км западнее Австралии и после поиска
поднималась на борт корабля (рис. 3). В сле-
дующих двух полетах приводнение было в
Черном море западнее Севастополя. Поиск и
эвакуация моделей выполнялись кораблями
Военно-морского флота СССР. Одну из моде-
лей, приводнившихся в Черном море, найти
не удалось.
Орбитальная модель “Бор-4” создавалась,
на основе имевшегося первоначального
проекта, в Летно-исследовательском инсти-
туте МАП под руководством В.В.Уткина,
Ю.Н.Шогина и В.Ф.Федоровича. Изготов-
ление моделей с наклейкой плиток тепло-
защиты производилось на Тушинском маши-
ностроительном заводе под руководством
И.К.Зверева и М.Н.Вострикова.
От НПО “Молния” обязанности замести-
теля Главного конструктора по моделям
“Бор-4” выполнял С.А.Микоян, ведущим
конструктором был В.Ю.Гресс. В создании
модели от НПО “Молния” участвовали
В.П.Ежов, И.Г.Розанов, И.Ф.Микрюков и др.
Рис. 3. Подъем модели “Бор-4” на борт корабля в Индийском океане
299
Летающая суборбитальная модель “Бор-5”
В целях получения экспериментальных
аэродинамических данных в процессе
разработки орбитального корабля “Буран”
была создана летающая модель “Бор-5”,
представляющая собой геометрически подоб-
ную копию космического корабля много-
разового использования “Буран”, выпол-
ненную в масштабе 1:8 (рис. 4). Масса модели
около 1450 кг.
Разработка и испытания модели входили
составной частью в общую программу соз-
дания “Бурана”.
Назначение модели “Бор-5”:
•	определение основных аэродинамических
характеристик в условиях реального полета
на больших скоростях;
•	определение аэродинамических коэфициен-
тов, аэродинамического качества, баланси-
ровочных характеристик, продольной, бо-
ковой и поперечной устойчивости и срав-
нение их с расчетными;
•	исследование распределения давления по
поверхности аппарата;
•	определение тепловых нагрузок;
•	определение акустических нагрузок;
•	проверка достоверности методов аэродина-
мического расчета.
Запуск модели на суборбиту осущест-
влялся баллистической ракетой К65М-РБ5 со
стартовой площадки полигона Капустин Яр в
направлении озера Балхаш. Ракета с моделью
достигала максимальной высоты около 210
километров, после чего происходило раз-
деление, и модель продолжала полет по
баллистической траектории со скоростью
примерно 5 км/с. В атмосфере, с высоты
около 50 км, полет модели проходил с
программным изменением угла крена и угла
атаки по траектории, выбранной из условий
обеспечения зависимости числа Рейнольдса
от числа М, соответствующей траектории
полета корабля “Буран”. Это потребовало
значительно большей индикаторной скорости
- от примерно 1070 км/ч в начале зачетного
участка до 850 км/ч в конце (при предельной
для “Бурана”на этом участке 650 км/ч).
В связи с этим температура на поверх-
ности аппарата была почти на 1000 градусов
больше, чем на полноразмерном корабле
“Буран”, из-за чего на модели не могло быть
применено теплозащитное покрытие из квар-
цевых плиток, как на “Буране”. На модели
теплозащита “уносимая”, выполненная из
материала на основе минерального стекло-
пластика, а носовой обтекатель - из вольф-
рамо-молибденового сплава. Испытывался
Рис. 4. Летающая модель “Бор-5”
300
также радиопрозрачный теплозащитный
материал - стеклопластик с кремнеземным
наполнителем.
Управление моделью производилось про-
граммной бортовой автономной системой
управления, использующей инерциальную
систему навигации.
На суборбигальной траектории простран-
ственная ориентация модели обеспечивалась
ракетными микродвигателями, а после сниже-
ния в более плотные слои атмосферы модель
управлялась рулевыми поверхностями само-
летного типа, которые впервые в нашей
стране были применены при таких больших
скоростях и таком высоком кинетическом
нагреве материала.
Дальность полета модели Бор-5 от точки
старта до приземления - около 2000 км. На
высоте 7...8 км бортовая программная сис-
тема управления с помощью рулей перево-
дила модель в крутую спираль для умень-
шения скорости, после чего на высоте 3 км
выпускался парашют, на котором модель
приземлялась с вертикальной скоростью
около 7...8 м/с (рис. 5).
Телеметрическая система бортовых изме-
рений записывала на борту и передавала на
землю информацию для анализа аэро-
динамики от нескольких акселерометров,
датчиков угловых скоростей и угловых
ускорений, свободных гироскопов, датчиков
давления, датчиков отклонения элевонов и
руля направления и аппаратуры измерения
шарнирных моментов на рулях. Кроме того,
передавались и данные температурных изме-
рений от термопар, калориметрических и
других температурных датчиков.
Применялись также термокраски и инди-
каторы плавления.
В период с 1984 года выполнено пять
запусков:
•	модель 501 - 6 июля 1984 года;
•	модель 502 - 17 апреля 1985 года;
•	модель 503 - 27 декабря 1986 года;
•	модель 504 - 27 августа 1987 года;
•	модель 505 - 22 июня 1988 года.
Первые два пуска выполнялись по
программе летно-конструкторских испыта-
ний ракеты-носителя, доработанной под
модель “Бор-5”, с проверкой функциониро-
вания систем модели.
В первом пуске из-за электрического
дефекта не произошло разделения модели с
ракетой-носителем, и они упали на землю
вместе, а второй прошел нормально.
Рис. 5. Схема суборбитального полета модели “Бор-5”
301
Три пуска по программе испытаний
модели “Бор-5” прошли удачно, признаны
зачетными и дали всю необходимую инфор-
мацию. Фактическое аэродинамическое каче-
ство модели оказалось несколько выше рас-
четного.
Модель “Бор-5” создавалась под руко-
водством заместителя Главного конструктора
НПО “Молния” Е.А.Самсонова. Ведущими
конструкторами были Ю.П.Богов, затем
И.Г.Грачев. В разработке конструкции под
руководством Н.П.Кавуновского участво-
вали В.А.Чистов, Д.М.Хорев, В.И.Глотов,
В.В.Мендзило, В.М.Фролков, И.В.Кирьянова
и другие.
Модели изготавливались на ЭМЗ им. Мя-
сищева под руководством И.МЛипкина и
Н.Г.Творогова.
Оборудование моделей “Бор-4” и “Бор-5”
автопилотом со счетно-решающим устрой-
ством и системой бортовых измерений
проводилось ЛИИ МАП под руководством
Г.П.Владычина, А.А.Кондратова, В.Ф.Федо-
ровича, И.К.Ханова и В.В.Тищенко.
Испытания обоих вариантов моделей -
“Бор-4” и “Бор-5” - проводились предста-
вителями ЛИИ МАП во главе с Г.П.Вла-
дычиным и А.А.Кондратовым с участием
специалистов военного испытательного инс-
титута, НПО “Молния” и других органи-
заций под общим руководством Государст-
венной комиссии, возглавлявшейся первым
заместителем начальника ГУКОС генерал-
лейтенантом авиации Г.С.Титовым.
Заключение
Применение орбитальных и суборбиталь-
ных летающих моделей для под-
тверждения экспериментальными данными
работоспособности теплозащиты и досто-
верности аэродинамических расчетов явилось
новым словом в разработке авиационно-
космических систем (АКС) и было выполнено
впервые в мире. Подобные модели, вероятно,
найдут применение при дальнейших разра-
ботках АКС.
Результаты испытаний летающей модели
“Бор-4” использовались не только в про-
грамме “Буран”, но и в ходе проектирования
Многоцелевой авиационно-космической сис-
темы МАКС с дозвуковым самолетом-
носителем Ан-225 “Мрия”. Орбитальный
самолет в этой системе, так же как и ОС
“Спираль” и экспериментальный самолет
“Бор-4”, имеет аэродинамическую схему
“несущий корпус” с отклоняемыми консо-
лями крыла.
Большой опыт экспериментальных иссле-
дований в натурных условиях суборби-
тальных и орбитальных полетов модели
“Бор-4” и на участке посадки аналога
“Спирали” позволил обосновано выбрать
аэродинамическую конфигурацию орбиталь-
ного самолета перспективной системы
МАКС, которая в будущем позволит зна-
чительно снизить стоимость полетов в космос
и откроет новые возможности выполнения
разнообразных задач, обусловленные преиму-
ществами воздушного старта с дозвукового
самолета-носителя.
302
УДК 629.782.01
МНОГОЦЕЛЕВАЯ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА МАКС
В.А. Скороделов
Рассматриваются три модификации авиационно-
космической системы МАКС с дозвуковым самолетом-
носителем Ан-225: с орбитальным самолетом и внешним
топливным баком (МАКС-ОС), грузовой вариант с
одноразовым блоком выведения (МАКС-Т) и полностью
многоразовый вариант (МАКС-М). Приводятся основ-
ные характеристики этих модификаций и описание
составных частей системы.
Разработка авиационно-космической сис-
темы МАКС началась еще в период
создания орбитального корабля (ОК)
“Буран”. Основная цель проекта МАКС -
существенное снижение стоимости космиче-
ских транспортных операций и повышение
эффективности системы выведения за счет
использования преимуществ подвижного
старта с дозвукового самолета-носителя.
Проект МАКС базируется на опыте работ по
системам “Спираль”, экспериментальным
летательным аппаратам серии “Бор”, а так-
же на многих разработках, выполненных по
программе “Энергия-Буран”:
•	в качестве прототипа самелета-носителя
(СН) используется дозвуковой самолет Ан-
225, первой задачей которого была транспор-
тировка ОК “Буран” и составных частей
ракеты-носителя “Энергия”;
•	на орбитальном самолете МАКС преду-
смотрена установка двух ракетных трехком-
понентных двигателей РД-701, разрабатывае-
мых на базе двигателя РД-170 с 1-й ступени
ракеты-носителя “Энергия”;
•	теплозащитное покрытие и жаропрочные
конструкционные материалы, разработанные
для “Бурана”, при некотором улучшении
характеристик также будут использоваться в
системе МАКС.
Система МАКС имеет две ступени:
•	самолет-носитель Ан-225;
•	космическую ступень.
СН Ан-225 представляет собой подвиж-
ную стартовую платформу, доставляющую
космическую ступень в заданную точку пуска.
Он выполняет также функции разгонной
ступени, обеспечивая оптимальные началь-
ные условия для автономного участка выведе-
ния космической ступени.
Вторая космическая ступень имеет три
модификации: МАКС-ОС, МАКС-Т и
МАКС-М.
Модификация МАКС-ОС с орбитальным
самолетом и внешним топливным баком
В этом основном варианте МАКС 2-я
ступень (рис. 1) состоит из орбитального
самолета (ОС) многоразового применения и
одноразового топливного бака (ВТБ).
Рис. 1. 2-я ступень МАКС-ОС
Вариант МАКС-ОС предназначен для
выведения на орбиту и возвращения на Землю
малых и средних полезных нагрузок, а также
для выполнения широкого спектра целевых
задач на высотах орбиты от 200 до 1500 км.
Типовая задача полета системы выпол-
няется по следующей схеме:
1.	Самолет-носитель с установленной на нем
2-й ступенью взлетает с аэродрома базиро-
вания и осуществляет полет до точки над
земной поверхностью, где должен быть
303
произведен пуск 2-й ступени. Географические
координаты и азимут пуска определяются
параметрами орбиты, на которую необхо-
димо вывести орбитальный самолет. Эту
задачу для дальности до 1000 км самолет-
носитель выполняет за счет бортовых запасов
топлива, а большие дальности, включая
запуск второй ступени на экваториальную
орбиту, обеспечиваются с помощью дозапра-
вки самолета-носителя в воздухе.
2.	В районе точки пуска, на высоте около
9 км самолет-носитель производит предстар-
товый маневр, целью которого является
обеспечение оптимального сочетания началь-
ных кинематических параметров траектории
2-й ступени: высоты полета, скорости и
траекторного угла. В процессе выполнения
предстартового маневра самолет-носитель
сначала в пологом снижении набирает
скорость, затем выполняет интенсивный
маневр кабрирования с увеличением траек-
торного угла и высоты полета. На этом
участке запускается маршевая двигательная
установка 2-й ступени.
3.	После достижения заданного траекторного
угла начинается процесс разделения СН и 2-й
ступени, содержащий две фазы:
•	быстрое уменьшение нормальной пере-
грузки до значения пу = - 0,6 , при котором
происходит разрыв механических связей СН и
2-й ступени;
•	безударное расхождение СН и 2-й ступени.
На участке разделения управление движе-
нием СН и 2-й ступени обеспечивает прохож-
дение струи ЖРД на безопасном расстоянии
от поверхности СН.
4.	После разделения 2-я ступень выполняет
полет по траектории выведения на орбиту, а
самолет-носитель переходит в горизонталь-
ный полет и возвращается на аэродром бази-
рования.
5.	При достижении 2-й ступенью скорости,
близкой к орбитальной, маршевая двигатель-
ная установка выключается, внешний топлив-
ный бак отделяется от орбитального само-
лета, снижается, входит в плотные слои
атмосферы и в основном сгорает. При этом
траектория выведения выбирается так, что
несгоревшие остатки ВТБ падают в океан.
6.	Орбитальный самолет после отделения от
ВТБ включает двигатели орбитального
маневрирования, выходит на рабочую орбиту
и выполняет основную задачу орбитального
полета.
7.	После ее завершения орбитальный самолет
выполняет маневр торможения с помощью
двигателей орбитального маневрирования,
входит в атмосферу, совершает управляемый
304-
спуск в атмосфере и посадку на аэродром
базирования.
Маршевая двигательная установка 2-й
ступени состоит из двух трехкомпонентных
двигателей РД-701 разработки НПО “Энерго-
маш”, использующих компоненты топлива:
жидкий водород, жидкий кислород и керосин.
Двигатель РД-701 по используемому топливу
и номинальной тяге является двухрежимным:
•	1-й режим: топливо “водород, кислород,
керосин”, тяга в вакууме 200 тонн, удельный
импульс 415 с;
•	2-й режим: топливо “водород, кислород”,
тяга в вакууме 80 тонн, удельный импульс
460 с.
Маршевые двигатели устанавливаются на
орбитальном самолете и также относятся к
многократно используемым элементам систе-
мы МАКС. Результаты оценки эффектив-
ности применения двигателя РД-701 в системе
МАКС и других МКТС приведены в разделе
“Анализ различных проектов МКТС”.
Топливо для маршевой двигательной
установки располагается во внешнем топлив-
ном баке и подается в маршевые двигатели
через разъемные соединения. ВТБ включает в
свой состав три бака: в передней части - бак
жидкого водорода, в средней - бак жидкого
кислорода и в хвостовой - бак керосина.
Внешний топливный бак крепится к орби-
тальному самолету тремя силовыми узлами
связи с пиротехническим механизмом разде-
ления.
Орбитальный самолет МАКС (рис. 2)
имеет также объединенную двигательную
установку (ОДУ), используемую в орбиталь-
ном полете и в начале этапа спуска в верхних
слоях атмосферы. В состав ОДУ входят два
жидкостных ракетных двигателя орбитально-
го маневрирования (ДОМ) и три блока дви-
гателей (носовой, правый и левый хвостовые)
реактивной системы управления (РСУ).
Рис. 2. Орбитальный самолет МАКС
ДОМ имеет два ЖРД с тягой по 3000 кгс
каждый и используется для выполнения
маневров довыведения, перехода с одной
орбиты на другую и торможения перед
спуском.
РСУ включает в свой состав 28 малых
ЖРД с тягой 2,5 и 40 кгс, которые обеспе-
чивают управление угловым движением орби-
тального самолета относительно центра масс,
а также плоскопараллельное движение ОС
при выполнении операций сближения и сты-
ковки с другими объектами на орбите.
Все двигатели ОДУ используют экологи-
чески чистые компоненты топлива “перекись
водорода, керосин”.
Для управления полетом в атмосфере
орбитальный самолет имеет аэродинамичес-
кие рули - элевоны, кормовой балансировоч-
ный щиток и совмещенные руль направления
и воздушный тормоз.
В средней части орбитального самолета
расположен отсек полезного груза (ОПГ) со
створками, которые открываются во время
орбитального полета. В ОПГ размещаются
выводимые и возвращаемые полезные на-
грузки. Базовый пилотируемый вариант ОС
(рис. 3) имеет кабину для двух членов эки-
пажа.
Основные габариты ОС: длина - 19,3 м;
размах крыла - 12,5 м; высота - 8,6 м.
Рис. 3. Базовый пилотируемый вариант ОС
Предусмотрен также ряд других модифи-
каций ОС для выполнения различных задач:
• беспилотный ОС (рис. 4) для выведения
более тяжелых, чем в пилотируемом вариан-
те, полезных нагрузок и длительных орби-
тальных полетов, в том числе и на больших
высотах;
•	ОС для транспортно-технического обеспе-
чения (ТТО) орбитальных станций и беспи-
лотных платформ, а также для аварийного
спасения экипажей космических объектов.
Рис. 4. Беспилотный орбитальный самолет
При этом имеется два варианта ОС ТТО.
ТТО-1 предназначен для доставки во внут-
ренние отсеки орбитальной станции сменных
экипажей и полезных грузов, транспорти-
руемых в герметичном отсеке орбитального
самолета. Для этой цели в ОПГ устанавли-
вается стыковочный модуль и вторая герме-
тичная кабина (рис. 5).
Рис. 5. Орбитальный самолет ТТО-1
Аналогичную компоновку имеет орби-
тальный самолет для аварийного спасения
экипажей пилотируемых космических объек-
тов. Некоторое отличие заключается в уве-
личенных запасах топлива для обеспечения
более высоких маневренных возможностей.
ТТО-2 предназначен для доставки в
негерметичном отсеке полезного груза обору-
дования и агрегатов, устанавливаемых на
наружной стороне орбитальной станции
(солнечных батарей, антенн и др.), а также
для доставки на станцию компонентов топ-
лива и других жидкостей в емкостях, устано-
вленных в негерметичном отсеке полезного
груза (рис. 6).
Рис. 6. Орбитальный самолет ТТО-2
Представленная концепция орбитального
самолета позволяет также, при установке в
отсеке полезного груза различного оборудо-
вания, решать достаточно широкий круг дру-
гих задач.
Модификация МАКС-Т с одноразовой
космической ступенью для выведения
тяжелых полезных нагрузок
Эта модификация системы (рис. 7) с одно-
разовой космической ступенью пред-
назначена для выведения тяжелых полезных
305
нагрузок массой до 18 тонн. В состав 2-й
ступени входят ряд основных элементов
МАКС-ОС: внешний топливный бак, марше-
вая двигательная установка, агрегаты сило-
вых и коммуникационных связей с само-
летом-носителем, часть бортового комплекса
управления. Вместо орбитального самолета
на ВТБ устанавливается полезная нагрузка,
закрытая обтекателем (рис. 7).
Рис. 7. Вторая ступень МАКС-Т
Модификация МАКС-М с полностью
многоразовой космической ступенью
Вторая ступень в этом варианте системы
(рис. 8) представляет собой полностью
многоразовый беспилотный крылатый косми-
ческий аппарат, пред назначенный для выведе-
ния полезных нагрузок на низкую орбиту и
возвращения их на Землю.
Рис. 8. МАКС-М
Топливные баки маршевой двигатель-
ной установки интегрированы в конструк-
цию многоразового орбитального самолета.
Отсек полезного груза расположен между
топливными баками и имеет несколько боль-
шие габариты, чем в орбитальном самолете
основной модификации МАКС-ОС.
Вторая ступень варианта МАКС-М
(рис. 9) имеет в своем составе унифици-
рованные с МАКС-ОС:
•	маршевую двигательную установку;
•	объединенную двигательную установку;
•	арматуру топливных баков;
•	бортовой комплекс управления;
•	систему электроснабжения;
•	систему терморегулирования;
•	часть рулевых приводов и др.
Рис. 9. Вторая ступень МАКС-М
Задача создания полностью многора-
зовой системы МАКС-М при существующем
уровне технологии является весьма проблема-
тичной. Для обеспечения выведения полезных
нагрузок массой 5...7 тонн потребуется освое-
ние новых конструкционных материалов, и в
первую очередь термопластов на основе
углеродного волокна для изготовления топ-
ливных баков. Предстоит также решить еще
одну новую научно-техническую проблему -
создание интегральных топливных баков,
образующих внешние обводы орбитального
самолета и имеющих комбинированное по-
крытие из многоразовой криогенной тепло-
изоляции и многоразового высокотемпера-
турного теплозащитного покрытия.
МАКС-М рассматривается как возмож-
ное направление дальнейшего, после создания
МАКС-ОС и МАКС-Т, развития концепции
Многоцелевой авиационно-космической сис-
темы. Предусматривается следующая, опреде-
ляемая степенью сложности решаемых науч-
но-технических проблем, последовательность
создания модификаций МАКС: МАКС-Т,
МАКС-ОС, МАКС-М - которые, по мере соз-
дания, вводятся в совместную эксплуатацию
на основе единых самолета-носителя и
наземной инфраструктуры. Каждая модифи-
кация используется для выполнения опреде-
ленного круга задач, где ее эффективность
максимальна.
Модификации МАКС-ОС и МАКС-Т, а в
дальнейшем и МАКС-М, при совместной экс-
плуатации обеспечат выполнение широкого
круга задач, в том числе:
•	выведение на орбиту полезных нагрузок и
их возвращение;
•	транспортно-техническое обеспечение ор-
битальных станций и платформ;
•	аварийное спасение экипажей орбитальных
объектов;
•	научно-технические экспериментальные ра-
боты на орбите;
•	международный контроль за использова-
нием космического пространства;
•	дистанционное зондирование Земли;
306
•	очистка космического пространства от
“технологического мусора”;
•	сборка на орбите крупных объектов из
отдельно выводимых модулей.
Сравнительные характеристики трех
модификаций системы МАКС приведены в
таблице.
Такое многоцелевое применение приво-
дит к высокой интенсивности пусков и
соответствующему снижению отнесенных к
отдельному пуску эксплуатационных расхо-
дов на единый самолет-носитель, наземную
инфраструктуру и комплекс управления.
По сравнению с существующими и рядом
разрабатываемых средств выведения система
МАКС имеет преимущества:
•	низкая стоимость выведения полезных на-
грузок на орбиту;
•	многоцелевое применение;
•	возможность прямого выведения объектов
на орбиты с любым наклонением в широком
диапазоне высот;
•	оперативность выполнения задач;
•	возможность посадки на аэродромы, распо-
ложенные на значительном удалении от
плоскости орбиты;
•	возможность возврата полезных нагрузок;
•	экологическая чистота применения (отсут-
ствие полей отчуждения, нетоксичность топ-
лива, низкое акустическое воздействие ЖРД
на поверхность Земли при запуске его на
высоте).
Прямое выведение на орбиты с любым
наклонением и оперативность применения
является принципиальным преимуществом
системы с подвижным самолетным стартом
по сравнению с вертикально стартующими
системами выведения.
Высокая степень многоразовости состав-
ных частей МАКС, многоцелевое применение
и высокая степень унификации вторых сту-
пеней при единых первой ступени и наземной
инфраструктуре обеспечивают решение осно-
вной для разработчиков задачи - значитель-
ное снижение стоимости транспортных опера-
ций по доставке грузов на орбиту.
Характеристики вариантов системы МАКС
Моднф- МАКС	МАКС-ОС		МАКС-Т	МАКС-М
	Базовый вариант (беспилотный вариант)	ТТО-1 (ТТО-2)		
Взлетная масса,	т	г	62	ю	'	630	1	630
Масса 2-й ступени,	т	275		275	275
Масса ОС на орбите				
Н = 200км, i = 5I°,	т	26		-	38
Экипаж орбитального	2	2...6		
самолета,	чел.			(2)		-	-
Габариты отсека полезного груза, м				
• длина	6,8 (8,7)		13,0	7,0
• диаметр	2,8 (2,8)		5,0	4,6
Масса	выводимого полезного груза, т			
(Н = 200км): i = 51°	83(9,5)		18,0	53
i = 28°	93(103)		19,0	63
i = 0 ’•	93(И,0)		193	7,0
(Н = 400км): i = 51°	7,0 (8,2)	3,6	17,4	зз
Геостационарная орбита	—		4,8	
Масса возвращаемого				
полезного груза,	т	4,6		-	7,0
307
УДК 629.782.001
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА МАКС-Д
В.А. Скороделов
Рассмотрены основные принципы создания экспери-
ментальной системы МАКС-Д - демонстратора техно-
логий авиационно-космических систем. Демонстратор
МАКС-Д с самолетом-носителем Ан-225 и суборбиталь-
ным самолетом на базе ОС МАКС предназначен для
проведения летных испытаний по отработке элементов
полномасштабной АКС.' Предусмотрено его дополни-
тельное применение для выведения на орбиту небольших
коммерческих нагрузок (в комплектации с ракетной
ступенью), а также для испытаний перспективных
прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
В последние годы в различных странах с
развитой аэрокосмической промышлен-
ностью признано, что для успешного созда-
ния новой многоразовой космической транс-
портной системы (МКТС) необходимы опере-
жающая разработка относительно недорогого
экспериментального летательного аппарата-
демонстратора и проведение на нем летных
экспериментов по отработке наиболее слож-
ных технологий. В этом случае снижается
технический риск создания полномасштабной
МКТС и более равномерно по времени
распределяются финансовые затраты. К
проблемам создания демонстратора техно-
логий будущих МКТС проявляют большой
интерес США, страны Европейского сооб-
щества и Япония.
Среди всего многообразия проектов
демонстратора особо выделяются варианты,
позволяющие не только проводить летные
исследования, но и выводить в космос
небольшие коммерческие грузы при низкой
стоимости пуска. Такая стратегия дает
возможность возвратить часть средств, затра-
ченных на создание демонстратора, и финан-
сирование работ может осуществляться с
привлечением частного капитала.
Исследования по демонстратору RADEM
В 1993... 1994 годах фирмы “Бритиш
Аэроспейс”, НПО “Молния”, АНТК
Антонов и ЦАГИ по заказу Европейского
космического агентства (ESA) провели
исследование концепции экспериментальной
авиационно-космической системы RADEM с
дозвуковым самолетом-носителем (СН) и экс-
периментальным самолетом (ЭС) с жидкост-
ными ракетными двигателями (ЖРД). В ходе
исследования были сформулированы следую-
щие задачи для демонстратора:
•	создание прототипа подвижного старто-
вого комплекса для многоразовых авиа-
ционно-космических систем (АКС);
•	уточнение в условиях реального полета
аэродинамических характеристик и характе-
ристик устойчивости и управляемости;
•	отработка оборудования и алгоритмов
системы управления для участка траектории
выведения до высоты 80...90 км и числа Маха
14... 15 при старте с самолета-носителя;
•	отработка оборудования и алгоритмов сис-
темы управления для участков спуска, пред-
посадочного маневрирования и автоматиче-
ской посадки на аэродром;
•	исследование в натурных условиях процес-
сов разделения СН и ЭС при работающих
ЖРД;
•	отработка оборудования и алгоритмов бор-
тового стартового комплекса;
•	отработка технологии многоразового при-
менения ЖРД;
•	отработка технологии наземного обслужи-
вания и подготовки пуска многоразовой кос-
мической транспортной системы;
•	отработка оборудования и методов работы
наземного комплекса управления;
•	испытание в натурных условиях экспери-
ментальных двигателей ПВРД и ГПВРД.
308
При создании демонстратора должны
учитываться следующие требования:
•	многоразовость использования;
•	ЭС - беспилотный самолет;
•	стоимость программы демонстратора зна-
чительно ниже, чем разработки полномас-
штабной МКТС;
•	сроки разработки - не более З...4лет;
•	экспериментальная система базируется на
существующем уровне технологии;
•	применяются только серийные двигатели;
•	исследовательские полеты ЭС проводятся
по суборбитальной траектории.
В результате исследования RADEM были
представлены два варианта эксперимен-
тального самолета с ЖРД, стартующего с
самолета-носителя Ан-225:
•	в виде уменьшенного орбитального само-
лета (ОС) полномасштабных авиационно-
космических систем Ан-225/Хотол или
МАКС-М с интегральной конструкцией бака
водорода, образующей внешние обводы
фюзеляжа;
•	с базовой конструкцией ОС основного
варианта системы МАКС при размещении
топливных баков в отсеке полезного груза.
Второй вариант с вкладными баками
требует меньших затрат на создание, так как
по аэродинамике ОС МАКС выполнен
большой объем экспериментальных исследо-
ваний. В этом варианте демонстратора
предлагалось использовать маршевую двига-
тельную установку ЭС из одного кислородно-
керосинового двигателя РД-120 разработки
НПО “Энергомаш” и двух кислородно-
водородных двигателей НМ-7В западно-
европейского производства.
Проект демонстратора МАКС-Д
Дальнейшая проработка концепции экспе-
риментальной авиационно-космической
системы с дозвуковым самолетом-носителем
проводилась в рамках комплексной НИЭР
“Орел”, финансируемой Российским космиче-
ским агентством, а также в ходе разработки
технического предложения по демонстратору
МАКС-Д с самолетом-носителем Ан-225 и
суборбитальным экспериментальным само-
летом на базе аэродинамической конфигу-
рации и конструкции ОС МАКС (рис. 1).
В отличие от демонстратора RADEM в
МАКС-Д маршевая двигательная установка
ЭС состоит только из одного кислородно-
керосинового двигателя РД-120, что упро-
щает проект и снижает затраты на его реа-
лизацию. При фиксированных объемах баков
ЭС применение только керосинового горю-
чего повышает энергетические возможности
демонстратора по сравнению с вариантом,
сочетающим керосиновое и водородное
горючее.
Рис. 1. Демонстратор МАКС-Д
Будучи прототипом полномасштабной
системы выведения, демонстратор МАКС-Д
предусматривает дополнительное применение
в качестве летающей лаборатории для испы-
тания перспективных прямоточных воздуш-
но-реактивных двигателей (ВРД), а также
многоразового разгонщика ракетной ступени
при выведении в космос небольших коммер-
ческих грузов.
Снижение затрат на МАКС путем
опережающего создания более дешевой
экспериментальной системы - это один из
путей реализации идеи использования дозву-
кового самолета в качестве стартовой
платформы для выхода в космос. В условиях
ограниченного финансирования космической
отрасли разработка на первом этапе демон-
стратора МАКС-Д может стать реальным
вариантом начала создания системы МАКС.
Поэтому проект МАКС-Д предусматривает
максимальное использование конструктивно-
го и технологического задела по демонстрато-
ру при дальнейшем создании МАКС.
Экспериментальная авиационно-космиче-
ская система МАКС-Д включает в свой со-
став в качестве основных элементов:
•	дозвуковой самолект-носитель;
•	бортовой стартовый комплекс, размещае-
мый на СН;
•	экспериментальный суборбитальный само-
лет с ЖРД;
309
•	наземный комплекс базирования;
•	наземный комплекс управления.
Используемый в качестве СН существую-
щий экземпляр самолета Ан-225 был по-
строен для транспортировки элементов си-
стемы “Энергия” - “Буран”. На этом самолете
должно быть установлено оборудование бор-
тового стартового комплекса, обеспечиваю-
щего крепление ЭС к СН, проверку бортовых
систем ЭС, подготовительные операции пе-
ред пуском и пуск ЭС.
Экспериментальный самолет МАКС-Д
использует базовую конструкцию беспилот-
ного ОС системы МАКС (рис. 2).
Рис. 2. Экспериментальный самолет МАКС-Д
Предполагается широкая унификация
бортовых систем экспериментального само-
лета МАКС-Д и ОС МАКС.
Взлетная масса ЭС 58 тонн при массе
топлива 45 тонн.
При выполнении программы летных
испытаний по отработке элементов системы
МАКС экспериментальный самолет способен
достигать высоты полета 85...90 км и числа
Маха ~ 15. После выработки маршевого
топлива ЭС выполняет управляемый спуск и
автоматическую посадку на аэродроме
базирования. Дальность автономного полета
ЭС - до 1500 км.
Наземный комплекс базирования состоит
из аэродрома базирования, наземного тех-
нического комплекса и наземного запра-
вочного комплекса. Оборудование наземного
комплекса базирования МАКС-Д по своему
назначению соответствует аналогичному обо-
рудованию системы МАКС.
Наземный комплекс управления демон-
стратора МАКС-Д обеспечивает выполнение
программы полета, включающей наиболее
напряженные участки полета системы МАКС.
Применение МАКС-Д для гиперзвуковых
исследований
Компоновочная схема и летно-техничес-
кие характеристики экспериментально-
го самолета дают возможномть устанавли-
вать под фюзеляжем экспериментальные мо-
дули перспективных воздушно-реактивных
двигателей (ВРД) и совершать с ними полеты
со скоростями и высотами, которые невоз-
можно в настоящее время имитировать в
наземных условиях. При этом обеспечивается
отработка для перспективных гиперзвуковых
самолетов или многоразовых космических
транспортных систем двигателей типа ПВРД,
ГПВРД и других, имеющих полноразмерные
воздухозаборники, камеру сгорания и началь-
ную часть сопла.
Предполагается для указанных целей ис-
пользовать те же образцы эксперименталь-
ного самолета, которые ранее пройдут про-
грамму летных испытаний демонстратора
многоразовой космической транспортной си-
стемы. Для обеспечения второго этапа на ЭС
(рис. 3) устанавливается экспериментальный
модуль ВРД, заменяется носовой обтекатель,
устанавливается дополнительный бак водо-
родного горючего для ВРД и дорабатываются
алгоритмы управления полетом.
Выведение полезных нагрузок с помощью
МАКС-Д
Концепция экспериментальной системы
МАКС-Д предусматривает также ее
использование для выведения на орбиту
полезных нагрузок с массой до 2 тонн. Для
этой цели система дополняется ракетной
ступенью (PC) с устанавливаемой на ней
полезной нагрузкой. Рассмотрены различные
варианты PC на базе существующих или
разрабатываемых разгонных блоков на ком-
понентах топлива “кислород, керосин” или
“кислород, водород”.
Проработаны два варианта компоновки
ракетной ступени и разгонщика МАКС-Д:
•	пакетная схема с размещением ракетной
ступени снизу под фюзеляжем ЭС;
•	тандемная схема с размещением ракетной
ступени внутри отсека полезного груза ЭС.
Рис. 3. Экспериментальный самолет МАКС-Д
с модулем ГПВРД
310
Суборбитальный ЭС в транспортных
вариантах МАКС-Д выполняет функции
многоразового ускорителя системы выведе-
ния. Его двигатель РД-120 запускается в
полете на СН перед разделением. После
выработки маршевого топлива из баков ЭС
производится отделение ракетной ступени и
ее автономный полет по траектории выве-
дения на заданную орбиту, а суборбитальный
самолет-разгонщик совершает управляемый
спуск на аэродром посадки.
В варианте пакетной схемы (рис. 4)
маршевая двигательная установка (МДУ) PC
включается через 5 секунд после отделения
связки “ЭС+РС” от СН и работает вместе с
двигателем РД-120 разгонщика (параллельная
схема работы МДУ).
Рис. 5. Транспортный вариант МАКС-Д
тандемной схемы
В тандемном варианте не используется
обтекатель полезного груза, так как на
участке полета в плотных слоях атмосферы
Рис. 4. Транспортный вариант МАКС-Д
пакетной схемы
ракетная ступень находится внут-
ри отсека полезного груза само-
лета-разгонщика.
По предварительным оценкам
себестоимость запуска на орбиту
с помощью транспортного ва-
рианта системы МАКС-Д должна
быть значительно ниже сущест-
вующих на рынке цен на запуски
на орбиту. Следовательно, ком-
мерческая эксплуатация системы
МАКС-Д может обеспечить оку-
паемость проекта и в дальней-
шем получение прибыли.
Заключение
Вариант тандемной схемы (рис. 5) ана-
логичен известному американскому проекту
демонстратора Х-34. В этом случае двига-
тельная установка ракетной ступени запус-
кается после отделения суборбигального
самолета-разгонщика (последовательная схе-
ма работы МДУ). К преимуществам этой
схемы можно отнести более высокий уровень
аэродинамического качества и меньшие по-
тери характеристической скорости на атмо-
сферном участке выведения.
Реализация проекта экспериментальной
системы МАКС-Д обеспечит решение
широкого круга научно-технических проблем
в области высокоскоростной авиации и мно-
горазовых космических транспортных систем,
окупаемость вложенных средств при коммер-
ческом использовании для выведения неболь-
ших полезных нагрузок, а также снизит
стоимость создания полномасштабной систе-
мы МАКС за счет использования конструк-
торского и технологического задела.
311
УДК 629.782.023.222
ТЕПЛОВОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОРБИТАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ
Л.П. Воинов
Предложена концепция теплового проектирования
орбитальных самолетов (ОС). Пути ее реализации
показаны на примере ОС “Спираль ” и частично -
летающей модели “Бор-4” и орбитального корабля
“Буран”. Расчетные данные подтверждены резуль-
татами летных испытаний.
Проектирование орбитального самолета
“Спираль” выполнялась группой энту-
зиастов ОКБ А.И.Микояна под руководством
Главного конструктора Г.Е.Лозино-Лозинс-
кого. Разработка базировалась на опыте
создания сверхзвуковых самолетов-истребите-
лей типа МиГ-25 с максимальной скоростью
полета 3000 км/час и потолком 24 км. Эти
двухдвигательные самолеты имеют сварную
конструкцию из относительно недорогой и
технологичной высокопрочной нержавеющей
стали. Аэродинамические поверхности пла-
нера, воздухозаборников и каналов при дли-
тельном полете нагреваются до температуры
порядка 300°С, хвостовая часть фюзеляжа (от
горячего двигателя) - до 500°С, а форсажная
камера и сопло реактивного двигателя,
расположенные в хвостовой части, - до
1000°С.
Для уменьшения нагрева хвостовой части
фюзеляжа служит стальной гофрированный
экран толщиной 0,6 мм с двухсторонним
серебряным покрытием, с помощью которого
достигается 10-кратное снижение лучистого
потока от горячего двигателя.
Орбитальный самолет отличается от
обычных самолетов наличием трех участков
полета: выведения на орбиту, орбитального
полета и аэродинамического спуска с орбиты.
Каждый участок имеет характерные особен-
ности газодинамического и теплового воздей-
ствия на конструкцию ОС, поэтому тепловое
проектирование ОС велось применительно к
специфическим условиям этих участков. Тре-
буют отдельного рассмотрения участки аэро-
динамического спуска и орбитального поле-
та. Участок выведения необходимо учитывать
при расчете массы теплозащиты.
Тепловое проектирование на участке спуска
Принципиальная конструктивная схема
высокоскоростного самолета в основ-
ном определяется допустимыми максималь-
ными температурами конструкции и характе-
ром их распределения.
В целях снижения максимальных темпе-
ратур до допустимых и уменьшения их пере-
падов на наиболее нагретых аэродинамичес-
ких поверхностях была проведена большая
проектно-теоретическая работа по исследова-
нию траекторий и по газодинамике обтекания
возвращаемых аппаратов.
В результате этих работ, в целях сниже-
ния максимальных температур до допусти-
мых для существующих жаропрочных мате-
риалов и уменьшения перепадов температур
для снижения температурных напряжений в
горячей конструкции, была предложена сле-
дующая концепция теплового проектирова-
ния орбитального самолета:
•	выполнять спуск на максимальной баро-
метрической высоте (при минимальной плот-
ности воздуха) на углах атаки а = 45°...65°,
что соответствует максимальному коэффи-
циенту подъемной силы Сушах;
•	спрофилировать несущую поверхность с
одной критической точкой и одной линией
растекания с максимально возможным ра-
диусом затупления и максимальным радиу-
сом кривизны выпуклой несущей поверхности
(в пределе - плоской);
312
•	выполнить носовое затупление в форме
55...60° сферического сегмента с осью, совпа-
дающей с вектором набегающего потока;
•	допустить скругление острой кромки
сферического сегмента радиуса R радиусом
г < 0.1R;
•	выполнить внутреннюю полость сферичес-
кого сегмента предельно радиационно проз-
рачной для организации переизлучения, т.е.
сделать пустотелой с минимальным заполне-
нием внутреннего пространства;
•	исключить пересечение головного скачка с
крылом и фюзеляжем;
•	подобрать угол стреловидности передней и
задней кромок крыла, обеспечивающий сте-
кание с них потока и электронов за ударной
волной для предельного снижения температу-
ры кромки в рабочем диапазоне углов атаки
и исключающий образование электронов при
натекании потока на кромку, что приведет к
небольшому увеличению ее температуры;
•	предусмотреть поворот крыла вокруг про-
дольной оси ОС для эффективной работы
крыла на дозвуковых и орбитальных ре-
жимах;
•	спрофилировать боковые поверхности под
отрицательным углом к вектору набегающего
потока для значительного уменьшения кон-
вективного потока и организации переизлуче-
ния тепла с наиболее нагретой нижней на
практически холодную верхнюю и боковую
поверхности.
В предложенных условиях выбранная
форма ОС при длине фюзеляжа L = 8 м и ра-
диационно прозрачном затуплении радиусом
Ro = 1,5 м при а = 55° и посадочном весе
5...7 т имеет максимальную температуру в
зоне затупления 1400°С с переизлучением
(1600°С без переизлучения) и хвостовой части
корпуса 1150° без переизлучения. Максималь-
ная температура нижней поверхности крыла с
переизлучением на верхнюю поверхность не
более 600°С (800°С без переизлучения) при
умеренных толщинах профиля и радиусе за-
тупления передней кромки и плоском торце
задней кромки. При этом температура верх-
ней поверхности крыла (при переизлучении)
будет около 500°С, а передних и задних
кромок крыла ниже 600°С.
Указанные температуры реализуются при
планирующем спуске с орбиты на углах атаки
а= 45...65° и углах крена до у =60°.
Продолжительность воздействия макси-
мальных температур:
•	максимальная тШах = 15 мин - при а = 45°;
•	минимальная Tmin = 7 мин - при а = 65°.
На указанных режимах ОС аэродинами-
чески устойчив и управляем, допускается крен
до у < 60°, необходимый для получения боко-
вой дальности и уменьшения колебаний по
высоте полета в процессе ускоренного спуска.
Основным силовым элементом горячей
конструкции ОС служит теплозащитный
экран, жестко прикрепленный к ферменной
конструкции с помощью 30 регулируемых
при сборке подвесок из ниобиевого сплава с
двумя степенями свободы на сферических
керамических подшипниках и 7 двойных
узлов подвески в плоскости симметрии с од-
ной степенью свободы с цилиндрическими
керамическими подшипниками. При такой
схеме крепления нормальные аэродинамиче-
ские (силы давления) и инерционные силы по
оси “У” воспринимаются всей группой узлов
и подвесок, а касательные аэродинамические
и инерционные нагрузки по оси “X” - в основ-
ном одним тройным неподвижным узлом,
расположенным вблизи кабины.
Ферменная конструкция проектировалась
на основе опыта разработки высокоскорос-
тных дозвуковых самолетов с поршневыми
двигателями. К ферме крепятся все аэроди-
намические поверхности, при необходимости
с температурной компенсацией, катапульти-
руемая кабина, поворотные узлы простран-
ственного поворота крыла и 4-стоечного шас-
си, воздушно-реактивный двигатель (врд) и
двигатели маневрирования, баки, отсеки
оборудования и т.д.
Фюзеляж ОС спроектирован негерметич-
ным (кроме кабины, топливных баков и
загерметизированных отсеков оборудования).
Давление в нем близко к барометрическому,
что значительно снижает теплопроводность, а
следовательно, и массу теплоизоляции из
ультратонкого кремнеземного материала с
рабочей температурой I Ю0°С.
Давление на нижней несущей поверхнос-
ти корпуса отличается от атмосферного на
режиме максимальных тепловых потоков и
температур в несколько сотен раз: РВес.пов./Рн =
400 при М = 26 и Рнес.пов./Ри = 200 при М = 18.
Указанный фактор определил главное отли-
чие теплопроводности теплоизоляции “Спи-
рали” из материала АТМ-5 (при t = 100°С 1 =
0,01 Вт/м-град) от теплопроводности плиточ-
ной теплозащиты “Бурана” из материала
ТЗМК-10 (при t = 100°С X = 0,034 Вт/м град).
К теплоизоляции ОС не предъявляются
прочностные требования, поэтому она может
быть изготовлена из чистого кремнеземного
(98...99% SiO2) волокна на основе недорогой
ультратонкой стеклянной нити, тогда как
313
плиточная теплозащита должна обеспечить
допустимые напряжения отрыва до значений
Оотр = 2 кгс/см2, что требует ее изготовления
из дорогого аморфного кварца высокой
чистоты по специальной технологии сварки
ультратонкого волокна. Кроме того, тепло-
защитная плитка должна выдерживать неста-
ционарные аэродинамические нагрузки от ко-
леблющихся поверхностных скачков уплотне-
ния на трансзвуковых режимах при выведе-
нии и спуске с орбиты и струй ЖРД на старте
и выведении.
В связи с большим относительным пере-
падом давления на теплозащитный экран
(Рнес.пов./Рн = 400...200) и в целях предотвра-
щения протока высокотемпературного дис-
социированного воздуха экран должен изго-
тавливаться по специальной технологии,
обеспечивающей герметичность всей нижней
поверхности, включая носовое затупление.
Это требование герметичности горячей конст-
рукции ОС не ново и уже выполнялось при
производстве форсажных камер ВРД, воздуш-
ных каналов (Рф/Рн * Рк/Рн = 20) и хвостовых
частей горячих стальных конструкций высо-
коскоростных сверхзвуковых самолетов и
вполне реализуемо.
Аэродинамически гладкая обшивка (тол-
щиной 0,7 мм) теплозащитного экрана с внут-
ренней стороны подкреплена стрингерным
набором. Гладкое носовое затупление также
подкреплено “открытыми” L-образными про-
филями, закрытыми чехлами из родиевой
фольги. “Открытость” L-образных профилей
обеспечивает радиационную прозрачность
пустотелого носового затупления и внутрен-
нее переизлучение теплового потока с горя-
чих поверхностей затупления на холодные.
Родиевые чехлы уменьшают перепады темпе-
ратур на стрингере при переизлучении. Огра-
ничение высоты профиля (h < 20 мм) позво-
ляет снизить перепад температур до ± 30°С
при нагревании и охлаждении в процессе
спуска с орбиты.
Неустановившаяся температура теплоза-
щитного экрана практически такая же, как и
теплоизолированной поверхности на квази-
стационарном режиме, и незначительно отли-
чается (в пределах 2...3%) от температуры
обшивки. Теплозащитный экран, носовое за-
тупление, их стрингерные наборы, а также
ферма в пустотелом затуплении изготовлены
из ниобиевого сплава. На внутреннюю по-
верхность носового затупления вместе с фер-
мой нанесено черное покрытие со степенью
черноты е = 0,8...0,9. Участки стержней
фермы, примыкающие к узлам связи экрана и
подвескам, не прогреваются по длине более
чем на 400 мм в течение всего полета. Они
изготовлены из жаропрочного никель-коба-
льтового сплава, допускающего температуру
до 800°С без потери прочности. Остальные
стержни фермы имеют максимальную тем-
пературу эксплуатации не более 1ОО...25О°С и
изготовлены из высокопрочной невысокотем-
пературной легированной стали, применяв-
шейся ранее на дозвуковых самолетах.
Для практически полного перекрытия
теплового потока от горячего экрана к холод-
ной конструкции планера, к отсекам обору-
дования, бакам, кабине, ферме и т.д. на
стрингеры экрана крепится высокотемпера-
турный картон с плотностью 1500 кг/м3 и тол-
щиной 2 мм, допускающий максимальную
температуру до 1400,..1500°С. На картон
укладывается рыхловолокнистая кремнезем-
ная теплоизоляция из ультратонкого волокна,
уплотненная до плотности 160 кг/м3, толщи-
ной 30 мм, прижатая бериллиевым листом
толщиной 0,8 мм. Со стороны отсека берил-
лиевой лист имеет серебряное покрытие тол-
щиной около 20 микрон со степенью черноты
е < 0,03. Температура нагрева листа в мо-
мент посадки не превышает 400°С, что под-
тверждает высокую эффективность предло-
женной теплозащиты. При отсутствии берил-
лиевого листа толщина пакета ~ 45 мм, т.е.
теплозащита существенно утяжеляется. По
этой причине в конструкции предусмотрено
применение листа теплоемкости с заменой
бериллия на порошковый алюминий (лист
толщиной I мм), допускающий температуру
до 300°С.
Суммарная толщина теплозащиты при-
мерно постоянна по всей нижней поверхности
и составляет ~ 50 мм. Шарнирная подвеска
экрана допускает его температурное расши-
рение (около 40 мм) при спуске с орбиты.
Верхняя поверхность корпуса ОС за каби-
ной имеет температуру, не превышающую
250°С, и ее можно изготовить из титановых
или алюминиевых сплавов (методом порош-
ковой металлургии). С внутренней стороны
верхняя поверхность ОС имеет серебряное по-
крытие толщиной около 20 микрон со сте-
пенью черноты е < 0,03, что практически
исключает тепловой поток внутрь самолета.
Отсюда следует, что все оборудование, баки,
полезный груз и другие агрегаты ОС,
включая кабину пилота, не подвержены тем-
пературным воздействиям, отличающимся от
самолетных стандартов. Поэтому все готовые
изделия, предназначенные для высотных и
314
высокоскоростных самолетов, могут быть
использованы без доработок.
В окрестности лобовых иллюминаторов
кабины в точках прилипания оторвавшегося
потока от кромок носового затупления тем-
пература теплоизолированной стенки не пре-
вышает 500°С, а максимальная температура
толстого лобового стекла в условиях неста-
ционарного нагревания с учетом теплоемко-
сти составляет 250°С , что допускает исполь-
зование для иллюминатора ОС высокотем-
пературного остекления, применяемого на
скоростных самолетах.
Отметим следующие факторы, определив-
шие совершенство принятой концепции теп-
лозащиты орбитального самолета.
1.	Верхняя и боковая поверхности не требуют
ни теплозащиты, ни теплоизоляции, что обес-
печено минимальным значением теплового
потока в срывной зоне при предельном гипер-
звуковом повороте потока при обтекании ту-
пого угла. Суммарная площадь холодной вер-
хней и боковой поверхностей всегда больше,
чем горячей поверхности.
2.	Наиболее нагретые нижние поверхности
носового затупления и крыла имеют темпера-
туру вблизи теоретического минимума, обес-
печенного оптимальной формой, переизлуче-
нием и полетом с максимальным коэффицие-
нтом ПОДЬеМНОЙ СИЛЫ Сушах.
3.	Температура обшивки теплозащитного эк-
рана также уменьшена до теоретического пре-
дела, обеспеченного одной линией растекания
(в плоскости симметрии) с линиями тока вну-
три пограничного слоя максимальной длины,
в том числе исходящими из критической
точки с максимальным радиусом носового
затупления и отсутствием передних кромок в
режиме натекания и падающих скачков.
4.	Теплоизоляционный пакет обеспечивает
одновременно теплоизоляцию горячей конст-
рукции самолета и отсеков оборудования, чем
достигается снижение массы теплоизоляции.
Минимальное давление внутри корпуса также
уменьшает массу теплоизоляции.
5.	Минимальные температуры аэродинимиче-
ских поверхностей и небольшие перепады
температур позволяют изготавливать их из
листовых штампованных, катаных и непре-
рывносваренных металлических материалов.
Таким образом, теплозащита ОС, разра-
ботанная на основе предложенной концеп-
ции, близка к оптимальной, и ее улучшение
вряд ли целесообразно.
На верхнюю поверхность ОС наносится
белое покрытие с коэффициентом поглоще-
ния солнечного теплового потока As < 0,32
при степени черноты е >0,8. Это покрытие с
As/e <0,4 обеспечивает температуру верхней
поверхности в космосе под прямыми солнеч-
ными лучами не более + 50°С (в аналогичных
условиях при черном покрытии теплозащит-
ного экрана температуры обшивки не
превышают + 150°С). При полете ночью как
белое, так и черное покрытие на поверхности
обшивки, обращенной в холодный космос,
имеют температуру не ниже - 130°С. На пре-
дельно низкой (заданной) высоте орбиталь-
ного полета Н = 130 км температура обшивки
от молекулярного потока в критической точ-
ке носового затупления не превышает значе-
ния + 250°С, а на теплозащитном экране при
угле атаки 55° - + 190°С.
Для режима орбитального полета на
предельно малой высоте Н = 130 км исследо-
ваны все виды теплового воздействия на
самолет, получено распределение температур
по поверхности самолета от суммарного воз-
действия всех тепловых потоков на углах
атаки а = 0 и 55° и изменение температур в
характерных точках при движении по орбите
днем и ночью. На высоте Н = 130 км предпоч-
тительно выполнять орбитальный полет с ну-
левым углом атаки, при этом вблизи кабины
пилота на боковой, верхней и нижней поверх-
ностях температура обшивки не будет превы-
шать + 60°С, на нижней поверхности корпуса
+ 40°С, а на верхней поверхности + 20°С.
Аэродинамически устойчивый полет в
молекулярном потоке может выполнятся
только при полностью раскрытом крыле у =
90° на угле атаки овал = - 25°, а при наклон-
ном положении консолей крыла \|/ = 45°
ОСбал = — 45°.
Для обеспечения балансировки на нуле-
вом угле атаки необходимо несколько приот-
крыть воздушный тормоз, который замыкает
верхнюю поверхность фюзеляжа в области
донного среза и является прекрасным балан-
сировочным щитком (БЩ) на дозвуковых
скоростях в атмосферном полете, значительно
улучшает взлетно-посадочные характеристи-
ки ОС, увеличивает Сушах и облегчает работу
элевонов при Сушах.
Угол нейтрального положения дозвуково-
го БЩ (воздушного тормоза) выбирается из
условия получения максимального аэродина-
мического качества Кшах на дозвуке. Относи-
тельное положение задних кромок БЩ и теп-
лозащитного экрана позволяет совместить
гиперзвуковой и дозвуковой фокусы. Эта
проблема, насколько нам известно, еще нахо-
дится в стадии решения. Но такое совмещение
уже достигнуто при проектировании “Спи-
рали”, что подтверждено дозвуковыми поле-
315
тами аналога и гиперзвуковыми полетами
летающих моделей “Бор-4”, геометрически
подобных “Спирали” в масштабе М1:2.
Дозвуковой аналог ОС совершил ряд по-
летов, подтверждающих заявленные взлетно-
посадочные характеристики ОС “Спираль”.
Были произведены сбросы с самолета Ту-95 в
нескольких полетах и самостоятельный пере-
лет аналога ОС с одной взлетно-посадочной
полосы на другую.
В четырех орбитальных полетах “Бор-4”
были подтверждены все заявленные гипер-
звуковые аэродинамические характеристики
“Спирали”, в том числе устойчивость и
управляемость. Подтверждены также харак-
теристики внешних тепловых воздействий в
натурных условиях аэродинамического спус-
ка с орбиты. На модели “Бор-4” были впер-
вые замерены температуры на внешней по-
верхности теплозащиты, для чего применя-
лись специальные термопары, вживленные в
стекловидное покрытие кварцевых плиток,
имитирующих теплозащиту “Бурана”. На
всей нижней поверхности “Бор-4” зафиксиро-
вана относительно равномерная температура
1000... 1100°С.
Тепловое проектирование для орбитального
участка полета
На орбитальном участке полета на ОС
воздействуют интенсивное солнечное
излучение, высокоэнергетический молекуляр-
ный поток воздуха (до высот 120... 140 км),
холодный космос, а также отраженное сол-
нечное излучение от поверхности Земли.
Основным средством защиты конструк-
ции ОС от перегрева и переохлаждения в ус-
ловиях космоса служат специальные покры-
тия и определенная ориентация ОС относи-
тельно Солнца и вектора молекулярного по-
тока. На верхней и боковой поверхностях
модели “Бор-4” температура замерялась ме-
тодом термокрасок и кристаллических датчи-
ков. Температура верхней поверхности за
кабиной не превышала 12О...25О°С, в области
прилипания вторичного течения в плоскости
симметрии была не более 300°С, на боковом
остеклении фонаря - около 400°С, на лобовом
стекле - не более 600°С.
Влияние теплозащиты на аэродинамические
характеристики ОС
К дозвуковым характеристикам орбиталь-
ного самолета “Спираль” предъявля-
лись очень высокие требования:
•	надежная посадка на грунтовой аэродром с
работающим и неработающим ВРД при поса-
дочной скорости не более 240 км/час;
•	эффективный и надежный запуск ВРД от
авторотации не более чем с трех попыток;
•	возможность подтягивания к аэродрому с
помощью ВРД при недолете и заходе на 2-й
круг в чрезвычайных обстоятельствах;
•	эффективное торможение при перелете с
помощью тормозного щитка;
•	техника выполнения посадки не должна
быть сложнее, чем у обычных самолетов-
истребителей.
Учитывая, что дозвуковая “Спираль”
имела схему “бесхвостка” с крылом большой
стреловидности в плане с необычно широким
несущим фюзеляжем, достижение заданных
посадочных характеристик было весьма сло-
жной задачей. В решении проблем дозвуко-
вой аэродинамики ОС большая заслуга при-
надлежит Е.А.Самсонову. Он организовал из-
готовление аэродинамических моделей и
обеспечил их ускоренную продувку.
В результате дозвуковых исследований на
моделях была показана высокая эффектив-
ность балансировочного щитка на верхней
поверхности фюзеляжа, обеспечивающего ма-
ксимальную подъемную силу крыла при
положительном угле отклонении элевонов
(кромкой вниз). Была показана также воз-
можность вырождения БЩ в высокоэффек-
тивный воздушный тормоз, когда он выпол-
нен расщепляющимся с перфорированной
верхней поверхностью.
Орбитальный самолет “Спираль” проек-
тировался на минимум температур при по-
лете с максимальным коэффициентом подъе-
мной силы при угле атаки а = 55°.
При а = 45...65° подъемная сила изме-
няется незначительно, в связи с чем в этом
диапазоне углов атаки температура несущих
и других поверхностей также изменяется
незначительно. Однако дальнейшее измене-
ние угла атаки относительно опорного значе-
ния а = 55° (а < 45° или а > 65°) приводит к
заметному повышению температуры несущих
поверхностей и перегреву передних и задних
кромок крыла, боковых поверхностей фюзе-
ляжа и остекления кабины. Увеличение угла
скольжения выше расчетного (0 = ± 5°) также
приводит к перегреву боковых поверхностей
фюзеляжа и фонаря. Отсюда вытекает необ-
ходимость запрещения полета вне зоны углов
атаки а = 55° ±10° и при углах скольжения,
превышающих 0 = ± 5°. Для этого должны
быть обеспечены большие запасы продольной
316
и путевой устойчивости в окрестности ука-
занной зоны.
Предложенная аэродинамическая форма
ОС имеет высокие показатели аэродинами-
ческой устойчивости. На “Спирали” регули-
рование угла атаки на гиперзвуке произво-
дится изменением угла развала крыла без
потери аэродинамического качества.
Зависимости балансировочного угла ата-
ки а от угла развала крыла \|/ и положения
центра масс по продольной оси Хт (при Ут =
10%) для участков спуска и орбитального
полета (в молекулярном потоке) приведены
на рис. 1. На верхней части рисунка показано
влияние изменений продольной центровки на
балансировочные значения угла атаки.
Для сравнения эффективности баланси-
ровки ОС изменением угла развала крыла и
отклонением нижнего балансировочного щи-
тка большой площади (3,6 м2 - 15 % несущей
поверхности фюзеляжа) проводились расчеты
балансировок, запасов устойчивости и аэро-
динамического качества. При этом опреде-
лены предельные значения угла отклонения
БЩ:
•	кромкой ВНИЗ 5бщ = - 5° - из условия
недопущения ламинарного отрыва;
•	кромкой вверх 5бИ = + 15° - ограничено
габаритами двигателя.
Рис. 1. Влияние угла развала крыла у и цент-
ровки Хт на балансировочный угол атаки а:
S - площадь корпуса ОС в плане;
Зкр - площадь крыла с подфюзеляжной частью;
L - длина корпуса
Сравнение убедительно показало преиму-
щество регулирования угла атаки методом
изменения угла развала консолей крыла,
обеспечивающего выигрыш:
•	по балансировочному углу атаки - в 2 раза;
•	по запасу продольной устойчивости - в 2
раза;
•	по потере аэродинамического качества на
балансировку АКбал = 30%.
Балансировочные значения угла атаки
овал на гиперзвуковых скоростях спуска при
различных значениях угла развала консолей
крыла \|/ (при первом способе балансировки -
сплошная линия) и от угла отклонения ба-
лансировочного щитка 5ср (при втором спо-
собе - пунктирная линия) показаны на рис. 2.
Эти данные показывают, что отклонение
консолей крыла обеспечивает больший диа-
пазон значений овал, а для опорного значения
овал = 55° требуется угол развала крыла 40°.
Рис. 3 показывает влияние двух способов
балансировки на производную mzcy, характе-
ризующую запас продольной статической
устойчивости орбитального самолета.
На рис. 4 приведены зависимости значе-
ний аэродинамического качества К от угла
развала крыла \|/ при первом способе балан-
сировки (сплошная линия) и от угла откло-
нения балансировочного щитка 5q> при вто-
ром способе (пунктирная линия).
Рис. 2. Зависимости балансировочного угла атаки
от углов развала крыла \|/ и отклонения БЩ 8q>
317
Рис. 4. Зависимости аэродинамического качества
К от углов развала крыла и отклонения БЩ
Рис. 3. Влияние углов развала крыла и отклоне-
ния БЩ на запас продольной устойчивости mrC5'
Кроме указанных преимуществ откло-
няемых консолей крыла необходимо отме-
тить, что конструктивное исполнение БЩ
связано с разрезкой хвостовой части экрана
ажурной предельно нагретой подвижной кон-
струкции с последующей герметизацией, что
приведет к ее перетяжелению.
Поворотное крыло - исключительно эф-
фективный орган регулирования положения
аэродинамического фокуса Xf и продольного
момента в фокусе OIzf. Углом развала крыла
можно также регулировать температуру и
радиопрозрачность передней и задней кро-
мок, задавать балансировочные углы атаки и
запасы продольной устойчивости, в широких
пределах изменять центровку ОС.
Над аванпроектом “Спирали” работала
группа высококвалифицированных специали-
стов ОКБ А.И.Микояна с опытом работы по
скоростным самолетам.
Проектно-конструкторскую документа-
цию по “Спирали” выпускала бригада Я.И.
Селецкого при его непосредственном участии.
Ферменную конструкцию фюзеляжа и тепло-
защитный экран проектировали ведущие кон-
структоры В.Ф.Павлов и В.П.Завгородний.
Горячую конструкцию крыла разрабатывал
ведущий конструктор Н.Н.Веревкин. Тепло-
прочностные расчеты проводились под руко-
водством З.Е.Берсудского. Четырехстоечное
лыжное шасси в космическом исполнении
спроектировал ведущий конструктор Ю.В.
Бакшг. Расчетно-теоретическую документа-
цию по гиперзвуковой аэродинамике и тепло-
обмену выпускали специалисты отдела Л.П.
Воинова, который лично участвовал в раз-
работке аэрогазодинамической схемы ОС и
проведении всех экспериментально-теорети-
ческих расчетов на участках выведения, поле-
та вокруг Земли и спуска с орбиты. Экспери-
ментально-теоретические расчеты по газоди-
намике ОС с использованием продувок тема-
тических моделей в ЦАГИ выполнил В.Е.Со-
колов.
Полученные результаты служили исход-
ными данными для баллистических и аэро-
динамических расчетов, а также использо-
вались в ЛИИ при подготовке эксперимен-
тальных полетов летающих моделей “Бор-2”,
“Бор-3” в масштабе М1:3 и “Бор-4” (М1:2).
Полеты подтвердили результаты расчетов.
В.Е.Соколов провел также расчеты всех ви-
дов тепловых и силовых нагрузок на ОС.
Температурные схемы при спуске с орбиты
выпускала З.К.Жавыркина. Расчеты неста-
ционарного нагревания конструкции выпол-
нил С.Ф.Тесленко. Температурную схему на
низкой орбите Н = 130 км с учетом молеку-
лярного потока и излучения Солнца и Земли
подготовила Е.В.Лабунская, она же рассчи-
тала поляру и балансировку в молекулярном
потоке.
318
Траекторные расчеты по выведению и
спуску с орбиты выполнил один из лучших
специалистов ОКБ В.А.Шумов. Он вместе с
Я.И.Селецким отвечал за весовую сводку
“Спирали” на стадии проектной разработки.
В.А.Шумов также показал, что расчетной для
анализа теплопрочности и определения тол-
щины теплозащиты должна быть “пружи-
нящая”, колеблющаяся по высоте траектория
полета максимальной продольной дальности
и продолжительности аэродинамического по-
лета без крена (у = 0 ). Он обосновал, что для
снижения толщины, а следовательно, и массы
теплозащиты необходимо устранить “пружи-
ну” (колебания высоты полета) путем крена
у ~ 60°, что обеспечивает максимальную боко-
вую дальность и значительно снижает про-
должительность спуска. Было показано, что
при отсутствии необходимости в боковой
дальности, выполняя полет “змейкой”, можно
снизить вес теплозащиты.
Траектория спуска “Спирали” отличается
от траектории “Бурана”, у которого тор-
мозной импульс направлен против вектора
скорости. У “Спирали” тормозной импульс
направлен по нормали в сторону Земли , что
снижает время спуска и увеличивает прогно-
зируемую точность приземления при ручном
управлении без использования инерциальной
системы и других средств корректирования
траектории.
В работе над проектом ОС принимал
активное участие ряд специалистов из отра-
слевых и академических институтов.
От ЦАГИ: Г.И.Майкопар, В.Я.Боровой,
А.Я.Юшин - по экспериментальным иссле-
дованиям теплообмена; К.К.Костюк - по экс-
периментальной аэродинамике; Г.Н.Замула -
по переизлучению в носовом затуплении;
И.Н.Моишеев - по системе активной тепло-
защиты.
От ЦИАМ: Г.Г.Черный - по численным
расчетам теплообмена.
От НИИТП: В.С.Авдуевский, С.С.Чен-
цов, Н.А.Анфимов - по инженерным методам
расчета теплообмена.
От ЛИИ: В.М.Костылев - по эксперимен-
тально-теоретическим методам расчета теп-
лопроводности рыхловолокнистых материа-
лов; Л.А.Юмашев - по теплообмену с вдувом
водорода; П.Н.Пантелеев, А.Г.Шибин - по
теплообмену на летающих моделях “Бор-2”,
“Бор-3”, “Бор-4”; Г.П.Владычин, А.А.Конд-
рашов - по динамике и управлению.
Выводы
1.	Разработана концепция теплозащиты орби-
тального самолета, обеспечивающая мини-
мальную температуру конструкции при суще-
ствующих теплозащитных материалах.
2.	В основу концепции положено:
•	полет ОС с максимальной подъемной
силой;
•	использование схемы типа “несущий кор-
пус” с максимальным радиусом затупления
носовой части и крылом, работающим в
режиме стекания с кромок, не пересекающих-
ся с ударной волной;
•	максимальное использование переизлуче-
ния теплового потока с нижней поверхности
на верхнюю (пустотелых носового затупления
и крыла);
•	применение теплозащитного экрана с вну-
тренней теплоизоляцией из ультратонкого во-
локна, прижатой листом теплоемкости с сере-
бряным покрытием;
•	применение специальных покрытий для
управления лучистыми тепловыми потоками
при полете на орбите и спуске.
3.	Для обеспечения устойчивости и управ-
ляемости и достижения приемлемых темпе-
ратур и радиопрозрачности передних и
задних кромок крыла при спуске с орбиты
целесообразно регулировать угол развала
крыла.
4.	На верхней поверхности хвостовой части
фюзеляжа ОС должен быть балансировочный
щиток, обеспечивающий стабилизацию ОС
на орбитальном участке и на дозвуке, а также
совмещение фокусов на дозвуке и гиперзвуке.
5.	Предложенная концепция теплового проек-
тирования частично использована при раз-
работке ОК “Буран” и МАКС. Она может
применена при создании других космических
аппаратов.
319
УДК 629.782.023.001
ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЕ И ТЕПЛОВОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ САМОЛЕТОВ
В.Е. Соколов
Рассмотрены возможности использования числен-
ных методов газовой динамики при проектировании
космических летательных аппаратов типа “Спираль”,
“Бор", “Буран” и других для обоснования темпера-
турной схемы, расчета нестационарных газодинамичес-
ких нагрузок и тепловых потоков. Показано совпадение
расчетных данных с результатами летных испытаний.
Предложена методика оценки воздушно-скоростных
параметров по распределению давления на носовой части
фюзеляжа.
НПО “Молния” имеет значительный
научно-технический задел в области
газодинамики сверхзвуковых самолетов по
работе в ОКБ А.И.Микояна. Этот задел был
значительно пополнен и развит за счет новых
научно-технических замыслов и идей, реали-
зованных в последующих практических раз-
работках. Этому существенно способствова-
ли, во-первых, острая необходимость сиюми-
нутного решения возникавших в процессе
разработки практических вопросов, во-вто-
рых, широкая кооперация с научными орга-
низациями страны: ЦАГИ, ЦНИИмаш,
НИИТП, НИИ механики МГУ, МФТИ и с
институтами Академии наук.
Необходимо отметить, что опыт газоди-
намического и теплового проектирования и
эксплуатации самолетов-истребителей, накоп-
ленный в ОКБ им А.И.Микояна, успешно
применялся при разработке орбитального ко-
рабля (ОК) “Буран” и перспективных авиа-
ционно-космических систем. Участие инже-
неров-расчетчиков, специалистов в области
газовой динамики и тепловых процессов
требовалось на всех этапах разработки - по-
становки задачи, создания эскизного проекта,
выпуска рабочих чертежей, эксперименталь-
ной отработки на лабораторно-стендовой
базе и в летных испытаниях.
Необходимо коротко отметить основные
работы, выполненные в ОКБ А.И.Микояна,
без которых были бы невозможны создание и
успешный запуск ОК “Буран”, а также про-
ведение проектных работ по авиационно-
космическим системам (АКС).
1.	Работы по воздухозаборнику - сложному и
тонкому элементу силовой установки совре-
менного реактивного самолета.
2.	Расчет и исследования всех реактивных
сопел самолетов типа МиГ.
3.	Внедрение в практику метода электроги-
дродинамического моделирования - ЭГДА.2.
4.	Освоение метода характеристик и решение
с его помощью практических задач с опера-
тивным построением поля течения.
5.	Внедрение в короткие сроки совместно с
ЦИАМ (А.Н.Крайко и М.Я.Иванов) в прак-
тику ОКБ пространственных сверхзвуковых,
дозвуковых и трансзвуковых методов расчета
полей течения (рис. 1). Эффект их применения
превзошел все ожцдания, так как расчеты
дают большой объем достоверной информа-
ции при значительном снижении стоимости
выполнения работ по сравнению с продув-
ками в аэродинамических трубах и летными
испытаниями. Результаты численного расчета
полей течения позволили:
•	решить проблему тряски самолета МиГ-25
вследствие движения нестационарного скачка
уплотнения по поверхности горизонтального
оперения от недорасширенной струи ТРД на
сверхзвуковых режимах;
•	устранить тряску на самолете МиГ-31 пу-
тем изменения диаметра наружных створок
реактивного сопла;
•	повысить коэффициент восстановления
полного давления запасов по помпажу в
воздухозаборнике МиГ-23 путем снятия над-
строек, след от которых попадает в воздухо-
заборник.
320
и
ЗАВИСИМОСТИ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ
ПЕРЕПАДОВ ДАВЛЕНИЯ ОТ УГЛА АТАКИ
И ЧИСЛАМ
Р1
ЗАВИСИМОСТИ УГЛА СКОЛЬЖЕНИЯ ОТ р„
ОТНОСИТЕЛЬНЫХ ПЕРЕПАДОВ ДАВЛЕНИЯ,
Погрешность определения высотно- скоростных параметров (q=2000ruc/M2, 8р<0,1%, М=0,5...3)	
Да	0,004°...0,07°
	АР	0,005°.„0,007°
ДМ	0,0006...0,066
дн	16..,260 м
ЗАВИСИМОСТЬ АТМОСФЕРНОГО
ДАВЛЕНИЯ ОТ ЧИСЛА М И УГЛА АТАКИ
Рис. 1. Экспериментально-расчетные методы определения высотно-скоростных параметров
6. Важным событием было создание проекта
орбитального самолета “Спираль”, большую
роль в котором сыграли газодинамики. Был
обеспечен устойчивый полет самолета с
необычно большим углом атаки а = 45...65°
на гиперзвуковой скорости и при а = 10... 15°
на дозвуковых режимах, как у обычных само-
летов; полностью решены вопросы теплового
нагружения. Работа проводилась при участии
НИИТП (В.С.Авдуевский, Ю.Я.Карпейский).
Приобретен ценный опыт в области проекти-
рования и создания воздушно-космических
самолетов (ВКС).
В ходе проектирования и создания ОК
“Буран” отделением газовой динамики НПО
“Молния” были решены как крупные науч-
ные, так и “мелкие” инженерные задачи, ко-
торые порой так проникали друг в друга, что
их можно отнести как к первой, так и ко
второй группе. Покажем это на примерах.
Температурная схема ОК “Буран”
Для впервые создаваемого самолета отсут-
ствуют нормативные документы, гото-
вые методики и нормы. Один из главных
документов - температурная схема, для раз-
работки которой в ходе проектирования ВКС
используется широкий спектр исходных
данных:
•	по газодинамике (поля течения за ударной
волной, состояние пограничного слоя, осо-
бенности течения в критических точках и
зонах отрыва);
•	по качеству поверхности, ее структуре и
химическим свойствам;
•	по внешнему и внутреннему теплообмену;
•	по специфике эксперимента в аэродинами-
ческих трубах.
Из всего этого сложного комплекса зна-
ний, частично содержащегося в различных
источниках, необходимо выделить три груп-
пы проблем, впервые решенных авторами
проекта.
Определение тепловых потоков в области
отрыва (на верхней, “теневой” стороне). Про-
дувки дают существенное завышение тепло-
вых потоков при том, что верхняя поверх-
ность составляет большую долю общей по-
верхности ОК. Поэтому ошибка в определе-
нии толщины теплозащиты существенна. Бы-
ли исследованы результаты продувок в аэро-
динамических трубах моделей разной формы
и масштаба, а также летных экспериментов.
На основе анализа взаимозависимости основ-
ных критериев подобия получена и экспе-
риментально подтверждена новая критериа-
льная зависимость, связывающая число Нуд-
сена с числами Рейнольдса и Маха:
Nu = 1,28-10’3 Re0,8/Moo.
Эта формула дает для верхней поверх-
ности другую зависимость температуры от
безразмерных параметров, чем для нижней
поверхности.
Экспериментальная проверка расчетных
формул теплообмена. Такая проверка была
проведена на летающей модели “Бор-5”, гео-
метрически подобной ОК “Буран” в мас-
штабе 1:8. Эта модель выполняла полет при
тех же числах Рейнольдса, что и ОК. Решение
тепловых и других проблем этой модели тоже
было трудоемким, сложным и нестандарт-
ным. Температура поверхности модели была
значительно выше, чем ОК, так как полет
модели проходил на меньших высотах.
Носовое затупление было изготовлено из
молибденового сплава, работающего в ре-
жиме аккумулирования тепла. Были прове-
дены расчеты теплового состояния носка с
учетом пространственно-временных факто-
ров. Показания термопар полностью подт-
вердили правомерность применения формулы
Фея-Ридделя для критических точек лета-
тельного аппарата.
На основе теории теплообмена, по ре-
зультатам полета “Бор-5” были определены
тепловые потоки в межэлевонной щели ОК
“Буран”. При этом использовались данные по
глубине прококсовки материала, применяе-
мого в конструкции крыла и элевона.
Исследование вопросов радиосвязи через
плазму. При обтекании ВКС воздушной плаз-
мой часть атомов теряет электроны, и
ионизированная среда препятствует прохож-
дению радиоволн.
Отделением газодинамики совместно с
НИИ механики МГУ были рассчитаны поля
электронной концентрации. На основе ана-
лиза радиопрозрачности среды рекомендова-
ны места установки антенн в зависимости от
несущей частоты радиосвязи и определены
варианты конструкции антенн, обеспечиваю-
щие радиосвязь через плазму. Участники этой
работы получили авторское свидетельство.
Обоснование достаточности совпадения
натурных условий полета ОК “Буран” и
летающей модели “Бор-4”. Инженерными
численными расчетами доказана полная иден-
тичность условий полета и неравновесного
обтекания модели “Бор-4” и ОК “Буран”, что
обусловлено совпадением обводов в плоско-
сти симметрии, равенством радиуса кривизны
в критической точке носового затупления,
равенством удельной нагрузки G/S, и показа-
322
но, что путем управления углом крена можно
добиться практически совпадающих траекто-
рий спуска в координатах Н, V (рис. 2). Это
обеспечивает газодинамическое подобие па-
раметров воздушной плазмы, одинаковый
отход ударной волны, равенство пограни-
чных слоев и совпадение физико-химических
процессов. Численным моделированием усло-
вий полета “Бор-4” и ОК “Буран” была дока-
зана идентичность условий теплообмена, в
том числе температуры, давления и значений
констант скоростей каталитической рекомби-
нации (рис. 3, 4). Кроме того, инженерными
методами после первого же полета было
подробно исследовано состояние вкладышей
между плитками, что позволило, опираясь на
дополетные измерения выступов плиток и
зазоров между ними, на основе теории раз-
вития турбулентности назначить нормы пере-
менного по длине аппарата допуска на вы-
соту и зазоры между плитками, соблюдая
неравенство Rek < ПО.
Из теории устойчивости пограничного
слоя известна зависимость перехода к турбу-
лентности от числа Рейнольдса Rek шерохо-
ватости, рассчитанного по характерной вы-
соте шероховатости к и местной скорости по-
тока на этой высоте
Rek = p(k) u(k) k I p(k),
где u(k), p(k), p(k) - соответственно про-
дольная компонента скорости, плотность и
вязкость в пограничном слое на гладкой
поверхности на расстоянии к по нормали от
нее.
Значение скорости бралось из численных
расчетов вязкого пространственного обтека-
ния нижней поверхности или невязкого тече-
ния с инженерными обобщенными оценками
параметров пограничного слоя.
Известны три области влияния шерохова-
тости на местоположение перехода:
•	шероховатость не влияет на переход при
числах Рейнольдса	Rek < Rek нач;
•	область слабого влияния Rek < ПО;
•	резкое смещение точки перехода вверх по
потоку	Rek >110...180.
Внедрение численных методов газовой
динамики в практику проектирования
Благодаря последовательным усилиям
Генерального конструктора Г.Е.Лозино-
Лозинского по развитию вычислительной
техники в НПО, отделение газовой динамики
смогло широко внедрить численные методы в
практику своей работы. Это позволило на на-
чальном этапе работы, не дожидаясь резуль-
татов продувок, вьщать исходные данные и
провести исследования различных вариантов.
Численные методы использовались для
создания температурной и изобарной схем
ОК, анализа устойчивости пограничного
слоя, ударно-волновых нагрузок при помпаже
двигателя АЛ-31 на дозвуковом аналоге ОК -
изделии ГЛИ-002, при запуске ЖРД ОК
“Буран”, движения скачков на поверхности
изделия (это обусловливает возможность от-
рыва плиток ТЗП), втекания и вытекания
воздуха из отсека при открытии створок, ка-
тапультирования летчиков (целый комплекс
проблем от складывания полов до нагрузок
на кабину ) и т.д. Из этого следует, что для
решения большинства технических задач,
связанных с проектированием летательных
аппаратов, необходимо знать поле течения.
Так, сочетание инженерных и численных
методов позволило снизить нагрузку на заг-
лушку ВРДУ аналога ОК в 1,6 раза, спроек-
тировать пол и потолок кабины, создать схе-
му нестационарных нагрузок на плиточную
теплозащиту, определить место и угол уста-
новки выдвижного приемника воздушного
давления (ПВД), вьщать заключение о допу-
ске увеличенного монтажного зазора углерод-
углеродного носка с учетом температурного
расширения.
Внедренные программы и инженерные
методы позволили выдать все исходные дан-
ные для разработки системы измерения баро-
метрической высоты, воздушной скорости по-
лета, углов атаки и скольжения. Эта система
разрабатывалась для “Спирали” и защищена
авторским свидетельством.
Численные методы требуют наличия ква-
лифицированных опытных специалистов, и
такие специалисты были подготовлены.
Определение нагрузок на обшивку пла-
нера при его вентиляции в полете. В инженер-
ной практике часто встречается задача опре-
деления расхода газа через боковое отверстие
в спутном потоке. Существующее решение в
вцде гипергеометрического ряда в перемен-
ных годографа скоростей с использованием
интеграла С.А.Чаплыгина ни в коей мере не
устраивает инженера-практика.
На основе опыта работы с ЭГДА, изуче-
ния работ С.А.Чаплыгина и инженерной пра-
ктики путем упрощений и допущений полу-
чена эмпирическая зависимость коэффициен-
та расхода газа в боковую щель в спутном
потоке при дозвуковых перепадах давления, и
на основе решения задачи Праадля-Майера
об обтекании тупого угла эта зависимость
расширена на область сверхзвука.
323
ТЕМПЕРАТУРА НИЖНЕЙ ПОВЕРХНОСТИ
“БОР-4” В ПЛОСКОСТИ СИММЕТРИИ
численный расчет
летный эксперимент:
СОВМЕЩЕНИЕ ПОВЕРХНОСТЕЙ
“БУРАНА” И “БОР-4”
о	1	2	з	4 х, м
НИЖНЯЯ ПОВЕРХНОСТЬ “БОР-4”
ЗАЩИЩЕНО В НАТУРНЫХ УСЛОВИЯХ
ПОЛЕТОВ “БОР-4” 118 НАИБОЛЕЕ НАГРЕТЫХ
ПЛИТОК “БУРАНА”
Рис. 2. Расчетно-экспериментальное обоснование теплозащиты “Бурана”
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНЫХ
ТЕМПЕРАТУР НА НОСОВОЙ ЧАСТИ ФЮЗЕЛЯЖА
ОК “БУРАН”
Н=65 км, V=5,58 км/с, а=39°, ’1=51,6°
РАСЧЕТНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ОБТЕКАНИЯ
НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ “БОР-4”
Н=64 км, V=5,65 км/с, а=55°, 1=51°
ИДЕАЛЬНО КАТАЛИТИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ
Рис. 3. Экспериментально-теоретическое моделирование пространственного вязкого ударного слоя
с учетом физико-химических процессов и каталитических свойств поверхности
ЛЕТНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ
ДА - “Космос-1614” (а=52°)
Н = 77,5 км, V = 7,38 км/с, а = 39°, i = 51,8°
ИДЕАЛЬНО КАТАЛИТИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ
ЧАСТИЧНО КАТАЛИТИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ
НЕКАТАЛИТИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ В
tw°C	КРИТИЧЕСКОЙ ТОЧКЕ НОСОВОГО
Рис. 4. Распределение температуры на нижней поверхности “Бурана” с учетом
неравновесных физико-химических процессов и каталитических свойств покрытия
Удобный справочный материал для инже-
нера-расчетчика, представленный в виде гра-
фиков коэффициентов расхода при наличии
скорости сноса, в литературе отсутствует.
По указанным зависимостям была опре-
делена площадь вентиляционных створок от-
сека полезного груза с учетом допустимого
перепада давления. Для экспериментальной
проверки расчетных данных был изготовлен
короб с отверстием, имитирующим створку.
Результаты экспериментальных исследований
подтвердили расчетные данные.
Определение числа Маха, углов атаки и
скольжения и барометрической высоты полета
На “Буране” была предложена (но не
реализована вследствие выбора вариа-
нта космического корабля “Спейс Шаттл” с
выдвижным ПВД) система определения вы-
сотно-скоростных параметров путем измере-
ния относительного давления с помощью
пяти отверстий на носовом затуплении фюзе-
ляжа. При ее создании использовались про-
граммы численного моделирования течения
газа, причем точность счета была сущест-
венно выше, чем при измерении давления в
аэродинамических трубах. Тем самым еще раз
была показана высокая эффективность вне-
дренных в практику проектирования расчет-
ных методов. Одновременно было выявлено
сильное влияние на распределение давления
формы тела вслед за затуплением: формы
кабины и других элементов, наличия конус-
ности и заклинений. Таким образом, при
внедрении систем измерения высотно-скоро-
стных параметров невозможно обойтись без
использования численных методов газовой
динамики как основного инструмента для
измерения параметров полета.
Создание ОК “Буран” на всех этапах соп-
ровождалось трудоемкими расчетными рабо-
тами по указанным основным направлениям
и требовало от специалистов знания смежных
областей газодинамики и теплообмена со
всеми их многочисленными ответвлениями.
Необходимо отметить большой труд, стара-
ние, самоотверженность работников отделе-
ния В.П.Крюкова, А.П.Кремнева, А.С.Воро-
бьева, Д.Г.Вечеслова, овладевших в ходе 20-
летних работ обширным комплексом инже-
нерных знаний в области численных методов
газовой динамики, пограничного слоя, струй-
ных течений, расчетов тепловых потоков и
прогрева конструкции. Они внесли значите-
льный вклад в создание “Бурана”. Эти спе-
циалисты, как и многие другие, активно
участвовали в создании технических и норма-
тивных документов по всем типам воздушно-
космических самолетов.
Заключение
Опыт НПО в решении задач газодина-
мики воздушно-космических летатель-
ных аппаратов и силовых установок поз-
воляет без предварительного проведения до-
рогостоящих продувок и экспериментов вы-
дать необходимые исходные проектировоч-
ные данные в части газодинамики и тепло-
вого нагружения, а также основные характе-
ристики любой силовой установки.
Основные проектные документы, выдава-
емые по результатам расчетов:
•	температурная схема максимального тепло-
вого нагружения с учетом отрывных зон и
вторичного прилипания;
•	схема распределения давления по поверх-
ности летательного аппарата с учетом неста-
ционарных процессов;
•	схема внутреннего нагружения с учетом
перетекания в отсеках и втекания (истечения)
во внешнюю среду с переменным по времени
давлением;
•	аэродинамическое сопротивление хвосто-
вых частей с учетом жидкого сопротивления
струй и доли дна в общем сопротивлении в
зависимости от коэффициента формы тела;
•	нормирование щелей, зазоров и уступов с
целью исключения ламинарно-турбулентного
перехода;
•	номограммы и алгоритмы определения чи-
сел М, углов атаки, скольжения, барометри-
ческой высоты полета для любого аппарата;
•	рекомендации по геометрической форме
изделия и его элементов, применяемым мате-
риалам и способу теплозащиты с учетом пре-
дыдущих пунктов;
•	обоснование необходимости, достаточнос-
ти, идентичности наземных, автономных и
летных испытаний фрагментов конструкции
в соответствии с реальными условиями теп-
лового и газодинамического нагружения на
наиболее напряженных участках полета;
•	нагрузки в сложных случаях газодинами-
ческого и теплового нагружения от импуль-
сивного воздействия струй, помпажного выб-
роса воздуха, запуска ЖРД и т.д.;
Расчетные методы газодинамических
исследований требуют дальнейшего совер-
шенствования и найдут широкое применение
при создании перспективных авиационно-
космических систем и других летательных
аппаратов.
327
УДК 629.782.023
РАСКЛАДКА КОНСОЛЕЙ КРЫЛА
КАК СРЕДСТВО ОПТИМИЗАЦИИ АЭРОДИНАМИКИ
ОС МАКС НА ВСЕХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТА
В.А. Терехин
Рассмотрено влияние раскладки консолей крыла ОС
____	МАКС на его аэродинамику. С использованием мате-
риалов испытаний в аэродинамических трубах дана
характеристика изменений по углу раскладки устой-
ачивости ОС, несущих свойств и аэродинамического
качества. Показаны возможности применения расклады-
вающихся консолей как средства “увязки” различных
режимов полета ОС.
Как известно, в начале работ по много-
разовой космической системе “Энергия”
- “Буран” рассматривались две альтернатив-
ные схемы аэродинамической компоновки ор-
битального корабля - крылатая, аналогичная
космическому кораблю системы “Спейс
Шаттл”, и схема “несущий корпус” с неболь-
шими консолями крыла, по которой в течение
10 лет под руководством Г.Е. Лозино-Лозин-
ского в рамках программы “Спираль” прово-
дились проектные, опытно-конструкторские
(ОКР) и экспериментальные работы в ОКБ
А.И. Микояна, ЦАГИ, ЛИИ и других органи-
зациях. В силу ряда причин для орбиталь-
ного корабля (ОК) “Буран” была принята
крылатая схема, работа над которой НПО
“Молния” в содружестве с большим количе-
ством предприятий была успешно выполнена.
Идея “несущего корпуса”, тем не менее,
нашла свое воплощение в следующем проекте
НПО “Молния” - Многоцелевой авиационно-
космической системе (МАКС), а именно в
орбитальном самолете (ОС) этой системы.
Основные направления аэродинамического
проектирования МАКС
Проект МАКС, естественно, базировался
на всем научно-техническом заделе,
созданном к началу работ по МАКС в
области аэрокосмической техники. В качестве
примеров можно назвать и сам ОС
“Спираль”, обводы которого и некоторые
компоновочные решения первоначально
были использованы для ОС МАКС, и самолет
“Мрия”, созданный как самолет-транспорти-
ровщик элементов системы “Энергия” -
“Буран” (самого ОК и фрагментов ракеты-
носителя) и в дальнейшем преобразованный в
самолет-носитель (СН) МАКС. Этот перечень
можно продолжить. В то же время по
сравнению с “предшественниками” МАКС
представляет собой значительно более слож-
ную систему как с общетехнической точки
зрения, так и в смысле аэродинамики. В части
аэродинамики среди подлежащих решению
наиболее крупных и проблемных вопросов
следует выделить:
•	достижение высокого крейсерского аэро-
динамического качества СН с установленной
на нем крупногабаритной внешней “над-
стройкой” - орбитальным самолетом с внеш-
ним топливным баком (ОСБ);
•	аэрогазодинамику совместного полета и
разделения СН и ОСБ с учетом воздействия
струй работающей маршевой двигательной
установки (МДУ) ОС;
•	обеспечение устойчивости и управляемости
ОСБ с помощью МДУ и отклоняемых
аэродинамических поверхностей на траек-
тории выведения (в том числе в нештатных
ситуациях);
•	определение и оптимизацию несущих
свойств ОСБ и распределенных аэродина-
мических нагрузок на элементы компоновки
на режиме максимальных скоростных напо-
ров по траекториям выведения при транс-
звуковых скоростях и больших углах атаки в
целях повышения эффективности системы;
•	обеспечение высокого аэродинамического
качества ОС с “несущим корпусом” на
328
гиперзвуковых и посадочных режимах
полета;
•	обеспечение статической аэродинамической
устойчивости ОС по трем осям на всей
траектории спуска.
Наряду со сложностью аэродинамики
МАКС следует также отметить такие фак-
торы, как многоэлементность системы и
многорежимность полета ее элементов, кото-
рые обусловливают необходимость повышен-
ного объема многопараметрических экспери-
ментальных исследований в аэродинамиче-
ских трубах, направленных как на отработку
аэродинамической компоновки, так и на
получение исходных данных для последую-
щих “звеньев” проектной цепи (системы и
конструкция).
Большинство исследовательских, расчет-
ных работ и продувок аэродинамических мо-
делей на всех этапах проектирования МАКС
проводилось НПО “Молния” в тесном сотру-
дничестве с ЦАГИ и на его эксперименталь-
ной базе.
Следует также отметить ряд эксперимен-
тов в трубах СибНИА и ИТПМ СО АН
СССР, которые по сложившейся еще с “Бу-
рана” схеме выполнялись на изготовленных в
СибНИА моделях и носили “опережающий”
характер. Среди важных исследовательских
работ ЦАГИ и НПО “Молния” можно выде-
лить оптимизацию профилировки консолей
крыла и исследования донного давления ОС,
направленные на улучшение посадочных ха-
рактеристик, исследования по выбору зализов
между внешним баком и СН “Мрия” в целях
увеличения крейсерского качества, исследо-
вания распределения давления по поверхно-
сти ОС и внешнего топливного бака (ВТБ),
методические испытания “струйных” моделей
и ряд других.
Выделенные выше проблемы аэродина-
мики МАКС к настоящему времени нахо-
дятся в разной степени проработки. В
качестве решенной проблемы можно назвать
обеспечение высокого гиперзвукового аэро-
динамического качества. Внешние обводы ОС
МАКС первоначально были приняты близ-
кими к ОС “Спираль”. Однако из-за сильной
затупленности носовой части фюзеляжа
максимальное аэродинамическое качество
(Ктах) ОС на гиперзвуковых скоростях было
невысоким, что не позволяло реализовать
боковой маневр, необходимый для решения
задач МАКС. Принимая во внимание это
обстоятельство, ЦАГИ выступил с предложе-
нием увеличить общее удлинение самолета и
максимально уменьшить радиус затупления
носка фюзеляжа, что обеспечило бы
повышение Ктах на гиперзвуковом участке
спуска примерно до 2,5 (приводимые здесь и
далее значения Ктах и других аэродинами-
ческих характеристик получены по материа-
лам трубных испытаний соответствующих
аэродинамических моделей). В результате
дальнейших проектных работ НПО “Мол-
ния” были сформированы и согласованы
обводы ОС, которые с небольшими измене-
ниями существуют и в настоящее время. При
этом гиперзвуковое значение Ктах для
окончательно принятой аэродинамической
компоновки ОС составило 2,0...2,2, что выше,
чем у орбитального самолета “Спираль”
(Ктах = 1,4) и орбитального корабля “Буран”
(Ктах = 1,8).
Аэродинамическая устойчивость ОС МАКС
Другая проблема, также успешно решен-
ная в процессе проектирования МАКС и
более подробно рассмотренная ниже, сос-
тояла в обеспечении статической аэродинами-
ческой устойчивости ОС по углу атаки и, в
особенности, по углу скольжения на всех
режимах полета.
Следует отметить, что к началу разверты-
вания широкомасштабного проектирования
МАКС полным ходом выполнялись опытно-
конструкторские работы по ОК “Буран”, в
процессе которых вырабатывались мероприя-
тия по устранению выявляемых узких мест,
в том числе и в области аэродинамики.
Одним из вопросов, потребовавшим повы-
шенного внимания, было обеспечение аэро-
динамической устойчивости и управляемости
ОК по углам атаки и скольжения на гипер- и
сверхзвуковых режимах траектории спуска.
Трубные эксперименты и расчетные иссле-
дования свидетельствовали, что, несмотря на
наличие в этом диапазоне скоростей
динамической устойчивости орбитального
корабля, приемлемые характеристики боко-
вого движения реализовывались лишь при
работе реактивной системы управления.
Учитывая настоятельную необходимость
улучшения характеристик бокового движения
орбитального самолета МАКС (в том числе и
в силу специфики решаемых задач), было
естественным учесть предыдущий опыт и
установить на ОС отклоняемые консоли
крыла, как в проекте “Спираль”, с углом
раскладки на гипер- и сверхзвуковых скоро-
стях \|/конс = 45° (в данной статье, как и в
проектных работах по ОС МАКС, принят
термин “угол раскладки консолей”, который
определяется как угол между плоскостью
консоли и вертикальной осью ОС).
329
0.0015
-0.0015
-0.0035
-0.002
a
""-0.0025
c£
o
X
E
° -0.003
45	55	65	75	«5	95
Угол раскладки консолей, град
Рис. 1. Влияние раскладки консолей на попереч-
ную устойчивость ОС при М = 7...1О и a = 40°
Угол раскладки консолей, град
Рис. 2. Влияние раскладки консолей на путевую
устойчивость ОС при М = 7...1О и a = 40°
Это мероприятие одновременно решало и
вопрос обеспечения приемлемого температур-
ного режима на носках консолей крыла. Как
показали результаты экспериментальных
исследований в аэродинамических трубах,
раскладка консолей на угол \|/конс = 45° обес-
печила статическую аэродинамическую ус-
тойчивость по углу скольжения практически
во всем диапазоне сверх- и гиперзвуковых
скоростей, а в рабочем диапазоне углов атаки
статическая устойчивость обеспечивалась и
по углу атаки. Таким образом, аэродина-
мическая компоновка орбитального самолета
МАКС гарантирует его устойчивость по всем
трем осям, причем, как и по аэродина-
мическому качеству, уровень характеристик
устойчивости и управляемости оказался
выше, чем в проектах, предшествовавших
МАКС. Этот факт иллюстрируют рисунки 1 и
2, на которых сопоставлены производные по
углу скольжения боковых аэродинамических
моментов ОС “Спираль”, ОК “Буран” и
модели одного из последних вариантов ОС
МАКС, с помощью которой специально были
выполнены детальные трубные исследования
влияния раскладки консолей на аэродина-
мику ОС при сверх- и гиперзвуковых скоро-
стях полета.
В силу того, что аэродинамическая ком-
поновка ОС выполнена по схеме “несущий
корпус”, относительный вклад несущих
свойств консолей крыла в продольную
аэродинамику меньше, чем в боковую. Как
видно из результатов трубных продувок,
приведенных на рис. 3, при уменьшении угла
раскладки консолей от ц/конс = 95° до уковс =
45° на рассматриваемых режимах полета
изменения запасов путевой и продольной
статической устойчивости различаются в три
раза - 15% и 5% соответственно. Трубные
исследования также показали, что макси-
мальное аэродинамическое качество при этом
снижается примерно на 0,2 (т.е. на 10%), а на
соответствующих траектории спуска углах
атаки a = 30...50° - еще меньше.
Таким образом, по результатам выпол-
ненных исследований можно сделать вывод,
что на режимах сверх- и гиперзвуковых
скоростей полета установка консолей крыла
Рис. 3. Влияние раскладки консолей на запасы
продольной и путевой статической устой-
чивости ОС при М = 7...10 и a = 40°
330
Рис. 4. Влияние раскладки консолей на продо-
льный момент ОС и возможности самобалансиро-
вки при сверх- и гиперзвуковых скоростях
в “килевое” положение с углом раскладки
уконс = 45° полностью решила задачу обеспе-
чения устойчивости в боковом канале при
приемлемых потерях аэродинамического ка-
чества и продольной устойчивости.
Необходимо подчеркнуть, что на рас-
сматриваемых режимах полета уменьшение
угла раскладки консолей приводит к общему
снижению зависимости несущих свойств ОС
от угла атаки в продольном канале и к
увеличению зависимости по углу скольжения
в боковом, что влечет за собой изменение
положения аэродинамического фокуса нор-
мальной и поперечной сил. Поэтому в
отличие от обычных самолетных органов
управления (рули, элевоны, щитки и др.),
которые при отклонении дают слабо
зависящие от углов атаки и скольжения
приращения аэродинамических моментов
(т.е., в общем, без существенного изменения
статической устойчивости), изменение угла
раскладки консолей крыла меняет главным
образом положение фокуса, а через него -
устойчивость и в целом аэродинамические
моменты и, таким образом, является весьма
многоплановым и гибким средством управ-
ления аэродинамикой ОС и ее оптимизации.
Так, в частности, при смещении положения
центра масс в процессе проектных работ
сохранение гиперзвуковой самобалансировки
на принятом угле атаки потребовало лишь
принятия решения об изменении угла рас-
кладки консолей на несколько градусов без
изменения задела по конструкции и внут-
ренней компоновке. Основанием для такого
решения послужили соответствующие расчет-
ные оценки аэродинамических характеристик
на базе экспериментальных данных, а также
оценки температурных режимов на носках
консолей, показавшие допустимость этого
мероприятия.
Возможности использования раскладки
консолей крыла как средства изменения угла
самобалансировки при сверх- и гиперзвуко-
вых скоростях иллюстрирует рис. 4.
При околозвуковых и дозвуковых скоро-
стях, как показали экспериментальные иссле-
дования в трубах, изменение аэродинамики
ОС в зависимости от раскладки консолей
имеет более сложный характер.
Перевод консолей из “килевого” поло-
жения (\|/коне — 45°) в “крыльевое” (хр коне = 95°)
сопровождается в продольном канале повы-
шением несущих свойств и увеличением
запаса устойчивости на 2...5%. Интересно
отметить, что при этом зависимости коэф-
фициентов Су и Спи от угла атаки как бы
разворачиваются относительно точки при
угле атаки около а = 10°, и балансировка ОС
на полетном режиме для этих скоростей при
вариации угла раскладки консолей не
меняется (рис. 5,6).
Максимальное аэродинамическое качест-
во на посадочных режимах при переходе по
раскладке от хрконс = 45° до ц/конс = 95°, как и
на “гиперзвуке”, увеличивается примерно на
10% (рис. 7), а значения коэффициента Су - на
5... 10%. В то же время во всем дозвуковом
диапазоне чисел Маха от посадочных до
М = 1 путевая устойчивость в зависимости от
раскладки практически не меняется (рис. 8),
хотя поперечная устойчивость, как и при
Угол атаки, град
Рис. 5. Влияние раскладки консолей на несущие
свойства ОС при трансзвуковых скоростях, М = 1
331
Угол атаки, град
Рис. 6. Влияние раскладки консолей на про-
дольный момент ОС при трансзвуко-
вых скоростях, М = 1
Рис. 7. Влияние раскладки консолей на
аэродинамическое качество ОС
при посадочных скоростях
больших скоростях, существенно увеличивае-
тся при уменьшении угла раскладки \рКовс.
Указанные факторы свидетельствуют о
нецелесообразности и даже нежелательности
сохранения на около- и дозвуковых скоростях
полета “гиперзвукового” положения консолей
и требуют введения соответствующего меха-
низма перевода гиперзвуковой “килевой” рас-
кладки консолей в дозвуковую “крыльевую”.
Это обеспечивает увязку гиперзвуковых и
дозвуковых аэродинамических характеристик
ОС и оптимизацию его аэродинамики в
целом.
Рис. 8. Влияние раскладки консолей на путе-
вую устойчивость ОС при трансзвуко-
вых скоростях, М = 1, а = 10°
Влияние раскладки консолей крыла ОС
на аэродинамические характеристики
второй ступени МАКС
Еще одним успешным направлением
использования раскладки консолей кры-
ла стало формирование приемлемых момен-
тных характеристик связки ОС с внешним
топливным баком (ОСБ) на траектории
выведения при трансзвуковых скоростях.
Требования оптимальности траектории выве-
дения ОСБ состоят, в частности, в том, чтобы
аэродинамический момент тангажа при этих
скоростях был нулевым или даже имел
небольшое положительное значение. Эти
требования были полностью удовлетворены
установкой консолей крыла в “килевое”
положение. При наличии относительно боль-
шого расстояния от консолей крыла до
центра масс ОСБ “килевая” раскладка
сопровождалась небольшой (по сравнению с
“крыльевой”) потерей подъемной силы, кото-
рая полностью окупилась выигрышем за счет
оптимизации направления вектора тяги ДУ с
учетом продольной балансировки. Влияние
раскладки консолей на трансзвуковую аэро-
динамику ОСБ иллюстрируют рисунки 9 и 10.
Установка консолей в “килевое” положе-
ние улучшает также характеристики путевой
устойчивости ОСБ, особенно при сверхзву-
ковых скоростях полета, когда, как отме-
чалось выше, консоли начинают в полной
мере работать как кили. Кроме собственно
аэродинамики установка консолей перед
полетом сразу в “килевое” положение,
соответствующее условиям спуска ОС на
332
Су 3.5
mz 0.05
4	8	12	16	20	24
Угол атаки, град
Рис. 9. Влияние раскладки консолей на
несущие свойства ОСБ при транс-
звуковых скоростях, М = 1,1
Рис. 10. Влияние раскладки на продольный-
момент ОСБ при трансзвуковых
скоростях, М = 1,1
гиперзвуке, является благоприятным факто-
ром и с точки зрения эксплуатации, исключая
необходимость их перестановки в условиях
орбитального полета. Тем самым в целом
осуществляется увязка режимов выведения и
спуска ОС.
Изменение угля раскладки консолей ОС при
уточнении характеристик МАКС
Раскладка консолей крыла (т.е. зало-
женная в конструкцию принципиальная
возможность их установки в требуемом поло-
жении) была и остается средством тонкой
доводки аэродинамической компоновки в
процессе дальнейших проектных и опытно-
конструкторских работ (ОКР). Более того,
рулевые системы, разрабатываемые в послед-
нее время на базе новых технологий,
позволяют отказаться от принятой для ОС
сегодня двухпозиционной раскладки консо-
лей и перейти к схеме непрерывного изме-
нения их положения в процессе полета,
обеспечивая оптимум аэродинамики в каждой
конкретной точке траектории. Эти обстоя-
тельства на всем протяжении проектных
работ по МАКС не упускались из виду.
Для всех основных вариантов компо-
новки ОС в большем или меньшем объеме
обязательно проводились трубные экспери-
ментальные исследования влияния раскладки
консолей на аэродинамические характери-
стики. При этом аэродинамикам зачастую с
большим напряжением приходилось преодо-
левать и нехватку ресурсов, и организа-
ционные трудности. Но зато в настоящее
время в НПО “Молния” имеется обширная
экспериментальная база данных по влиянию
раскладки на аэродинамику МАКС, часть
которой использована для иллюстраций в
данной статье. Такое состояние дел в зна-
чительной степени относится и к многим
другим вопросам аэродинамики МАКС, что
обеспечивает возможность постепенного за-
вершения проектных исследований и пере-
хода к началу ОКР.
В настоящей статье не рассмотрены
вопросы управляемости и стабилизации угло-
вого движения с помощью элевонов на
консолях крыла в “килевом” положении. Как
свидетельствует и отечественный, и зарубеж-
ный опыт, создание и отработка алгоритмов
системы управления для таких компоновок
оказываются более сложными. Однако нали-
чие улучшенных характеристик устойчи-
вости у ОС МАКС в целом и опыт успешного
творческого сотрудничества предприятий
страны при отработке и создании системы
управления ОК “Буран” дают реальные
возможности решения и этих, и других
вопросов обеспечения эффективного, надеж-
ного и безопасного функционирования
МАКС.
Применение в проекте МАКС аэроди-
намической компоновки ОС с раскладывае-
мыми консолями позволило оптимально ре-
шить проблемы обеспечения устойчивости и
управляемости как на участках его спуска и
посадки, так и при выведении на орбиту
(ОСБ). При этом обеспечена возможность
тонкой доводки аэродинамической компо-
новки в процессе проектирования и ОКР.
333
УДК 629.782.015
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МАКС
Э.Н. Дудар, Т.А. Лобзова
Приведены результаты математического модели-
рования траекторий полета элементов авиационно-
космического комплекса системы МАКС на следующих
участках: полет самолета-носителя в зону пуска, пред-
стартовый маневр, отделение второй ступени и выведе-
ние ее на орбиту, спуск орбитального самолета, в атмо-
сфере. Показано влияние некоторых проектных пара-
метров и параметров орбиты на характеристики
выведения основных модификаций системы: МАКС-ОС,
МАКС-Т и МАКС-М.
Анализируются характерные особенности динамики
полета этих модификаций и пути улучшения их летно-
технических характеристик.
Многоцелевая авиационно-космическая
система (МАКС) включает в себя в
качестве основного элемента авиационно-
космический комплекс (АКК), который пред-
ставляет собой составной летательный аппа-
рат (ЛА), состоящий из дозвукового само-
лета-носителя (СН) Ан-225 и второй космиче-
ской ступени с жидкостными ракетными
двигателями (ЖРД).
В зависимости от модификации системы
предусмотрены три варианта 2-й ступени:
•	ОСБ - пилотируемый или беспилотный
орбитальный самолет (ОС) и внешний топ-
ливный бак (ВТБ) - модификация МАКС-ОС;
•	БВ - одноразовый блок выведения, вклю-
чающий в себя транспортный модуль (ТМ) с
расположенным сверху космическим модулем
(КМ) - грузовая модификация МАКС-Т;
•	ОС - орбитальный самолет, имеющий
встроенные топливные баки, - полностью
многоразовая модификация МАКС-М.
Все три модификации имеют унифициро-
ванную маршевую двигательную установку
(МДУ) 2-й ступени, состоящую из двух трех-
компонентных двухрежимных двигателей
РД-701. МДУ размещается на многоразовом
орбитальном самолете (МАКС-ОС и МАКС-
М) или в кормовой части одноразового
транспортного модуля (МАКС-Т).
Сквозная траектория полета АКК и его
элементов содержит как “чисто самолетные”,
так и “ракетные” участки, “космический”
участок орбитального полета, а также “пла-
нерные участки” спуска ОС в атмосфере и его
горизонтальной бездвигательной посадки на
взлетно-посадочную полосу (ВПП).
Три варианта 2-й ступени и соответ-
ствующие варианты АКК различаются по
своим аэродинамическим и летно-техниче-
ским характеристикам. На некоторых участ-
ках различаются и схемы полета этих вариан-
тов, например МАКС-ОС, МАКС-Т и
МАКС-М имеют различные схемы довыве-
дения с эллиптической на круговую орбиту.
334
При исследовании динамики движения
элементов системы: АКК, ОСБ, ОС, ВТБ, БВ,
ТМ, КМ - используются различные матема-
тические модели, включающие в себя банки
аэродинамических, массовых, инерционных и
центровочных характеристик этих элементов,
а также банки характеристик воздушно-
реактивных двигателей (ВРД) самолета-
носителя, маршевых ЖРД 2-й ступени,
двигателей орбитального маневрирования
(ДОМ) и реактивной системы управления
(РСУ) ОС или КМ. В зависимости от целей
исследования или участка полета приме-
няются различные математические модели
движения ЛА:
•	модель движения центра масс;
•	модель движения центра масс с учетом
балансировочных отклонений аэродинамиче-
ских органов управления и (или) маршевых
ЖРД;
•	модель движения центра масс с учетом
работы алгоритмов системы траекторного
управления (СТУ) и системы навигации;
•	полная модель движения с учетом углового
движения относительно центра масс, алго-
ритмов контура обеспечения устойчивости и
управляемости (КОУУ) и динамики приво-
дов.
Основные участки полета, различающие-
ся типом применяемых моделей движения:
•	взлет АКК с аэродрома базирования, по-
садка СН после возвращения;
•	полет АКК в зону пуска, возвращение СН;
•	предстартовый маневр АКК перед пуском
2-й ступени, маневр выхода СН к условиям
горизонтального полета;
•	разделение СН и 2-й ступени;
•	выведение 2-й ступени на промежуточную
эллиптическую орбиту;
•	довыведение ОС или КМ с эллиптической
на круговую орбиту, сход ОС с орбиты;
•	орбитальный полет ОС или КМ;
•	спуск ОС в атмосфере;
•	предпосадочное маневрирование, заход на
посадку и посадка ОС на ВПП.
Рассмотрим более подробно наиболее
характерные для системы МАКС этапы
полета.
Полет АКК в зону пуска
Для построения оптимального профиля
полета АКК в зону пуска с макси-
мальным удалением от аэродрома базиро-
вания необходимо вначале определить
области равновесного полета (ОРП), для чего
обычно применяется известный метод тяг
Н.Е.Жуковского [1]. Граница ОРП рассчи-
тывается в пространстве параметров: число
Маха (М), высота полета (Н). В точках этой
границы выполняются условия равновесности
(постоянство скорости и угла наклона траек-
тории) или условия полета с максимальными
допустимыми значениями ограничиваемых
параметров (коэффициента подъемной силы,
индикаторной скорости, числа Маха).
Форма и размер области равновесного
полета, в частности такие ее параметры, как
максимальное число Маха (Мтах) и макси-
мальная высота (потолок) полета (Ншах),
зависят от массы АКК и его аэродинами-
ческих характеристик, определяемых типом
второй ступени. Они зависят также от типа
ВРД самолета-носителя.
На рис. 1 показаны ОРП для участка
крейсерского полета АКК-ОС вблизи от зоны
пуска для трех типов двигателей СН: отечест-
венных двигателей Д18Т, их улучшенной мо-
дификации Д18Т1 и двигателей TRENT-720
западноевропейской фирмы Роллс-Ройс.
Число Маха
Рис. 1. Области равновесного полета АКК-ОС
На границах ОРП отмечены точки мини-
мального километрового расхода топлива
двигателей СН (Сктш). Эти результаты
получены при максимальных взлетных мас-
сах: АКК - 630 т и 2-й ступени - 275 т.
Типовый профиль полета АКК до зоны
пуска 2-й ступени содержит участки набора
высоты при постоянной индикаторной ско-
рости и крейсерского полета с минимальным
километровым расходом топлива. Индика-
торная скорость при наборе высоты, а также
высота и число Маха в начале и в конце
крейсерского полета соответствуют опти-
мальным точкам Сктш на границах ОРП.
В связи с расширением ОРП при выра-
ботке топлива из баков СН оптимальный
крейсерский полет проходит с небольшим
набором высоты.
335
После отделения 2-й ступени из-за
резкого уменьшения массы оптимальный
полет СН к аэродрому базирования проходит
на большей высоте и с большей скоростью.
Параметры переходного участка (набор
высоты с постоянной индикаторной ско-
ростью) и крейсерского участка возвращения
оптимизируются по такой же схеме, как и для
полета до зоны пуска.
В окрестности аэродрома базирования
производится снижение СН при заданном
угле наклона траектории и пониженной тяге
ВРД.
Типовые профили полета АКК и СН в
плоскости продольной развертки траектории
показаны на рис. 2 для трех типов двигателей.
Дальность полета, км
Рис. 2. Типовые профили полета АКК-ОС
Дальность полета АКК до зоны пуска,
равная дальности возвращения СН на аэро-
дром базирования (или половине общей
дальности в плоскости продольной развертки
траектории), характеризует радиус действия
системы и называется параллаксом. Величина
параллакса (Lo) - важнейшая характеристика
авиационно-космической системы - должна
рассчитываться с учетом возможных нештат-
ных ситуаций, приводящих к отказу от пуска.
В таких ситуациях возвращение к аэродрому
базирования будет проходить при большей
массе и, следовательно, при большем кило-
метровом расходе топлива. В связи с этим
максимальное допустимое удаление точки
пуска уменьшается, а в штатном полете СН
возвращается с дополнительным запасом
топлива на борту.
Для снижения потерь параллакса и обес-
печения безопасной посадки АКК в нештат-
ных ситуациях в проекте МАКС в случае
отказа от пуска предусмотрен слив в
атмосферу окислителя из бака 2-й ступени
(~ 196 тонн жидкого кислорода).
После того, как в проекте МАКС для
МДУ 2-й ступени были приняты трехкомпо-
нентные ЖРД, использующие на первом
режиме наряду с водородным и керосиновое
горючее, появилась возможность улучшить
ЛТХ за счет перелива в нештатных ситуациях
керосина из 2-й ступени в СН. Такое техни-
ческое решение в совокупности со сливом
кислорода позволяет при определении парал-
лакса рассматривать в качестве расчетного
случая пуск 2-й ступени, поскольку за счет
дополнительного запаса керосина общая
дальность полета АКК увеличивается при-
мерно на 500 км.
В табл. 1 приведены значения параллакса
для модификации МАКС-ОС при различных
вариантах нештатного возвращения АКК:
•	без слива кислорода в атмосферу и без
перелива керосина в СН;
•	со сливом кислорода в атмосферу, но без
перелива керосина в СН;
•	со сливом кислорода в атмосферу и с
переливом керосина в СН.
В таблице приведены также значения
массы АКК (то), высоты полета (Но), числа
Маха (Мо), километрового расхода топлива
(Ск) в начале предстартового маневра и
времени полета до зоны пуска (tn) для
третьего наилучшего по параллаксу расчет-
ного случая (профили полета, соответст-
вующие этому случаю, показаны на рис. 2).
Летно-технические
характеристики АКК-ОС	Таблица 1
Тип ВРД СИ		Д18Т | Д18Т1 | TRENT		
СЛИВ кислород	перелив керосин	Параллакс, Ln, км		
—	—	805	880	1000
+	—	910	1000	изо
+	+	1005	1170	1350
Параметры в начале предстартового маневра				
то,	тонн		581	578	577
Но,	км		7,3	8,0	9,5
Мо		0,63	0,66	0,73
Ск,	кг/км		37,6	34,6	30,2
tQ,	час-мин		1-37	1-49	1-52
В настоящее время в проекте МАКС в
качестве базового варианта рассматриваются
двигатели самолета-носителя Д18Т1 и слив
кислорода без перелива керосина в нештат-
ных ситуациях.
Как видно из табл. 1, существенное
улучшение ЛТХ может достигаться в случае
применения на СН более мощных и
экономичных двигателей, а также введения
перелива керосина при нештатном возвра-
щении.
336
Необходимо отметить, что профили поле-
та на рис. 2 и характеристики в табл. 1 рас-
считаны без учета ограничения на высоту
полета по условиям работы бортовых систем
СН. Учет этого ограничения (Н < 11... 11,5 км)
несколько ухудшает расходные характерис-
тики (особенно для TRENT-720) и снижает
параллакс. Обеспечение работоспособности
бортовых систем СН до высоты ~ 13,5 км -
дополнительный резерв улучшения ЛТХ.
Введение кормового обтекателя для МДУ
2-й ступени и зализов между фюзеляжем СН и
2-й ступенью позволяет снизить аэродинами-
ческое лобовое сопротивление АКК и увели-
чить параллакс.
Из-за различий в аэродинамических хара-
ктеристиках модификация МАКС-Т имеет
несколько меньший (примерно на 100 км), а
МАКС-М - больший параллакс по сравне-
нию с основной модификацией МАКС-ОС.
Применение дозвукового СН в качестве
мобильной стартовой платформы позволяет
решать две основные задачи:
•	выход на южные широты для запуска
космических аппаратов (КА) непосредственно
в плоскость приэкваториальных орбит;
•	выход на трассу ближайшего витка для
минимизации времени полета к орбитально-
му объекту.
В первой задаче, решаемой в основном
с помощью МАКС-Т, увеличение радиуса
действия системы обеспечивается с помощью
дозаправки СН в воздухе. Во второй задаче
при обеспечении экстренного полета к
орбитальному объекту дозаправка СН не
требуется, поскольку располагаемый парал-
лакс позволяет компенсировать межвитковое
расстояние для основных рабочих орбит на
средних широтах.
Предстартовый маневр
Перед пуском 2-й ступени самолет-
носитель разворачивается по курсу на
заданный азимут, после чего выполняет
предстартовый маневр в продольной плос-
кости для обеспечения оптимальных пара-
метров в начале траектории выведения. Этот
маневр состоит из двух основных участков:
• пологое планирование с увеличением ско-
рости полета при нормальной перегрузке
Пу = 0,8;
•	кабрирование при максимальной допусти-
мой перегрузке пу = 1,8... 1,9.
Оптимальная продолжительность участка
планирования определяется выходом на одно
из двух ограничений:
•	по индикаторной скорости (для Д18Т и
Д18Т1) - Уинд < 600 км/час;
•	по числу Маха (для TRENT-720) - М < 0,8.
В конце участка кабрирования нормаль-
ная перегрузка уменьшается из-за ограни-
чения по коэффициенту аэродинамической
подъемной силы СН.
Продолжительность предстартового ма-
невра определяется в результате оптимизации
сквозных траекторий до выхода на орбиту по
критерию максимума выводимой массы с
учетом ограничений по аэродинамическим
нагрузкам на 2-ю ступень, а также ограни-
чений по условиям безопасного разделения.
Маршевые двигатели 2-й ступени запус-
каются еще до разделения, прежде всего с
целью проверки их работоспособности.
Кроме того, повышая тяговооруженность
АКК, ракетные двигатели позволяют увели-
чить траекторный угол в точке разделения,
что приводит к снижению аэродинамических
нагрузок на автономном участке выведения.
Для МАКС-ОС и МАКС-Т оптимальная
продолжительность работы ЖРД до разделе-
ния:
•	AW = 5...6 с - при полной тяге (R = 100%);
•	AW = 10... 12 с - при пониженной тяге ра-
кетных двигателей (R = 40%).
С увеличением аэродинамического каче-
ства 2-й ступени требования к интенсивности
предстартового маневра снижаются. Поэтому
для модификации МАКС-М, имеющей более
высокое аэродинамическое качество 2-й сту-
пени, оптимальна минимальная продолжи-
тельность работы ЖРД до разделения, доста-
точная для проверки их работы.
Продольные профили траектории пред-
стартового маневра АКК-ОС и начальных
участков автономного полета СН и ОСБ
показаны на рис. 3 (базовый вариант Д18Т1 с
учетом слива кислорода при отказах).
Рис. 3. Предстартовый маневр МАКС-ОС
337
Учет ограничений по нагрузкам при
нештатном выходе СН в горизонтальный
полет в случае отказа от пуска накладывает
ограничение на максимальный траекторный
угол АКК при разделении: 0 £ 39...40°.
Повышение тяговооруженности АКК в
результате запуска ракетных двигателей до
начала разделения позволяет более эффек-
тивно использовать высокие несущие свойст-
ва СН при выполнении маневра. Предва-
рительный анализ теплового и акустического
влияния струи ЖРД на СН показывает, что в
каждом из двух рассмотренных вариантов
работы ЖРД (R = 40% и R = 100%) обеспечи-
вается безопасность СН. Однако более пред-
почтительна работа ЖРД на режиме полной
тяги, поскольку в этом случае достигается
выигрыш в массе полезного груза ~ 150 кг и
на 10... 15% снижаются аэродинамические на-
грузки на 2-ю ступень.
Разделение СН и 2-й ступени
Процесс разделения, занимающий не-
большой промежуток времени, является
очень сложным и важным участком, на кото-
ром управление движением СН и 2-й ступени
решает основную для этого этапа полета
задачу безопасного расхождения двух ЛА с
учетом прочностных, тепловых, акустических
ограничений и ограничений по устойчивости
и управляемости.
Процесс разделения начинается в момент
достижения оптимального траекторного угла
на участке предстартового маневра и состоит
из двух фаз:
•	до момента разрыва механических связей -
уменьшение перегрузки АКК до заданной
отрицательной величины пУР = -0,5...-0,8;
•	после разрыва связей - увеличение угла
атаки 2-й ступени до 20...25° и полет СН с
отрицательной перегрузкой пуСя = -0,6...-0,8.
Маневр уменьшения перегрузки АКК на
первой фазе разделения приводит к потерям
траекторного угла, что ухудшает траекторию
выведения. Поэтому необходимо выполнять
этот маневр максимально быстро, но так,
чтобы не нарушались ограничения по эффек-
тивности и быстродействию руля высоты, а
также ограничения:
•	по угловой скорости тангажа | cdz | < 10%;
•	по минимальной перегрузке СН при
динамическом забросе после разрыва связей
Пу min — 1.
На рис. 4 показаны траектории относи-
тельного движения ОСБ и СН при разделении
с полной и уменьшенной тягой ЖРД.
Для максимизации выводимой массы
необходимо после разрыва связей за мини-
мальное время увеличить угол атаки 2-й
ступени до заданного уровня. При этом учи-
тывается ограничение по ориентации конуса
струи ЖРД относительно СН.
Рис. 4. Траектории относительного движения ОСБ и СН при разделении
338
Поскольку слишком быстрое увеличение
угла наклона 2-й ступени приближает струю к
стабилизатору СН, в законе управления
вводится задержка (~ 2 с) перед увеличением
угла атаки.
Динамика разделения для модификаций
МАКС-Т и МАКС-М принципиально не
отличается от МАКС-ОС, но в каждом случае
необходим специальный выбор настроек
алгоритмов управления, в частности пара-
метров Пур И Пу си.
В табл. 2 для трех модификаций системы
приведены следующие параметры траекто-
рии: Д1дв, R - время и режим работы ЖРД до
момента начала разделения; НР, Vp, 0Р
высота полета, скорость и траекторный угол
в точке разрыва связей.
Параметры разделения МАКС
Таблица 2
Вариант	МАКС-ОС	МАКС-Т	МАКС-М
Д1дв, с R, % НР, км Vp, м/с 0р, град.	6 100 8,2 217 37,9	6 100 7,8 211 38,5	0 100 8,6 195 31,7
Высокие требования к точности управ-
ления на участках предстартового маневра и
разделения вызывают необходимость приме-
нения автоматических алгоритмов.
Выведение 2-й ступени на орбиту
Выведение при воздушном старте с само-
лета-носителя отличается более низким
уровнем гравитационных потерь характери-
стической скорости по сравнению с верти-
кально стартующими системами. Однако на
участке полета в плотных слоях атмосферы
требуются довольно большие значения угла
атаки 2-й ступени АКС и достигаются повы-
шенные нагрузки на конструкцию. В связи с
этим в начале траектории выведения управ-
ление решает основную задачу полета с вы-
полнением ограничений по ряду параметров:
• по углу атаки - а < адоп;
•	по произведению угла атаки на скоростной
напор - (а-ф < (а-фдоп;
•	по аэродинамической силе, действующей
по нормали к продольной оси, - Ya < YflOn(M).
Последнее ограничение задается в виде
кусочно-линейной зависимости, коэффицие-
нты которой определяются в результате ком-
плексного анализа траекторий и нагрузок на
конструкцию 2-й ступени для каждой моди-
фикации МАКС.
Типовые профили изменения угла атаки и
траекторного угла, а также аэродинамиче-
ской силы Ya и скоростного напора в начале
выведения ОСБ показаны на рис. 5, 6.
Рис. 5. Профили изменения угла атаки и траек-
торного угла при выведении МАКС-ОС
После прохождения пика скоростного
напора и “схода с ограничений” управление
решает задачу выхода на заданную переход-
ную орбиту с минимальными затратами топ-
лива [2].
В модификации МАКС-ОС параметры
переходной эллиптической орбиты соответ-
ствуют сбросу отработавшего внешнего топ-
ливного бака в антиподный район Мирового
океана на дальность примерно 19 000 км.
После отделения ВТБ довыведение ОС на
заданную круговую орбиту производится с
помощью двух включений двигателя орби-
тального маневрирования.
Такая же схема довыведения применяется
для космического модуля модификации
МАКС-Т, когда в качестве ускорителя КМ
используется небольшой разгонный блок
(например, РБ типа “Фрегат”), обеспечи-
вающий выход на низкие и средние орбиты с
высотой до ~ 5000 км.
Рис. 6. Профили изменения нормальной аэроди-
намической силы и скоростного напора
339
При выведении с помощью МАКС-Т
геостационарных спутников выполняется по-
лет СН к экватору над акваторией Тихого
океана. В этом случае ВТБ заправляется не
полностью и сброс его производится на опти-
мальную дальность 4000...7000 км, при кото-
рой обеспечивается полная заправка гео-
стационарного разгонного блока (типа
“Шторм” или “ДМ”), играющего роль тре-
тьей ступени.
Модификация МАКС-М не имеет сбра-
сываемых элементов, поэтому краевые усло-
вия на правом конце траектории выведения
соответствуют оптимальному переходу по
эллиптической орбите с высотой перигея
примерно 100 км. Для выхода на круговую
орбиту в этом случае требуется один разгон-
ный импульс ДОМ в апогее.
Типовые профили изменения высоты и
относительной скорости полета при выве-
дении МАКС-ОС показаны на рис. 7 для
орбиты с наклонением 5 Г.
Рис. 7. Траектория выведения МАКС-ОС
При взлетной массе 2-й ступени 275 тонн
обеспечиваются следующие значения выводи-
мой массы на переходной эллиптической ор-
бите с наклонением 51°: 38,7 т (МАКС-М),
37,9 т (МАКС-ОС), 36,9 т (МАКС-Т - 1-й
вариант с РБ типа “Фрегат”).
Полностью многоразовый орбитальный
самолет модификации МАКС-М может выво-
дить на опорную круговую орбиту с накло-
нением 51° и высотой 200 км полезный груз
массой 5,4...5,5 т, а МАКС-ОС в пилоти-
руемом варианте - 8,3...8,4т.
Сброс ВТБ в частично многоразовой мо-
дификации обеспечивает не только увеличе-
ние массы полезного груза на низкой опор-
ной орбите, но и низкий градиент изменения
массы полезного груза по высоте, что рас-
ширяет область применения системы.
На рис. 8 приведены зависимости массы
топлива ДОМ для орбитальных переходов
(пи) и массы полезного груза (Шш) от высоты
орбиты МАКС-ОС (наклонение 5 Г).
Рис. 8. Зависимости массы полезного груза и топ-
лива ДОМ от высоты орбиты МАКС-ОС
Большой диапазон достижимых орбит
МАКС-ОС (до 1500 км) обусловлен низким
процентным содержанием массы конструкции
в общей массе ОС, выведенной на опорную
орбиту (см. статью “Анализ различных кон-
цепций МКТС” настоящего сборника).
Орбитальный самолет МАКС-М спосо-
бен выходить на орбиты с предельной высо-
той всего 820 км. Таким образом, более узкая
область применения - это “плата” за полную
многоразовость системы.
Подвижность воздушного старта с дозву-
кового СН обеспечивает расширение диапа-
зона рабочих наклонений орбиты. Распо-
лагаемые дальности полета с дозаправками
СН в воздухе позволяют выходить на тре-
буемую широту и осуществлять выведение
КА без энергоемкого ракетодинамического
поворота плоскости орбиты.
На рис. 9 показаны зависимости массы
полезного груза МАКС-ОС от наклонения i и
высоты Норб орбиты. Эти данные получены
при условии старта на широте Байконура <рв
для орбит высоких наклонений и на широте,
равной наклонению, при i < <рь.
Рис. 9. Зависимости массы ПГ от наклонения
340
Одноразовость транспортного модуля и
разгонного блока позволяет существенно
повысить массу полезного груза в грузовой
модификации МАКС-Т по сравнению с
МАКС-ОС и МАКС-М, которые обеспе-
чивают не только выведение на орбиту, но и
возвращение грузов из космоса на Землю.
Масса конструкции РБ составляет неболь-
шую часть общей выведенной массы кос-
мического модуля. Поэтому модификация
МАКС-Т может применяться в очень широ-
ком диапазоне высот орбиты, вплоть до
геостационарной.
На рис. 10 показаны зависимости массы
космического модуля от наклонения и вы-
соты круговой орбиты при использовании в
МАКС-Т разгонного блока типа “Фрегат”.
Эти зависимости соответствуют старту БВ с
СН на широте <рв = 46° для высоких накло-
нений i > фв и на широте ф = i при i < фв.
Рис. 10. Зависимости массы КМ, выводимого с
помощью МАКС-Т, от параметров орбиты
При выведении спутников на геостацио-
нарную орбиту могут применяться разгонные
блоки типа “Шторм” и “ДМ” с большей
массой заправляемого топлива. Оптимальная
схема перехода на геостационарную орбиту
включает в себя маневр разгона до круговой
скорости на высоте ~ 36 000 км, выполняемый
одновременно с ракетодинамическим поворо-
том плоскости орбиты на угол, равный на-
клонению начальной плоскости пуска io или
широте старта БВ с СН фо. Естественно, чем
ближе к экватору производится пуск БВ, тем
меньше затраты топлива разгонного блока на
разгон с поворотом плоскости орбиты в
апогее.
Зависимости массы космического аппа-
рата (пр на геостационарной орбите от
широты точки старта БВ с СН показаны на
рис. 11 для двух типов РБ. Разгонный блок
типа “Шторм”, работающий на компонентах
“кислород, водород”, в случае старта БВ с
экватора обеспечивает выведение на геоста-
ционарную орбиту космического аппарата
массой 4,8 т, а РБ типа “ДМ” - 3,8 т.
Рис. 11. Масса КА, выводимого на геостацио-
нарную орбиту с помощью МАКС-Т
В случае использования располагаемого
параллакса без дозаправок СН в воздухе
МАКС-Т может вывести на геостационар-
ную орбиту КА массой 3,3 т (РБ типа
“Шторм”) и 2,5 т (РБ типа “ДМ”).
Для увеличения массы полезного груза в
модификации МАКС-Т предусмотрен предва-
рительный (до окончания работы ТМ) сброс
обтекателя, закрывающего космический аппа-
рат. Поскольку блок выведения стартует в
восточном направлении, обтекатель падает в
Тихий океан на расстоянии 900... 1000 км от
точки старта БВ. Сброс обтекателя увели-
чивает массу полезного груза на опорной
орбите (i = 51°, Норб = 200 км) примерно на
800 кг.
Во всех трех модификациях МАКС на
участке выведения 2-й ступени предусматри-
вается применение терминальных алгоритмов
траекторного управления, обеспечивающих
высокую точность выхода на промежуточную
эллиптическую орбиту в условиях действия
атмосферных возмущений, отклонений аэро-
динамических и весовых характеристик вто-
рых ступеней, характеристик их двигательных
установок, а также возмущений по началь-
ным условиям. Эти алгоритмы базируются на
использовании бортовой цифровой вычисли-
тельной машины (БЦВМ) с высокими харак-
теристиками.
На участке полета с высоким скоростным
напором необходимо применение перегрузоч-
ного закона управления, позволяющего вы-
держивать заданный уровень аэродинамиче-
ской нагрузки в условиях струйного ветра.
Предусматривается также использование
аэродинамических органов управления ОС
для уменьшения углов качания ЖРД.
341
Спуск орбитального самолета в атмосфере
Орбитальный самолет основной модифи-
кации МАКС-ОС имеет аэродинамиче-
скую конфигурацию “несущий корпус” с кон-
солями крыла, отклоненными на угол 53° от
вертикальной плоскости на гиперзвуковом и
сверхзвуковом участках спуска и 95° на
участках предпосадочного маневрирования,
захода на посадку и посадки. Такая конфи-
гурация ОС снижает температуру нагрева
передних кромок крыла и обеспечивает про-
дольную балансировку в широком диапазоне
гиперзвуковых углов атаки.
На рис. 12 приведены профили изменения
высоты и скорости полета на типовой
траектории спуска с опорной орбиты при
гиперзвуковом угле атаки аг = 40°.
Время, с
Рис. 12. Типовая траектория спуска ОС
В связи с большим диапазоном дости-
жимых орбит и разнообразием решаемых
задач могут предъявляться различные требо-
вания к боковой дальности спуска ОС - до
2000 км и более. Это обстоятельство вызы-
вает необходимость разработки гибких алго-
ритмов траекторного управления, которые
позволяют управлять на гиперзвуковом
участке спуска как скоростным углом крена,
так и углом атаки, в отличие от системы
управления “Бурана”, в которой предусмот-
рено выдерживание постоянного значения
гиперзвукового угла атаки.
Зависимости максимальной боковой
дальности спуска от гиперзвукового угла
атаки для различных орбит приведены на
рис. 13.
Необходимо отметить, что большой опыт
отечественных исследований в области меха-
ники полета крылатых космических аппара-
тов в атмосфере [3, 4], а также опыт работ по
программам “Бор” и “Буран” могут непо-
средственно использоваться при разработке
системы управления ОС МАКС.
Рис. 13. Зависимости максимальной боковой даль-
ности спуска от гиперзвукового угла атаки
Дополнительные экспериментальные дан-
ные по автоматическому управлению на уча-
стках спуска и посадки могут быть получены
в ходе летных испытаний демонстратора
МАКС-Д с учетом современной элементной
базы бортового комплекса управления.
В заключение необходимо отметить, что
летно-технические характеристики Многоце-
левой авиационно-космической системы обес-
печивают ее гибкое и оперативное примене-
ние в большом диапазоне наклонений и
высот орбиты. Располагаемые энергетические
возможности модификаций системы позво-
ляют выводить в космос и возвращать на
Землю разнообразные полезные нагрузки и
эффективно решать широкий спектр задач,
как народнохозяйственного значения, так и в
интересах поддержания национальной безо-
пасности.
Литература
1.	Остославский И.В., Стражева И.В. Дина-
мика полета. Траектории летательных
аппаратов. - М.: Машиностроение, 1969.
2.	Filat’ev A.S. The Optimal Space Vehicle
Ascent Using Aerodynamic Forces. Cosmic
Research, Vol. 29, No. 2. Consultanse Bureau,
New York, 1994.
3.	Шкадов Л.М., Бухалова P.C., Илларио-
нов В.Ф., Плохих В.П. Механика оптималь-
ного пространственного движения летатель-
ных аппаратов в атмосфере. - М.: Машино-
строение, 1972.
4.	Ярошевский В.А. Вход в атмосферу косми-
ческих летательных аппаратов. - М.: Наука,
1988.
342
УДК 629.782.02
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ МАКС
А.Т. Тарасов
Рассмотрены особенности конструкции внешнего
топливного бака и орбитального самолета системы
МАКС, обеспечивающие минимальный вес конструкции и
приемлемые технологию и стоимость. Концепция сис-
темы с подвесным баком позволила получить высокую
полезную нагрузку при допустимом весе всей системы.
Совершенно очевидно, что концепция
частично многоразовой авиационно-
космической системы с подвесным баком су-
щественно снижает вес конструкции по срав-
нению с полностью многоразовой системой.
Это облегчение достигается за счет следую-
щих факторов:
•	отсутствие на орбитальном самолете баков
окислителя и горючего;
•	снижение массы конструкции корабля,
связанное с уменьшением его габаритов;
•	уменьшение массы теплозащиты орбиталь-
ного самолета, обусловленное значительно
меньшей поверхностью;
•	снижение массы посадочных устройств из-
за уменьшения посадочного веса;
•	уменьшение массы коммуникаций вслед-
ствие уменьшения размеров орбитального
самолета.
Проработки НПО “Молния” показали,
что при одинаковом совершенстве конструк-
ции и тех же применяемых материалах в
случае полностью многоразовой системы по
сравнению с системой, имеющей подвесной
бак, снижение полезной нагрузки составляет
50... 100% в зависимости от высоты орбиты.
Внешний топливный бак (ВТБ)
В зависимости от диаметра бака, его
внешних нагрузок и внутреннего дав-
ления конструкция оболочки может быть трех
типов: гладкая, вафельная и стрингерно-
шпангоутная. При малом диаметре бака и
незначительных внешних нагрузках оптима-
льной в весовом, технологическом и стоимо-
стном отношениях является гладкая оболоч-
ка. Именно такой выбрана оболочка водо-
родного бака в его носовой части. В средней
части бакового отсека, где изгибающие моме-
нты значительны, оптимизация в основном
по весовому параметру определила выбор в
пользу вафельной оболочки. Для различных
участков вафельной оболочки проводились
также расчеты по выбору оптимальной
толщины оболочки, высоты и толщины ребра
вафли.
Вторым вопросом, который решался при
проектировании бакового отсека, был выбор
конструкционного материала. Проведенные
исследования весовой эффективности приме-
нения различных материалов для конструк-
ции ВТБ в условиях работы при криогенных
температурах показали, что применение но-
вого алюминиево-литиевого материала 1460
дает снижение массы бака до 700 кг. Сплав по
сравнению с широко используемым алюми-
ниевым сплавом 1201 имеет меньшую плот-
ность (на 9%), повышенный модуль упругости
(на 14%) и увеличенные пределы прочности
(на 35%) и текучести (на 60%). Большая
работа была проведена по оптимизации сило-
вой схемы крепления подвесного бака с орби-
тальным самолетом на самолете-носителе.
Была решена задача обеспечения при транс-
портировке на самолете-носителе напряжений
в элементах бака, не превышающих напряже-
ний на участке выведения.
В результате проведенной оптимизации
ВТБ получены довольно высокие массовые
343
характеристики - средняя масса одного квад-
ратного метра поверхности равна 8,3 кг/м2.
Применение перспективных компози-
ционных материалов, таких, как КТМУ-1 на
основе полисульфона и углеродного жгута
УКН с пределом прочности <тв = 160 кгс/мм2
при плотности у = 1,4... 1,6 г/см3, позволило
снизить массу конструкции ВТБ еще на
1,0...1,5 т.
Орбитальный самолет
Конструкция орбитального самолета пол-
ностью выполняется из высокотем-
пературного композиционного материала
КМУ-8. Металл используется в минимальных
количествах - только для высоконагруженных
узлов, шасси и болтов крепления компози-
ционных элементов между собой. Материал
КМУ-8 достаточно термостоек (рабочая тем-
пература 250°С), что позволяет значительно
уменьшить толщину плиток теплозащиты и
ее массу. Кроме того, масса теплозащиты
дополнительно уменьшается из-за увеличе-
ния размеров плиток до 250...300 мм (на “Бу-
ране” 150 х 150 мм), что обусловлено более
близкими значениями коэффициента линей-
ного расширения композиционной обшивки и
теплозащитных плиток.
Для орбитального самолета принята
схема с поворотом консолей крыла. Эта
конструктивная особенность дает возмож-
ность эффективного решения двух задач:
•	обеспечение балансировки и приемлемых
характеристик устойчивости и управляемости
при больших углах атаки на участке входа в
атмосферу и при малых углах атаки на
участке предпосадочного маневрирования;
•	значительное снижение температуры аэро-
динамического нагрева носков крыла до
уровня, допускающего применение кварцевой
плитки.
Анализ вариантов теплозащиты крыла
показал, что весовые затраты на систему
поворота консолей оказались ниже затрат на
конструктивное исполнение “горячей” перед-
ней кромки с применением жаростойких эле-
ментов из материала “углерод-углерод” при
статическом крыле. Кроме того, имеются
технические трудности создания такой “горя-
чей” конструкции при малых радиусах затуп-
ления крыла. По-видимому, пришлось бы
разрабатывать новый жаропрочный мате-
риал, рассчитанный на более высокие темпе-
ратуры, или значительно увеличить стрело-
видность передней кромки, аналогично сде-
ланному на “Гермесе”. Следует отметить, что
для орбитального корабля “Буран” проблема
снижения температуры кромок крыла, имею-
щих больший радиус закругления, была менее
острой.
При выборе конструкции панелей фюзе-
ляжа, крыла и оперения были рассмотрены
сотовые панели и три типа оребренных
панелей из материала КМУ-8. Проведенный
анализ показал, что наиболее выгодны в
весовом отношении сотовые панели, которые
имеют удельную массу 3...4 кг/м2, что на
5... 15 % меньше, чем оребренные панели.
Трехслойные сотовые панели применены
для элементов конструкции, работающих на
сдвиг (створки отсека полезного груза, стенки
лонжеронов, нервюр и шпангоутов), посколь-
ку именно при больших сдвиговых нагрузках
сотовые панели имеют наибольшие преиму-
щества по сравнению с другими вариантами.
Для панелей крыла, оперения и фюзеля-
жа, работающих в условиях одноосного на-
гружения, исходя из технологических и эксп-
луатационных условий приняты оребренные
панели.
С целью минимизации массы панели
фюзеляжа имеют только продольные стыки, и
их максимальная длина составляет L = 14 м.
Максимальная ширина панелей b = 4 м опре-
делилась существующим оборудованием -
автоклавом на Ульяновском комплексе.
Для стенок с большими строительными
высотами, так же как на “Буране”, широко
применяются ферменные конструкции, обес-
печивающие минимальный вес.
Следует отметить многофункциональ-
ность отдельных элементов конструкции ор-
битального самолета МАКС. В этом отноше-
нии характерным является шпангоут фюзеля-
жа № 20, отделяющий хвостовую часть от
отсека полезного груза. На нем расположены
узлы связи с внешним топливным баком,
закреплены продольные балки основных
опор, установлены узлы крепления вертика-
льного оперения, поворотных консолей кры-
ла и маршевых двигателей.
Указанные особенности конструкции и
новые материалы, примененные для внешнего
топливного бака и орбитального корабля
МАКС, обеспечивают минимальный вес кон-
струкции и, как следствие, - высокие техни-
ческие характеристики системы.
344
УДК 629.782.002:669
МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ АКС
К.Н. Сергеев, С.Г, Булгакова
Рассмотрены перспективы применения некоторых
новых металлических материалов, разработанных в
последнее время ВИАМ для авиакосмических систем.
Материалы частично освоены промышленностью, и
металлургическая база отрасли технологически готова к
их производству. Многие из указанных материалов
исследованы в НПО “Молния”, а часть из них опробо-
вана в конструкции планера орбитального корабля (ОК)
“Буран”.
Для системы МАКС планируется приме-
нение как материалов, широко исполь-
зуемых в авиационной и космической техни-
ке, в том числе и опробованных в ОК
“Буран”, так и перспективных металлических
материалов.
Серийные материалы:
•	алюминиевые сплавы 1163, Д 16ч, 1201;
•	титановые сплавы ВТ23, ВТ20;
•	высокопрочные конструкционные стали
ВКС210 и ВКС170Ш;
•	нержавеющие стали ВНС49, ВНС25,
12Х18Н10Т;
•	жаропрочные стали и сплавы ЭИ696,
ЭП742, ЖС6У, ВЖ98, ниобиевые сплавы.
Требуемый повышенный уровень харак-
теристик традиционных серийных материа-
лов может быть достигнут оптимизацией со-
держания основных легирующих элементов,
режимов термомеханической и термической
обработок.
Однако для удовлетворения эксплуатаци-
онных требований, предъявляемых к высоко-
скоростным воздушно-космическим летатель-
ным аппаратам, необходимы разработка и
применение новых высокопрочных, понижен-
ной плотности, жаро- и коррозионностойких
материалов.
Ниже приведены краткие сведения о ряде
новых сплавов, наиболее перспективных с
точки зрения весовой эффективности
системы.
Значительный интерес представляет
алюминиево-литиевый высокопрочный сва-
риваемый сплав 1460, разработанный приме-
нительно к баковым конструкциям с крио-
генным и углеводородным топливом. Сплав
1460 отличается от применяемого для этих
целей сплава 1201 (2219-США) пониженной
плотностью (на 9%) и существенно более
высокой прочностью (табл. 1).
При разработке баков авиационно-кос-
мических систем в Европе и США однознач-
но ориентируются на алюминиево-литиевые
сплавы. Выполнен большой объем исследова-
ний свойств сплава 1460 и свариваемых
Сравнительные характеристики горячекатаных листов сплавов 1460 и 1202
Таблица 1
Сплав	Термообработка	Ь г/см3	в кгс/мм2	ас/ мм	под, кгс/ мм2
1460	иск. состар.	2,6	8100	56,0	51,0
1201	иск. состар.	2,85	7100	42,0	32,0
345
соединений, отрабатывается технология полу-
чения полуфабрикатов и изготовления дета-
лей, показывающая перспективность сплава.
Проведена оценка основных свойств
сплава 1460 при криогенных температурах
(табл. 2). Приведенные данные свидетельст-
вуют о работоспособности сплава в широком
диапазоне температур. Нужно отметить, что
скорость роста трещины усталости на прес-
сованных полуфабрикатах практически не из-
меняется в условиях низких температур.
Для сплава 1460 применимы все вццы
сварки, что открывает широкие технологи-
ческие возможности его использования. Для
сварных соединений в состоянии “закалка +
искусственное старение + сварка” (без допол-
нительных технологических приемов) предел
прочности составляет при автоматической
сварке не менее 0,55 от предела прочности
основного металла (табл. 3).
Сплав 1460 также хорошо сваривается со
сплавом 1201, что позволяет создавать ком-
бинированные конструкции, используя пре-
имущества каждого сплава.
В настоящее время ВИАМ на базе сплава
1460 разработал сплав 1461 с повышенными
характеристиками пластичности при некото-
ром снижении прочности (табл. 4).
Сплав 1461 планируется применять в мас-
сивных высоконагруженных узлах баковых
конструкций в сварных соединениях в комби-
нации со сплавом 1460.
Для несварной конструкции элементов
планера, работающих в диапазоне темпера-
тур - 130...+ 150°С, возможно использование
группы алюминиево-литиевых сплавов - 1440,
1441, 1450, 1451, имеющих пониженную плот-
ность и более высокую удельную прочность.
Конструкционные характеристики сплава 1460	Таблица 2
Вид полуфабриката	Механические свойства											
	при 20°С				при-196°С				при -253°С			
	СТв	сгод	6	СРТУ	СГв	сод	8	СРТУ	Ов	СТО»!	8	СРТУ
	кгс/мм2		%	мм/кц	кгс/мм2		%	мм/кц	кгс/мм2		%	мм/кц
листы г/к	56,0	51,0	6,0	1,28	60,0	55,0	6,0	-	60,0	57,0	8,0	2,2
плита	56,0	45,0	5,0- 10,0	0,S	60,0	56,0	12- 14	-	74,0	55,0	16,0	-
панели прессов	55,0	49,0	6,0		60,0	55,0	6,5	-	72,0	57,0	9,0	0,95
Примечание: Испытания СРТУ (скорость роста трещин усталости) листов и прессованных
панелей проводились при размахе коэффициента интенсивности напряжений
ДК = 60 кгс/ммзя, для плит при АК = 70 кгс/мм3/2
Механические свойства сварных соединений из сплава 1460	Таблица 3
Наименование свойств Предел прочности при растяжении, кгс/мм2	Направление вырезки образца 1	д	Температура испытания, °C		
		20 30,0	-196 38,0	-253 39,5
Угол шва сварного соединения,	град	Д п	30 35		
Сравнительные характеристики сплавов 1460 и 1461
Таблица 4
Характеристики		Сплав 1460				
		д	П	Д	П	45°
у,	г/см3 Е,	кгс/ мм2		2,60		г	2,62		
		8100		7900		
20°С	СТВ, кгс/ мм2	56,0	56,0	52,0	49,5	48,5
	Go,2, кгс/ мм2	51,5	51,0	47,5	45,5	43,0
	8,	%	5,5	7,5	8	11	18
gb“/gb			0,75		0,75	
СРТУ, мм/к цикл, АК = 100кгс/мм3/2			2,5		2,0	
-196°С	(Ув, кгс/ мм2	60,5	-	61,5		
	Со,2, кгс/ ММ2	55,0	-	52,5		
	8,	%	7,0	-	17		
346
Характеристики этих сплавов - в табл. 5.
Для силовых элементов-планера целесооб-
разно применение высокопрочных тигановых
сплавов ВТ23К (лонжероны, балки, стыко-
вочные узлы) и ВТ23Л и ВТ20 (раскосы).
Сплавы серийно освоены промышлен-
ностью, испытаны для условий работы орби-
тального корабля, опробованы в “Буране”.
Сплав ВТ23 применен в температурном
интервале - 130...+ 350°С с уровнем прочно-
сти Ов = 110... 125 кгс/мм2 и был выбран в свое
время для условий работы АКС как обладаю-
щий наилучшим сочетанием прочности и
пластичности при комнатной и пониженных
температурах.
Сплав ВТ23К имеет резервы по прочност-
ным характеристикам и характеристикам
надежности, которые могут быть реализо-
ваны в перспективных разработках при
оптимизации технологии термомеханической
и термической обработки.
Кроме названных титановых сплавов в
узлах орбитального самолета с рабочей тем-
пературой до 600°С предполагается использо-
вать жаропрочный титановый сплав ВТ18У.
Это и сотовые паяные конструкции, и крон-
штейны узлов навески. Сплав ранее при-
менялся в двигателях.
Частичная замена деталей из жаропроч-
ных сталей типа 12Х18Н10Т на титановый
сплав ВТ18У позволит существенно снизить
массу узлов (табл. 6) за счет пониженной
плотности при высокой прочности.
Жаропрочные никелевые сплавы
(табл. 7), опробованные в дисках турбин и
последних ступенях компрессоров газотур-
бинных двигателей, возможно применять в
горячих узлах планера орбитального самоле-
та. Такой опыт уже имелся на ОК “Буран”:
из сплава ЭП742-ИД был выполнен крепеж в
узлах навески кромки крыла. Как видно из
табл. 7, сплавы ЭК79-ИД и ЭК 152-ИД обла-
Сравнительные свойства алюминиево-литиевых сплавов при комнатной температуре Таблица 5
Марка сплава и вид т/о	Плотность,	Модуль упругости.	Механические свойства			Ов/у	(Тод/у
				Оод,	8,		
	г/см3	кгс/мм2	кгс/мм2	кгс/мм2	%		
1440Т11	2,56	8000	48,0	40,0	5	18,8	15,6
1441БТ1	2,58	8000	44,0	34,0	7	17,1	13,2
1450	2,60	8000	52,0	44,0	5	20,0	16,9
1451	2,63	7900	50,0	44,0	6	19,0	16,7
Л16ч		2,78	7200	45,0	34,0	10	16,2	12,2
Механические свойства	Таблица б
Марка сплава. Вид п/ф	ИлОТ- ность	Модуль ;/пру:> сти	Механические свойства при |: комнатной температуре					Механические свойства при повышенной температуре 600°С				
	У	Е	Св	ОВД	8	V	<Цу	Ов	<50,2	8	V	Е/у
	г/см3	кгс/мм2	кге/	мм2	%	%		кгс/	ММ2	%	%	
ВТ18У штамповка	4,54	11600	100	92	11,7	22,7	22,0	62	56	14	25,5	2250
12Х18Н10Т	7,90	18800	62	28	41	63	7Л	40	18	25	61	2380
Механические свойства современных жаропрочных сплавов
Таблица?
С'шмав	о«	Оод	8		V		dm,		.Шпяьная		прочность	
									0,		Т,
	кгс/мм2		%		кге-м/ см2	ММ	°C		кгс/мм2		час
ЭП742-ИД	2123	2= 77	2 13	214	2 3,0	3,15... 3,40	650 650 750 750		82 84 52 54		2100 2 50 2100 2 50
ЭК79-ИД	£140	£95	£13	£14	2 3,5	3,05... 3,30	650 650 750 750		90 92 60 62		2 100 2 50 2 100 2 50
ЭК 152-ИД	£155	£115	£10	£12	£2,5	2,90... 3,10	650 700		105 83		£100 £100
347
дают повышенной прочностью как при ком-
натной, так и при высоких температурах.
Конструкционные элементы сложной фо-
рмы из никелевых сплавов весьма трудоемки
в механической обработке. Детали типа крон-
штейнов узлов навески можно выполнять
литыми из сплавов ЖС26У, ЖС32. Указан-
ные сплавы имеют более высокие характе-
ристики циклической прочности и жаропроч-
ности, чем серийный сплав ЖСбУ (табл. 8).
Для реализации потенциальных возмож-
ностей сплавов целесообразно использовать
специальные методы литья. Литье методами
равноосной кристаллизации (РК) и высоко-
градиентной направленной кристаллизации
(ВНК) позволяет обеспечить требуемые меха-
нические свойства и структуру деталей. Эти
сплавы также имеют более высокие значения
кратковременной прочности и лучшие харак-
теристики пластичности в интервале темпе-
ратур 20... 1150°С (табл. 9).
В горячих узлах с температурой выше
1050°С предполагается использовать ниобие-
вые сплавы ВИЗ, ВН4, ВН9 со специальными
защитными покрытиями. Для деталей и
узлов, работающих при температуре до
1500°С, перспективен сплав ВН4, а до темпе-
ратур 2000°С - сплав ВН9.
Эти сплавы ранее в конструкциях не при-
менялись, и требуется проведение определен-
ного объема работ по их дополнительному
исследованию. Дальнейшие работы, позво-
ляющие использовать ниобиевые сплавы в
узлах с температурой свыше 1200°С, необхо-
димо проводить по созданию покрытий из
многослойных композиционных систем, а
также по разработке технологии, обеспечи-
вающей требуемые температуры и надеж-
ность защитных покрытий.
Выводы
С каждым этапом создания авиационно-
космической техники роль материалов
становится более значимой и определяющей.
Несмотря на бурное развитие композицион-
ных, неметаллических, керамических и других
вцдов материалов, металлические материалы
в ближайшем десятилетии останутся основ-
ными конструкционными материалами при
создании планеров орбитальных самолетов.
Задачи конструкторов, технологов и металло-
ведов - наиболее полное использование их
потенциальных возможностей, разработка
материалов с заданными свойствами для кон-
кретных изделий и параллельно с созданием
самой конструкции. Следует также совершен-
ствовать технологию производства полуфаб-
рикатов из новых и серийных материалов с
целью сокращения разброса механических
свойств. Многие из предложенных новых
материалов могут быть успешно использо-
ваны в различных отраслях экономики.
Литература
1.	Братухин А.Г., Аношкин Н.Ф. и др. При-
менение титановых сплавов для авиационных
конструкций // Титан. - 1996. - № 1. С. 77-81.
2.	Сверхпластичные алюминиевые сплавы И
Обзор НПО “Молния”, 1990.
3.	Шалин Р.Е. Новые материалы и техно-
логии - перспектива развития и создания
авиационной техники И Авиационная техни-
ка и технология. - 1995. - № 1. С. 13-20.
4.	Шалин Р.Е. Пути дальнейшего развития
авиакосмических материалов // Сборник Тру-
дов 1-й Международной Авиакосмической
конференции. - М.: РИА, 1994. - т. 5. - С.4-22.
Длительная прочность литейных сплавов на никелевой основе
Таблицах
Сплав	Длительная прочность			Предел усталости, -1	
	кгс/мм2			кгс/мм2	
	900 100/1000	юоо 100/1000	1100 100/1000	20°С	900°С
ЖС6УРК	Г 35/25	17/10	-	14	29
ЖС26ВНК	40/28	20/12	9/5,5	25	35
ЖС32ВНК	47,5/38	25/16,5	12,5/7,5	25	35
Пластичность при высоких температурах жаропрочных литейных сплавов
Таблица 9
	Температура, °C					
	20	।	।	800	1	900	!	|	1000	1100	।	|	1150
			8,	%		
ЖС6УРК	5,0	2,0	1,5	2,0	4,5	-
ЖС26УВНК	16	18	21	20	21	35
ЖС32ВНК	20	11	18,5	22	18	22
348
УДК 629.782.002:678
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НЕМЕТАЛЛИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ
КРИОГЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ
ПРОМЫШЛЕННОСТИ
JLB. Вульфович , Г.М. Курочка
Рассмотрены возможности применения нового
класса конструкционных материалов - армированных
термопластов. Обсуждаются их свойства и
перспективы развития. Приведены краткие данные по
материалам внешней теплоизоляции криогенных баков -
пенопластам на основе полиизоциануратов и полиимидов.
В настоящее время в нашей стране и за
рубежом накоплен значительный опыт
использования неметаллических конструк-
ционных материалов (КМ) в конструкциях
летательных аппаратов, в том числе в
орбитальном корабле (ОК) “Буран”, что
позволило перейти к созданию принципиаль-
но новых материалов второго поколения для
авиационно-космических систем (АКС), обла-
дающих уникальным сочетанием механи-
ческих и технологических свойств. К этим
материалам относятся разрабатываемые с
начала 80-х годов материалы на основе
термопластичных матриц, выдерживающие
повышенные температуры.
Композиционные термопластичные мате-
риалы (КТМ) смогут наиболее полно реали-
зовать свои преимущества в авиакосмической
технике XXI века.
Основные преимущества КТМ по сравне-
нию с КМ на основе реактопластов, исполь-
зованных, в частности, в ОК “Буран”:
•	меньшая чувствительность к ударным на-
грузкам;
•	химическая инертность;
•	возможность многократной переформиров-
ки и сварки;
•	экологическая чистота и возможность ути-
лизации;
•	низкая степень проницаемости в агрессив-
ных средах, в том числе в жидком водороде,
нафтиле, кислороде, а также азоте и гелии.
В настоящее время разработан целый ряд
КТМ на основе стекло-, угле- и органонапол-
нителей и матриц из полисульфона (ПСФ),
полиэфирсульфона (ПЭС), полифениленсуль-
фцца (ПФС), полиэфирэфиркетона (ПЭЭК),
жидкокристаллических полимеров (ЖКП).
Наиболее удачное сочетание свойств
получено у углепластиков на основе ПСФ,
ПЭС, ПЭЭК. Углепластик КТМУ-1 на основе
ПСФ и ленты ЭЛУР-0,08 паспортизирован в
ВИАМе и уже освоен отечественной промы-
шленностью. Для синтеза ПЭС, ПЭЭК и
ЖКП изготовлены пилотные (ПЭЭК) и
промышленные (ПЭС, ЖКП) установки.
В последние годы резко активизирова-
лись работы по созданию углепластиков на
основе ЖКП. Жидкокристаллические поли-
меры могут применяться в сочетании с
другими термопластами для обеспечения
самоармирования и повышения прочности в
заданном направлении.
349
По согласованным ТЗ НПО “Молния”,
ВИАМ, НПО “Технология”, ЦНИИСМ
проведены пионерские работы в области
создания КТМ на основе ПСФ, ПЭЭК, ЖКП
и разработки технологий их переработки
применительно к конструкциям криогенных
баков для АКС.
Определены основные свойства материа-
лов, а степень проницаемости КТМ на основе
ПСФ и жгута УКН для жидкого водорода,
составившая всего I0-9 см3-см/см2-с-атм при
толщине стенки 1,5 мм, подтверждена испы-
таниями экспериментального бака.
С целью достижения требуемой степени
проницаемости стенки конструкции бака
опробована технология использования поли-
мерного лейнера из модифицированной тер-
моусаживающейся пленки на основе поли-
имида и фторопласта.
Показана возможность:
•	получения препрегов по электронно-ион-
ной, пленочной и волоконной технологиям;
•	изготовления изделий сложной формы,
двойной кривизны;
•	ремонта методом вторичной переформо-
вки или сварки, что особенно важно при
обнаружении локальных течений в криоген-
ных баках или трубопроводах.
Отработана технология получения закле-
пок из КТМ на основе ЖКП, механо-
обработки деталей из КТМ, сборки изделий с
помощью сварки и клепки.
Экспериментальные баки 0400 мм и их
фрагменты изготовлены методом намотки и
выкладки, формование проводилось под
прессом, в автоклаве или в термопечи.
Опробован также метод нагрева лазерным
лучом.
Силовые элементы баков, трубопроводов
(шпангоуты, фланцы, стрингеры и т.д.) могут
быть изготовлены из КТМ. При конст-
руировании бака или трубопровода следует
оптимизировать толщину стенки, обеспе-
чивая минимальную проницаемость для
топлива и минимальный вес при необхо-
димой прочности всей конструкции. Зависи-
мость проницаемости от толщины стенки
конструкции очевидна.
По предварительным оценкам снижение
массы баков из КТМ составляет 20...25% по
сравнению с алюминиевыми. Обладая высо-
кой теплостойкостью, КТМ позволяют
уменьшить вес наружной теплозащиты крио-
генных баков за счет уменьшения толщины
теплоизоляционного слоя. В настоящее время
рабочая температура КТМ на основе ПЭЭК
- 253°С...+ 230°С, на основе ПСФ - 253°С...
+ 160°С, плотность материала 1,5... 1,6 г/см3,
прочность при растяжении 100... НО кгс/мм2 с
лентой ЭПУР-0,08 в качестве наполнителя и
160 кгс/мм2 при применении жгута УКН.
Возможность широкого применения
КТМ на основе ПЭЭК на сегодня ограничена
сложностью переработки материала, посколь-
ку температура формирования деталей дости-
гает 380°С при давлении до 25 атм, что тре-
бует применения дорогостоящей оснастки и
оборудования. Однако уже сейчас намети-
лись пути к существенному снижению пара-
метров переработки, а в 2000...2010 годах
можно ожидать появления термопластичных
углепластиков с прочностью 200...250 кгс/мм2
при использовании углеродных волокон с
прочностью 700...800 кгс/мм2 и температурой
переработки 200°С...250°С.
В связи с этим необходимо продолжить
работы по созданию технологичных термо-
пластичных связующих на основе ПЭЭК,
высокопрочных, высокомодульных наполни-
телей и композиционных материалов, по
оптимизации технологии их переработки
применительно к крупногабаритным бако-
вым конструкциям с учетом методов соеди-
нения (сварка, клеесварка, клепка и т.д.).
Для КТМ нового поколения необходимо
предусмотреть их паспортизацию с учетом
особенностей применения в изделиях (вид и
ориентация наполнителей, методы формо-
образования и термообработки). Следует
обратить особое внимание на отработку
технологии переработки материалов, чтобы
добиться наиболее полного использования
исходной прочности армирующих наполни-
телей в деталях, что приведет к снижению
запасов прочности и увеличению весового
совершенства конструкции в целом.
Конструкция криогенных топливных
баков и трубопроводов предусматривает
наличие внешней теплозащиты. Основные
требования к материалам криогенной тепло-
защиты:
•	кажущаяся плотность не более 35 кг/м3;
•	коэффициент эффективной теплопроводно-
сти (при температуре от - 253°С до'+ 20°С) не
более 0,03 Вт/(м-град);
•	прочность при растяжении и сжатии (при
температуре от - 253°С до + 20°С) не менее 2
кгс/см2.
Указанным требованиям отвечают отече-
ственные пенопласты на основе полиизо-
циануратов. Проведены испытания нового
пенополиизоцианурата типа “Изолан”.
Получены образцы “Изолана” с плотностью
350
~ 30 кг/м3, прочностью до 2,5 кгс/см2 и отно-
сительным удлинением при растяжении (при
- 255°С) 6...8%. Материал наносятся напы-
лением и имеет хорошую адгезию к алюми-
ниевым сплавам и углепластикам через
клеевой подслой. Для сравнения в таблице
приведены результаты испытаний на отрыв
клеевых соединений (клей ВК-11) пенопластов
криогенного назначения - ранее разработан-
ного “Рипор” и нового “Изолан” - к алю-
миниевому сплаву Д1бан.
Разрушение во всех случаях происходит
по пенопласту.
Приведенные данные подтверждают пре-
имущества “Изолана”. Максимальная рабо-
чая температура “Изолана” до 160°С, кратко-
временно (до 5 минут) материал вьщержи-
вает температуру до 200°С.
Материал “Изолан” был испытан в
составе конструкции модельного бака диа-
метром 400 мм из КТМ на основе поли-
сульфона и углеродного наполнителя УКН-
П/2500 на захолаживание жидким азотом и
водородом. Отслоений й нарушений целост-
ности теплоизоляции не обнаружено.
Дальнейшие работы должны быть на-
правлены на полное исследование материала,
его паспортизацию, уточнение технологии
нанесения, разработку специального оборудо-
вания для изготовления натурного бака.
Изучается также возможность примене-
ния в качестве криогенной теплоизоляции
закрытопористого эластичного пенополиими-
да с кажущейся плотностью ~ 10 кг/м3, дли-
тельной теплостойкостью до 300°С, приме-
нение которого значительно улучшает весо-
вые характеристики баков. Получены первые
образцы закрытопористого пенополиимцца с
плотностью 10... 18 кг/м3 и коэффициентом
теплопроводности 0,028... 0,031 Вт/(м-град)
соответственно. Однако его применение огра-
ничивается наличием в структуре материала
значительного количества открытых пор, что
недопустимо. Поэтому следует продолжить
работу по дальнейшему совершенствованию
этого перспективного материала, исследо-
ванию свойств на соответствие требованиям
технического задания НПО “Молния” на его
разработку. Следует также оценить возмож-
ность использования эластичного пенополи-
имида в качестве внутренней теплоизоляции
стенки криогенного бака или трубопровода
для дополнительной теплоизоляции, увеличе-
ния герметичности конструкции.
Экспериментальные исследования новых
конструкционных и теплозащитных материа-
лов целесообразно проводить на модельных
баках для уточнения конструкции и техно-
логии с целью создания натурных баков для
нужд авиакосмической отрасли.
Достигнутые результаты в области
разработки композиционных термопластич-
ных материалов нового поколения и техно-
логий их изготовления создают реальную
основу дальнейшего развития авиационно-
космических систем.
Прочность на отрыв клеевых соединений пенопластов “Рипор” и “Изолан”
к алюминиевому сплаву Д16ан (кгс/см2) при температуре испытаний 20°С
Контрольные испытания		После . (Ыдеря:к1л пр» Т - - 253°С 6 часов, 5 циклов	
Изолан	Рипор	Изолан	Рипор
3,3	1,3	4,0	0,9
351
УДК 629.782.054
ОСОБЕННОСТИ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
В.Х. Рисенберг
В статье кратко рассмотрены некоторые научно-
технические аспекты разработки информационного
обеспечения орбитального самолета воздушного старта
на базе универсальной комплексной навигационной
системы, включающей инерциальный измерительный блок
и аппаратуру потребителей спутниковых навигацион-
ных систем.
Работы по информационному обеспече-
нию воздушного старта были начаты
НПО “Молния” в конце 70-х годов. Уже в то
время отдельные специалисты на фоне
напряженной проектной работы над навига-
ционной системой ОК “Буран” приступили к
исследованию принципов организации
информационного обеспечения орбитального
самолета (ОС) многоразовой авиационно-
космической системы.
Достаточно быстро были выявлены осно-
вные различия в требованиях к навигацион-
ным системам ОС и ОК “Буран”. К ним в
первую очередь можно отнести:
•	глобальность применения ОС, включая то-
чку старта, что резко ограничивает возмож-
ность использования зональных систем
навигации;
•	необходимость подготовки навигационной
системы к работе в условиях старта с
подвижного основания;
•	высокую степень оперативности приме-
нения ОС, существенно ограничивающую
время подготовки к работе и перехода от
дежурных к высокоточным режимам выдачи
информации;
•	бездвигательную автоматическую посадку
на аэродромы первого класса с меньшей, чем
на космодроме, шириной и длиной взлетно-
посадочной полосы;
•	значительно более жесткие требования к
массовым, габаритным и энергетическим
характеристикам системы.
Стало ясно, что необходимо, опираясь на
общую концепцию и опыт разработки нави-
гационной системы ОК “Буран”, существенно
пересмотреть ряд принципов ее построения в
сторону обеспечения независимости от точки
старта и посадки и повышения оперативности
выдачи прецизионной информации о пара-
метрах движения ОС в сочетании с резким
снижением массы и энергопотребления аппа-
ратуры.
Как и на ОК “Буран”, в качестве инфор-
мационного ядра навигационной системы ОС
выбрана инерциальная навигационная систе-
ма (ИНС) в силу ряда ее известных дос-
тоинств: непрерывность выдачи информа-
ции, автономность, помехозащищенность,
возможность получения информации на лю-
бом этапе полета.
Среди целого ряда возникающих при
этом новых научно-технических проблем
можно выделить две, занимающие, пожалуй,
центральное место при проектировании нави-
гационных систем перспективных ОС:
•	обеспечение при воздушном старте ОС с
самолета-носителя формирования навига-
ционной информации на участке выведения
на орбиту, по точности незначительно
уступающей варианту старта с космодрома;
•	кардинальное уменьшение разнообразия и
количества бортовых и наземных средств,
используемых для формирования навига-
ционной информации на борту ОС на
различных участках полета.
352
Один из наиболее сложных вопросов
функционирования точных ИНС - подготов-
ка системы к работе, так называемая на-
чальная выставка ИНС.
При старте ракеты-носителя с космо-
дрома координаты точки старта известны с
очень высокой точностью, а начальная
скорость объекта относительно поверхности
земли равна нулю. Определение или задание
начальной ориентации в инерциальном про-
странстве приборной системы координат,
связанной с ИНС, включая горизонтирование
и азимутальное прицеливание, выполняется с
помощью хорошо отработанных методов с
точностью, достигающей угловых секунд. В
результате влияние погрешностей начальной
выставки на точность формирования инер-
циальной навигационной информации на
участке выведения на орбиту сводится к
минимуму. Погрешности инерциального счи-
сления координат в основном определяются
аппаратурными погрешностями ИНС.
Картина кардинально меняется в случае
воздушного старта. В этом случае начинают
доминировать погрешности начальной вы-
ставки ИНС.
Анализ различных подходов к выставке
ИНС показал, что если осуществить на-
чальную выставку системы на земле, до
взлета СН с ОС, то после продолжительного
полета в точку старта накапливаются значи-
тельные ошибки, обусловленные дрейфом
гироскопов ИНС. В дополнение к этому
необходимо, чтобы во время прецизионной
выставки и калибровки ИНС были прекраще-
ны операции, связанные с заправкой топли-
вом и другими расходными компонентами и с
перемещением людей, занимающихся подго-
товкой ОС к полету. Тем самым существенно
удлиняется время подготовки ОС, а ведь
именно возможность оперативного приме-
нения ОС для решения многих задач является
его важным преимуществом.
В итоге к моменту старта с СН из-за
значительных погрешностей начальной вы-
ставки ИНС расчетная точность определения
параметров полета ОС на активном участке
траектории оказалась значительно ниже, чем
при старте ракеты-носителя с космодрома.
Соответственно ОС проигрывал и в точности
выхода на расчетную орбиту.
В связи с этим было необходимо принци-
пиальным образом решить вопрос о повыше-
нии точности выставки ИНС к моменту
старта ОС с СН.
В результате продолжительных исследо-
ваний и математического моделирования
была предложена следующая схема выставки
ИНС: на аэродроме до взлета СН осуществ-
ляется предварительная выставка ИНС, про-
должительность которой не нарушает сущес-
твенно циклограммы подготовки ОС к
полету, а довыставка и калибровка чувстви-
тельных элементов системы выполняются в
полете.
Для довыставки и калибровки ИНС в
полете было предложено использовать аппа-
ратуру спутниковой системы навигации
(АСН). В результате моделирования было
показано, что применение аппаратуры АСН в
сочетании с методами оптимальной обработ-
ки измерений позволяет уменьшить погреш-
ности определения координат точки старта до
десятков метров, а компонент вектора
скорости до десятых долей метров в секунду.
Одновременно путем совместной обработки
информации от АСН и от акселерометров
ИНС удается с достаточно высокой точно-
стью оценить и скомпенсировать погреш-
ности ориентации приборной системы коор-
динат ИНС относительно плоскости местного
горизонта.
Все эти операции выполняются в процессе
полета СН с ОС в точку старта. Однако при
этом, как показали исследования, не удается
повысить точность азимутальной выставки
ИНС, так как оказалось, что на реальных
траекториях полета СН погрешность азиму-
тальной выставки является слабо наблюдае-
мой, как это принято называть в теории
оценивания.
Для того, чтобы сделать указанную
погрешность наблюдаемой, оценить ее и
скомпенсировать, был рассмотрен вариант
использования маневров СН перед выходом в
точку старта типа “змейка” , “переход на
параллельный курс” или “разгон-тормо-
жение”. При этом удалось достичь прием-
лемой точности азимутальной выставки.
Таким образом, в процессе продолжи-
тельных и достаточно кропотливых исследо-
ваний были заложены основы информацион-
ной подготовки воздушного старта, обеспечи-
вающие параметры выхода на расчетную
орбиту, приближающиеся по точностным
характеристикам к выведению ракетами-
носителями, стартующими с космодрома.
Основной недостаток любой ИНС заклю-
чается в том, что погрешности формирования
инерциальной информации неограниченно
возрастают по времени полета. Для того,
чтобы ограничить нарастание погрешностей,
осуществляется коррекция показаний ИНС с
помощью других измерительных систем, по-
строенных на иных физических принципах,
например радиотехнических.
353
На ОК “Буран” на различных участках
полета применялись различные корректирую-
щие средства, что значительно усложнило
бортовую аппаратуру и потребовало спе-
циального дорогостоящего наземного обору-
дования.
Так, на орбитальном участке полета
использовались различные оптико-электрон-
ные приборы, а на участке спуска и посадки -
радиовысотомеры больших и малых высот,
баровысотомер, аппаратура радиодально-
мерной системы, взаимодействующая с
наземными ретрансляторами дальности, раз-
мещаемыми в зоне аэродрома посадки, мик-
роволновая система посадки, а для обеспе-
чения экстренного спуска с орбиты и посадки
- аппаратура радиотехнической системы
ближней навигации.
При разработке навигационной системы
ОС такой подход оказался малопродуктив-
ным, и упор был сделан на поиск универ-
сального корректирующего средства, инфор-
мацию которого можно было бы использо-
вать на всех этапах полета. И такое средство
были найдено. В это время - в 80-х годах -
практически одновременно в России и в
США завершилась разработка и началась
подготовка к развертыванию и эксплуатации
глобальных спутниковых систем навигации
(ССН), предназначенных для точного опреде-
ления практически в любой точке земного
шара координат и скорости движения потре-
бителя.
Аппаратура спутниковой навигации
(АСН), устанавливаемая на борту потреби-
теля, использует пассивное измерение време-
ни распространения и допплеровского сдвига
частоты сигналов, излучаемых навигацион-
ными спутниками, создающими непрерывное
радионавигационное поле.
Разрабатываемая в России ССН получила
название ГЛОНАСС, а американская -
НАВСТАР.
Реально создаваемая в то время АСН
предназначалась либо для авиационной тех-
ники, летающей в ограниченном диапазоне
скоростей и высот, либо для космической
техники. В связи с этим специалисты НПО
“Молния” приступили к проработке тактико-
технических требований к АСН орбиталь-
ного самолета. В результате выполненных
исследований было подготовлено техническое
задание на разработку АСН для ОС, что
позволило предприятиям-разработчикам при-
ступить к проектированию конкретной аппа-
ратуры.
Сформированный технический облик
АСН для ОС выглядит следующим образом.
АСН ОС работает как в условиях косми-
ческого пространства, так и атмосферного
полета. Приемное устройство, принимающее
навигационные сигналы спутников системы
ГЛОНАСС, - многоканальное и функциони-
рует в двух диапазонах частот. Много-
канальность позволяет принимать инфор-
мацию одновременно не менее чем от
четырех навигационных спутников. Опти-
мальная четверка навигационных спутников
выбирается в бортовом вычислителе по наи-
меньшему значению геометрического факто-
ра. Применение двухчастотного метода изме-
рений дает возможность практически исклю-
чить погрешности, обусловленные рефрак-
цией радиолучей в атмосфере. Многосек-
ционная антенно-фидерная система обеспечи-
вает прием радиосигналов от спутников с
минимальными ограничениями по угловому
положению ОС.
С окончанием “холодной войны” Россия
и США достигли договоренности о взаимном
использовании сигналов систем ГЛОНАСС и
НАВСТАР. Это позволило применить в АСН
ОС комбинированный приемник сигналов
ГЛОНАСС и НАВСТАР, что повышает
избыточность навигационных измерений и
обеспечивает необходимую гарантию точного
и надежного определения скорости и место-
положения ОС.
Бездвигательная автоматическая посадка
на аэродром 1-го класса с первого захода
предъявляет исключительно высокие требова-
ния к точности и надежности информа-
ционного обеспечения и пока не позволяет
полностью отказаться от использования
микроволновой системы посадки. Однако
специалисты предприятия продолжают рабо-
тать в направлении обеспечения автома-
тической посадки средствами спутниковой
навигации. Основное направление здесь -
использование дифференциального режима
работы АСН. С этой целью, например,
вблизи аэродрома посадки устанавливается
корректирующая станция (см. рис.), содержа-
щая точную АСН, формирователь корректи-
рующей информации и передающее устрой-
ство. На борту ОС устанавливается в
дополнение к АСН устройство для приема
корректирующей информации и ввода ее в
АСН. Осуществляя непрерывный прием
радиосигналов от навигационных спутников,
аппаратура корректирующей станции спо-
собна выделить погрешности прогноза эфеме-
рид и уходов бортовых шкал времени
навигационных спутников, а также другие
виды медленно меняющихся погрешностей в
структуре принимаемых радиосигналов.
354
НС2
Схема дифференциального использования ССН
Далее выделенные погрешности измерений
передаются по радиолинии на борт ОС и
учитываются в бортовом вычислителе при
обработке сигналов, принимаемых АСН. В
результате значительно возрастает точность
измерения местоположения ОС, что позво-
ляет серьезно рассматривать вопрос об
автоматической посадке ОС без использо-
вания традиционных средств инструмен-
тальной посадки.
Еще одно перспективное направление,
над которым работают специалисты НПО
“Молния” и предприятий-разработчиков, -
исследование возможности определения углов
ориентации ОС с помощью ССН. Проведен-
ные исследования у нас и за рубежом
показали возможность использования ССН
для определения ориентации летательного
аппарата на основе фазометрического метода
измерения угловых направлений на навига-
ционные спутники. Результаты исследований
показывают, что во многих случаях подобная
система сможет заменить традиционные
средства астрокоррекции, применяемые на
орбите для уточнения ориентации ОС.
Таким образом, в настоящее время усилия
специалистов НПО “Молния” в области
информационного обеспечения направлены
на решение достаточно сложной научно-
технической проблемы создания универ-
сальной навигационной системы, включаю-
щей в себя инерциальный измерительный
блок, аппаратуру потребителя спутниковых
навигационных систем и более совершенные
методы математической обработки инфор-
мации. Благодаря универсальности такого
комплекса и его способности работать на всех
участках полета отпадает необходимость
использовать для определения координат и
скоростей ОС оптико-электронные и радио-
технические системы навигации на орбиталь-
ном участке, при спуске и посадке. Тем
самым бортовая система навигации в
аппаратурной части упрощается, существенно
снижается ее вес, объем, энергопотребление,
значительно уменьшается состав дорого-
стоящих наземных средств, обеспечивающих
навигацию ОС.
Учитывая, что тактико-технические тре-
бования, предъявляемые к навигационной
системе ОС, в значительной степени перекры-
вают требования к навигационным системам
других типов летательных аппаратов, можно
ожидать, что разрабатываемая для ОС уни-
версальная навигационная система найдет
широкое применение и на других объектах
авиационной и космической техники.
Опираясь на опыт создания ОК “Буран” в
кооперации с предприятиями, занимающими
передовые позиции в области авиационного и
космического приборостроения, специалисты
НПО “Молния” продолжают активно рабо-
тать над совершенствованием систем инфор-
мационного обеспечения полета ОС многора-
зовых авиационно-космических систем.
355
УДК 629.782.051
БОРТОВОЙ СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС МАКС
Ю.Г. Мушкарев
Приведены краткие сведения о создании бортового
стартового комплекса (БСК) Многоцелевой авиацион-
но-космической системы (МАКС), о принципах, зало-
женных в проект, а также технические характерис-
тики БСК.
Запуск на орбиту Земли любого искус-
ственного объекта осуществляется с кос-
модрома, представляющего собой комплекс-
ное предприятие с развитой инфраструкту-
рой, сложными инженерными сооружениями
и сетью коммуникаций. Каждому запуску
предшествует длительная, напряженная и кро-
потливая работа большого числа специалис-
тов различного профиля во многих городах и
населенных пунктах бывшего Союза.
В ходе проектирования Многоцелевой
авиационно-космическая системы перед ин-
женерами НПО “Молния” была поставлена
нетривиальная задача - создать “летающий
Байконур”, т.е. спроектировать и разместить
на борту самолета-носителя стартовый комп-
лекс, который должен обеспечить выполне-
ние всех операций по подготовке и пуску
орбитального объекта так же, как на космод-
роме, но с учетом специфики эксплуатации в
условиях полета.
Создание бортового стартового комплек-
са МАКС требует решения сложных науч-
ных, технических, технологических и органи-
зационных задач с участием большой коопе-
рации предприятий:
1.	Проектирование и изготовление самолета-
носителя (СН), обладающего заданными ха-
рактеристиками по грузоподъемности, высот-
ности и дальности полета, а также возмож-
ностями размещения в бортовых отсеках не-
обходимого оборудования и экипажа, обес-
печения их функционирования и достаточной
безопасности. Такой самолет был спроекти-
рован и построен в АНТК им. О.К. Антонова
(г. Киев) и получил название Ан-225 “Мрия”.
2.	Определение тактико-технических характе-
ристик объектов, выводимых на орбиту, и их
проектирование.
3.	Анализ задач, решаемых БСК, определение
состава его систем, расчет массово-энергети-
ческих характеристик, оптимизация распреде-
ления информационных потоков между эки-
пажами СН, БСК и орбитального самолета
(ОС) МАКС.
4.	Разграничение функций навигационно-пи-
лотажного комплекса СН и автоматизирова-
нной системы управления подготовки пуска,
систем отображения информации и органов
управления СН и БСК.
5.	Создание информационно-концептуаль-
ной модели “экипажи СН+БСК+ОС”.
6.	Определение функциональной загрузки
экипажа БСК с учетом необходимости при-
нятия ответственного решения на пуск или
отмену пуска.
БСК предназначен для решения следую-
щих задач:
•	предполетная подготовка комплекса;
•	управление системами в процессе выпол-
нения совместного полета в район старта;
•	предпусковая подготовка полезной нагруз-
ки (ПН) и пуск ее в точке старта;
•	осуществление операций по отмене пуска
при возникновении нештатных ситуаций;
•	управление бортовыми системами при воз-
вращении на базовый аэродром в случае
отмены пуска;
•	обеспечение условий работы аппаратуры
БСК;
•	обеспечение электроэнергией систем, входя-
щих в состав БСК и ПН;
356
•	послеполетная проверка систем БСК;
•	обеспечение условий работы экипажа БСК.
При разработке БСК учтены следующие
особенности:
•	использование современной элементной
базы с целью достижения наилучших показа-
телей производительности, надежности, га-
баритно-массовых характеристик и электро-
потребления;
•	возможность реконфигурации и функцио-
нального резервирования для достижения
высоких характеристик живучести;
•	использование общего внешнего запоми-
нающего устройства (ВЗУ), сохраняющего
данные по состоянию работы БЦВМ при
сбоях, отказах, переходах на резерв;
•	применение принципов мультиплексирова-
ния при передаче информации с целью мини-
мизации связей между системами;
•	использование принципов аппаратного
резервирования, мажоритирования входящей
в БСК аппаратуры с целью достижения наи-
лучших показателей надежности и отказоус-
тойчивости;
•	поблочное резервирование аппаратуры,
входящей в БСК, в том числе линий связи;
•	применение встроенных средств контроля;
•	широкое использование опыта, полученно-
го при проектировании, постройке и полетах
“Бурана” и его аналогов.
Главные трудности лежат в области эрго-
номического проектирования при создании и
отработке концептуальной модели “экипаж
БСК - экипаж ОС”.
Основной объец задач управления систе-
мами БСК выполняется в автоматическом
режиме, и на операторов возлагаются функ-
ции контроля прохождения сигналов и испол-
нения команд управления. Однако операторы
могут и должны непосредственно выполнять
определенные функции управления бортовы-
ми системами.
Перечень ситуаций, в которых на опера-
торов может быть возложена функция управ-
ления, порядок выполнения операций, спо-
собы переходов от автоматического режима к
автоматизированному или ручному и обрат-
но с учетом штатных алгоритмов управления
уточняется по результатам стендового моде-
лирования и макетирования.
Контроль и управление системами прово-
дится в трех режимах:
•	автоматическом - без вмешательства опера-
тора в процесс управления, но с обеспечением
информации о состоянии бортовых систем на
средствах системы отображения информации
в объеме, достаточном для правильной оцен-
ки операторами текущей ситуации;
•	автоматизированном - диалоговом (ввод
данных, коррекция уставок, выбор режима
контроля и т.д.) с использованием много-
функциональных средств управления;
•	ручном - диалоговое управление режимами
и ветвями контроля, управление системами и
процессами с контролем прохождения и
исполнения команд через мультиплексный
канал информационного обмена и по прямым
связям от пультов управления системами.
На операторов бортового стартового
комплекса возлагается выполнение следую-
щего основного объема задач:
•	участие в вводе и коррекции полетного за-
дания, контроле текущего состояния систем;
•	ввод и коррекция уставок;
•	ведение информационного обмена с экипа-
жами орбитальной ступени и самолета-носи-
теля, а также с наземными пунктами управле-
ния и слежения;
•	контроль прохождения команд и сигналов;
•	экспресс-анализ результатов контроля ав-
томатического режима работы систем БСК;
•	панорамный телевизионный контроль сис-
тем второй ступени МАКС на участках сов-
местного полета с СН и разделения;
•	управление в автоматизированном и руч-
ном режимах;
•	контроль параметров;
•	контроль состояния экипажа ОС;
•	выявление и парирование нештатных
ситуаций;
•	выбор режимов контроля и управления
системами БСК;
•	проведение послестартовых операций и
операций при отмене пуска;
•	выпуск экспресс-отчета.
Последовательность решения задач опре-
деляется циклограммой работы, учитываю-
щей процедурные временные затраты и пси-
хофизиологические возможности человека-
оператора (рис. 1).
При анализе задач, выполняемых экипа-
жем БСК, становится очевидным, что основ-
ная проблема заключается в определении ра-
ционального количества операторов, органи-
зации их деятельности и взаимодействия. При
этом необходимо стремиться к минималь-
ному числу операторов при условии безоши-
бочного выполнения ими своих функций.
Имеющиеся в НПО “Молния” разработки по-
зволяют сделать предварительный вывод о
целесообразности использования экипажа
БСК в составе двух человек.
357
Пред iWPW t = 0	:тарт. t=15 мин 	tkier t=30 мин	Полети зону пуска t г- 4 часа	и ПУ 1=15 МИИ	ГС скй t=3 МИН:?		ПР <*15- 40с	Работа СР
	t6 15	t7 45	<9 405	til	420	tl3	t#t*	tie 40
Рис. 1. Циклограмма работы экипажа БСК:
НГС - набор готовностей систем; СР - средства разделения; ПР - принятие решения;
подэтапы:
to - te - проведение проверок БС через автоматизированную испытательную станцию
(АКИПС), проведение тест-контроля БС через АСУПП, формирование обобщенного
критерия исправности и готовности БС и выдача в БКУ набора готовностей систем
(НГС), отключение наземных систем и АКИПС, уход наземного экипажа;
t? -19 - получение разрешения на взлет (по готовности СН, НКУ и т.д.);
t9 -112 - набор высоты, полет в зону пуска, барражирование (при необход имости);
112 -1в - предпусковой тест-контроль БС, набор готовностей систем на этап пуска;
t# - принятие решения ПР на пуск, доклад в ЦУП;
t# -1* - время возможности принятия решения на проведение предпускового маневра
и начало проведения;
116 - выполнение предпускового маневра и пуск, момент разрыва механических связей
СР, режим двигателя ПН = 90%.
БСК размещен в отсеках фюзеляжа само-
лета-носителя Ан-225 “Мрия” и обеспечивает
подготовку к пуску и пуск полезной нагрузки
(ПН), а также выполнение операций при от-
мене пуска в случае возникновения нештат-
ных ситуаций. Под полезной нагрузкой пони-
мается комплекс агрегатов и устройств, раз-
мещаемых на узлах внешней подвески СН
Ан-225: внешний топливный бак, орбиталь-
ный пилотируемый самолет, орбитальная
беспилотная ступень, экспериментальные са-
молеты-демонстраторы и т.д.
В состав БСК входят:
•	автоматизированная система управления
подготовкой пуска и пуском (АСУПП);
•	система отображения информации (СОИ)
БСК;
•	система электроснабжения (СЭС);
•	система телевизионного внешнего обзора и
сопровождения (ТВОС);
•	система разделения (СР);
•	пневмогидравлическая система маршевой
двигательной установки (ПГС БСК МДУ);
•	система воздушного термостатирования
(СВТ);
•	система жидкостного термостатирования
(СЖТ);
•	система защиты от взрыва и пожара
(СЗВП, в составе ПГС);
•	система бортовых телеметрических измере-
ний (СЕТИ).
АСУПП предназначена для автоматизи-
рованного управления процессами предпо-
летной и предстартовой подготовки ПН на
всех этапах подготовки и полета, включая
подготовку пуска и пуск.
АСУПП решает следующие задачи:
•	тест-контроль и подготовка систем к
работе;
•	реализация целевых программ контроля
подготовки к пуску и пуска изделия на всех
этапах предстартовой подготовки;
•	документирование информации по резуль-
татам реализации ПСП, в том числе действий
операторов БСК;
•	ввод полетных заданий;
•	обеспеченйе выдачи информации на сред-
ства индикации и управления системами от
СОИ БСК.
В состав АСУПП входят:
•	БЦВМ;
•	внешнее запоминающее устройство (ВЗУ);
•	мультиплексный канал информационного
обмена (МКИО);
•	аппаратура документирования информа-
ции (АДИ);
•	расширитель мультиплексного канала
(РМК);
•	устройство загрузки программного обеспе-
чения (УЗПО);
•	системное программное обеспечение (ПО),
включающее операционную систему, прог-
раммы обеспечения проведения испытаний,
тест-контроля и диагностирования, докумен-
тирования информации;
•	целевое ПО, включающее ПО обеспечения
ПСП, технического состояния БС БСК, под-
358
готовки к пуску и пуска, взаимодействия с
БКУ ПН.
Информационный обмен БЦВМ АСУПП
осуществляется по мультиплексным каналам
обмена с системами БСК, АКИПС и ПН по
ГОСТ 26 765.52-87 (рис. 2).
Задача обработки информации с уст-
ройств контроля БС предполагает определе-
ние работоспособности всех систем ПН и
БСК путем опроса параметров и выработку
обобщенных характеристик состояния, выда-
ваемых операторам и на систему докумен-
тирования.
БЦВМ предназначена для выполнения
следующих задач:
•	вычисление необходимых уставок обра-
ботки информации с устройств контроля БС
в предпусковой период;
•	анализ состояния и управления устрой-
ствами БСК;
•	организация и управление потоками
информации между системами и ВЗУ и др.
Обмен информацией между БЦВМ
АСУПП и БКУ ПН осуществляется посредст-
вом программного управления потоками ин-
формации с временным разделением и испо-
льзованием трех резервированных каналов
передачи информации. Цель предстартовой
подготовки - включение бортовых систем и
агрегатов и их выведение в режим стартовой
готовности, соответствующей моменту отде-
ления ПН от СН.
В процессе набора режимов и последу-
ющего функционирования аппаратуры про-
водится контроль технического состояния
всего программно-аппаратного комплекса.
Структура предстартовой подготовки
бортового оборудования ПН и БСК в составе
АКК с использованием аппаратных и прог-
раммных средств АКИПС и АСУПП предус-
матривает последовательное выполнение сле-
дующих этапов:
•	подготовка на Земле;
•	контроль технического состояния бортовых
систем ПН и БСК при полете в зону пуска;
•	подготовка ПН непосредственно перед
пуском.
На этапе подготовки производится вклю-
чение, вывод на режим и тестирование БС
БКУ ПН и БСК. Первоначальное включение
БС производится с помощью наземной
автоматизированной испытательной станции
(АКИПС). После выхода аппаратуры на
режим происходит передача управления, и
АКИПС переводится в режим “монитора”.
В процессе функционирования АСУПП
выдает команды на проведение тестовых
проверок БС БСК и, получая информацию
Рис. 2. Структурно-функциональная схема БСК
359
от БС о готовности, формирует обобщенный
критерий исправности и годности комплекса
к выполнению задачи, после чего выдается
команда на начало движения.
На этапе полета в зону пуска и барражи-
рования АСУПП управляет БСК и постоянно
контролирует техническое состояние систем.
На пусковом этапе с помощью АСУПП
производится окончательное тестирование и
вывод на режим систем ПН и БСК, участ-
вующих на этапе выведения (СР, МДУ и т.д.).
На данном этапе управление бортовыми
системами передается от АСУПП непосредст-
венно на БКУ ПН.
После выполнения пуска АСУПП про-
должает управление бортовыми системами
БСК (выключение части БС БСК, не участ-
вующих в работе на этапе возвращения СН
на аэродром базирования).
СОИ БСК выполняет следующие задачи:
•	отображение информации экипажу БСК о
навигационной обстановке и состоянии бор-
товых систем;
•	выдача управляющих воздействий в бор-
товые системы.
В состав системы отображения входят:
•	комплекс средств электронной индикации
(КСЭИ), включающий в себя полноцветные
экранные индикаторы и многорежимные
пульты управления;
•	блоки формирования изображения;
•	электронные блоки информационного обес-
печения;
•	функциональные пульты управления и кон-
троля систем БСК;
•	синтезатор речи;
•	аппаратура речевого ввода информации;
•	вычислительная система;
•	жгуты и кабели.
Система электроснабжения и распределе-
ния электропитания предназначена для элект-
ропитания аппаратуры БСК и полезной
нагрузки.
В состав СЭС входят:
•	выпрямительные устройства;
•	аккумуляторные батареи;
•	распределительные силовые устройства;
•	приборы контроля, сигнализация, органы
управления;
•	кабельная сеть;
•	разъем аэродромного питания;
•	блок контроля напряжения.
СЭС вырабатывает электроэнергию сле-
дующих видов:
•	переменный трехфазный ток постоянной
частоты 400 Гц с номинальным напряжением
200/115 В;
•	постоянный ток с напряжением в точке
подключения выпрямительного устройства,
работающего параллельно с аккумуляторной
батареей 31,4...23 В, без перерыва питания.
Источник электрической энергии трех-
фазного тока СЭС - 4 канала системы
генерирования переменного тока самолета-
носителя.
Источник электрической энергии пос-
тоянного тока - 4 выпрямительных устройст-
ва, подключенные на 4 канала системы гене-
рирования трехфазного переменного тока.
Предусмотрено подключение к двум назем-
ным источникам тока.
Подключение наземного источника трех-
фазного тока выполняется с блокировкой,
исключающей параллельную работу назем-
ного и бортового источников тока.
Для защиты от короткого замыкания и
перегрузки каждая электроцепь имеет устрой-
ства электрической защиты.
При выходе из строя одного канала СЭС
постоянного или переменного токов потре-
бители переключаются на исправный канал.
При выходе из строя одного выпрямитель-
ного устройства питание потребителей БСК
данного канала сохраняется от второго ВУ.
Телевизионная система обзора и сопро-
вождения осуществляет:
•	внешний контроль состояния ПН на этапах
полета в район пуска, предстартовой подго-
товки и пуска ПН;
•	визуальное наблюдение за процессом
разделения СН и ПН;
•	визуальное автоматическое, полуавтомати-
ческое и ручное сопровождение ПН после
отделения от СН на этапе выведения в преде-
лах видимости с измерением координат поло-
жения ПН в картинной плоскости относи-
тельно осей СН;
•	отображение в реальном масштабе времени
ТВ-информации, получаемой от телевизион-
ных камер или воспроизводимой с магнит-
ных носителей на видеоконтрольном устрой-
стве операторов БСК;
•	регистрацию и хранение на магнитном но-
сителе (видеомагнитофоне) ТВ-информации.
В состав системы входят следующие
блоки, устройства и системы:
•	телевизионные камеры бокового и заднего
обзора;
•	поворотная платформа;
•	пульт управления;
360
•	система автоматического сопровождения и
выдачи координат объекта;
•	видеоконтрольные устройства (могут за-
действоваться из состава СОИ);
•	видеомагнитофон.
Телевизионные камеры обеспечивают
преобразование оптического изображения на-
блюдаемого объекта в полный телевизион-
ный сигнал.
Пневмогидравлическая система марше-
вой двигательной установки расположена на
борту СН, входит в состав БСК и служит для
предполетной и предстартовой подготовок
МДУ ПН, заправки ее компонентами топли-
ва, аварийного слива окислителя в случаях
отмены пуска ПН и обеспечения пожаро-
взрывобезопасности ПН.
В состав системы ПГС МДУ БСК входят:
•	система снабжения газами для продувки
магистралей, раскрутки бустерных насосных
агрегатов, предпусковой продувки полостей
двигателя, дополнительного наддува бака
окислителя при аварийном сливе кислорода;
•	система слива жидкого кислорода при от-
мене запуска маршевого двигателя в полете;
•	система снабжения газами для продувки
отсеков ПН;
•	система обеспечения предполетной подго-
товки МДУ ПН и заправки баков компонен-
тами топлива и баллонов газами.
СЗВП имеет следующее назначение:
•	обеспечение непрерывного автоматическо-
го контроля пожаровзрывоопасных концент-
раций компонентов топлива в отсеках ПН;
•	продувка инертным газом отсеков ПН
перед отделением от СН с момента захолажи-
вания расходных магистралей и маршевого
двигателя;
•	определение пожаровзрывоопасных ситуа-
ций в отсеках и тушение возможных заго-
раний после отделения ПН от СН.
СЗВП состоит из средств газового конт-
роля, средств хранения и доставки пожаро-
тушащих и флегматизирующих веществ;
автоматики СЗВП, осуществляющей конт-
роль, управление работой, сопряжение с
АСУПП, СОИ, СЭС, БКУ, СЕТИ; средств
сигнализации и индикации.
СЗВП обеспечивает тушение возможных
возгораний путем подачи в отсек пожароту-
шащего вещества по сигналам средств пожар-
ной сигнализации и индикации.
Средства разделения осуществляют:
•	фиксацию ПН на самолете-носителе на всех
режимах их совместного полета;
•	электропневмогидравлическую связь меж-
ду ПН и СН;
•	контроль и выдачу в БКУ сигналов состоя-
ния средств и готовности их к применению;
•	обеспечение безопасного отделения ПН от
СН при выполнении штатного пуска и в неш-
татных ситуациях.
СР включают в свой состав:
•	передний и задний силовые узлы связи
между ПН и СН;
•	разъемные соединения магистралей и
электропневмогидравлических связей ПН и
СН;
•	аппаратуру автоматики и контроля.
Система воздушного термостатирования
в составе бортового стартового комплекса
служит для поддержания заданного диапа-
зона температур в негерметичных отсеках
ПН, наддува и вентиляции при наземной
эксплуатации и в совместном полете с само-
летом-носителем.
В состав системы входят:
•	воздухо-воздушный теплообменник;
•	турбохолодильная установка;
•	влагоотделитель;
•	регулятор температуры воздуха;
•	блок управления с контрольными датчи-
ками температуры и давления.
Система жидкостного термостатирования
предназначена для обеспечения термостати-
рования жидкого теплоносителя системы
терморегулирования.
СЖТ состоит из следующих функциона-
льных частей:
•	двухконтурной гидросистемы;
•	аппаратуры электроавтоматики;
•	микропроцессора;
•	холодильных машин с рабочим телом.
Управление СВТ и СЖТ БСК осуществ-
ляется от АСУПП.
Система бортовых телеметрических изме-
рений (СБТИ) обеспечивает сбор измеритель-
ной информации от чувствительных элемен-
тов (датчиков), электронных устройств, бор-
товых вычислительных средств, преобразо-
вание сигналов, обработку, хранение, пере-
дачу по автономной либо совмещенной
радиолинии, прием наземными (подвижными
либо стационарными) станциями, регистра-
цию, первичную обработку информации и
представление результатов измерений в удоб-
ном для восприятия виде.
Система осуществляет сбор измеритель-
ной информации от АСУПП, СОИ-ОУ,
ТВОС, СВТ, СЖТ, СР, СЭС, ПГС БСК МДУ.
Учитывая объем и виды измерений, сос-
тав потребителей телеметрической информа-
ции, пропускную способность каналов связи,
361
режимы связи и требования по оперативности
представления результатов измерений, СБТИ
строится на следующих принципах:
•	адресный сбор измерительной информа-
ции, обеспечивающий устранение избыточ-
ности, перераспределение информативности
между источниками информации;
•	гибкое программирование процесса сбора
(изменение частот опроса параметров и их
количества) для оптимального использования
пропускной способности радиоканала, емко-
сти ЗУ и обеспечения возможности совмест-
ной работы с другими измерительными
системами;
•	прием несинхронных цифровых потоков
информации по МКИО в стандарте
ГОСТ26765.52-87;
•	локальный принцип сбора информации;
•	сбор ТМИ с отделяющихся объектов по
кабелю через отрывные разъемы;
•	передача ТМИ через автономную радио-
линию.
•	передача ТМИ через совмещенную радио-
линию;
•	передача информации в другие измери-
тельные системы;
•	формирование на передачу коротких сооб-
щений (телесигнализация);
•	управление от БСК (БЦВМ) либо спе-
циального пульта по матричным командам.
Информативность системы ограничива-
ется пропускной способностью линий связи,
что позволяет обеспечить передачу, в основ-
ном, обобщенных параметров систем БСК.
Выводы
Разработка БСК коллективом предприя-
тия выполнена и защищена в объеме
эскизного проекта. Результаты проработки
темы подтвердили правильность выбранного
направления проектирования БСК Много-
целевой авиационно-космической системы.
Имеющийся научно-технический задел пока-
зывает, что применение бортового стартового
комплекса возможно в качестве универсаль-
ного средства, осуществляющего запуск лю-
бого орбитального или экспериментального
летательного аппарата, имеющего соответст-
вующие характеристики.
На последующих этапах проектирования
предстоит уделить особое внимание созданию
и отработке концептуальной модели “экипаж
БСК - экипаж ОС”, включая информацион-
ное обеспечение, взаимодействие экипажей и
их безопасность.
УДК 629.782.051
БОРТОВОЙ КОМПЛЕКС УПРАВЛЕНИЯ МАКС
М.П. Балашов, С.В. Гордийко, А.Г. Каримов
Рассматриваются структура и принципы построе-
ния бортового комплекса управления перспективной
системы МАКС. Проанализированы задачи, решаемые
бортовым комплексом управления и бортовым вычисли-
тельным комплексом как средством интеграции разно-
родной бортовой аппаратуры, проведен сравнительный
анализ федеративной децентрализованной и централи-
зованной структур бортовых вычислительных комплек-
сов, обоснованы преимущества федеративной струк-
туры. Рассмотрены характеристики БЦВМ и струк-
тура информационного обмена между системами.
Бортовой комплекс управления (БКУ)
Многоцелевой авиационно-космической
системы (МАКС) представляет собой интег-
рированный комплекс программно-аппарат-
ных средств, обеспечивающий решение задач
управления движением изделия и взаимо-
действие систем бортового оборудования на
всех этапах полета изделия: от момента
взлета в связке с самолетом-носителем (СН)
до пробега и остановки на взлетно-посадоч-
ной полосе (ВПП).
Реализуя указанные функции, БКУ реша-
ет следующие основные задачи:
•	в соответствии с заданной программой
подготовки и полета МАКС ( в связке и после
разделения) производит автоматическое упра-
вление работой бортовых систем в штатных и
нештатных ситуациях, формирует команды
на разделение соответствующих ступеней
связки;
•	проводит контроль и диагностику техниче-
ского состояния бортовых систем, управляет
обменом информацией между взаимодейст-
вующим системами, формирует объемы ин-
формации для передачи на Землю и на борто-
вые средства накопления и запоминания;
•	выполняет реконфигурацию бортовых сис-
тем при отказах в полете, отключение неисп-
равных блоков и включение резервных;
•	осуществляет автоматическое управление
движением центра масс и вокруг центра масс
элементов МАКС на участках выведения,
орбитального полета, спуска, посадки и про-
бега по ВПП до остановки;
•	обеспечивает:
-	требуемые характеристики устойчивости и
управляемости и предотвращение выхода на
критические параметры движения;
-	определение, обработку и выдачу абонен-
там информации об основных и пилотажно-
навигационных параметрах на всех участках
полета элементов МАКС;
-	формирование тормозного импульса при
подготовке к спуску.
БКУ МАКС в автономном режиме фор-
мирует пилотажно-навигационные парамет-
ры с точностью, необходимой для управления
363
на всех участках траектории движения и
автоматической посадки на аэродромы.
На борту орбитального самолета МАКС
решаются следующие задачи:
•	управление движением и стабилизацией;
•	управление навигацией и ориентацией в
пространстве;
•	отображение информации и взаимодейст-
вие с пилотом по управлению;
•	сбор и передача телеметрической информа-
ции, взаимодействие с наземными средствами
обеспечения полета по радиоканалу.
В основу построения структуры БКУ
положены следующие основные принципы:
• иерархичность;
•	модульность аппаратно-программных
средств БКУ, позволяющая распараллелить
разработку и сократить сроки разработки;
•	функциональное и аппаратное резервиро-
вание для достижения требуемых показателей
живучести, надежности и отказоустойчивости
системы;
•	использование мультиплексных каналов
передачи информации с целью уменьшения
массы бортовой кабельной сети;
•	использование вычислительных средств,
построенных на базе заказных СБИС и по-
зволяющих в максимальной степени сокра-
тить массово-габаритные характеристики и
характеристики электропотребления аппара-
туры БКУ;
•	развитая система контроля и диагности-
рования, использование принципов построе-
ния экспертных систем при разработке
программно-математического обеспечения.
Указанные принципы и особенности
построения БКУ реализуются при построении
федеративной децентрализованной структуры
бортового вычислительного комплекса (БВК)
и интерфейсных связей аппаратуры в струк-
туре БКУ. Бортовой комплекс управления
МАКС (рис. 1) включает в себя следующие
функциональные системы:
•	бортовой вычислительный комплекс;
•	навигационно-пилотажный комплекс
(НПК), который, в свою очередь, состоит из
системы автоматического управления (САУ)
и информационной пилотажно-навигацион-
ной системы (ИПНС);
•	систему управления бортовыми системами
(СУБС);
•	систему контроля и диагностирования
(СКД);
•	систему отображения информации и орга-
нов управления (СОИ-ОУ);
•	систему бортовых телеметрических измере-
ний (СБТИ);
•	бортовой радиотехнический комплекс
(БРТК).
БКУ взаимодействует по сетевому интер-
фейсу с автоматикой двигательной установ-
ки, системой управления полезным грузом, с
автоматизированной системой управления
подготовки и пуска (АСУ ПП), средствами
наземного контроля - автоматизированной
контрольно-испытательной передвижной ста-
нцией (АКИПС).
БВК предназначен для организации уп-
равления потоками информации между систе-
мами БКУ, комплексирования функциональ-
ных систем, реализации программно-матема-
тического обеспечения (ПМО) и синхрониза-
ции работы систем.
Навигационный пилотажный комплекс
(НПК) МАКС осуществляет решение задач
управления на всех этапах полета и состоит,
в свою очередь, из информационной пило-
тажно-навигационной системы (ИПНС) и
системы автоматического управления (САУ)
полетом. ИПНС служит для формирования
навигационных и пилотажных параметров,
необходимых для решения задач МАКС на
всех этапах полета. САУ решает задачи
автоматического управления полетом на уча-
стках разделения, выведения, орбитального
полета, входа в плотные слои атмосферы,
спуска, предпосадочного маневрирования,
захода на посадку, посадки и пробега по ВПП
до остановки.
Система управления бортовыми система-
ми (СУБС) представляет собой комплекс про-
граммно-аппаратных средств, осуществляю-
щий контроль функционирования бортовых
систем (БС) и управление их работой на всех
участках полета МАКС.
Система контроля и диагностирования
(СКД) выполняет функции контроля, диагно-
стирования и прогнозирования технического
состояния БС МАКС в процессе полета и при
проведении наземных проверок.
Основным средством взаимодействия эки-
пажа с комплексом бортового оборудования
является система отображения информации и
органов управления(СОИ-ОУ), которая ре-
шает задачи отображения экипажу парамет-
ров движения и навигации в автоматическом,
полуавтоматическом и ручном режимах
работы.
Система бортовых телеметрических изме-
рений (СБТИ) служит для получения измери-
тельной информации при отработках, натур-
ных испытаниях и штатной эксплуатации
МАКС. СБТИ представляет собой комплекс
364
к автоматике двигательной
установки, системе управления
полезным грузом, АСУПП СН, АКИПС
Рис. 1. Структурная схема БКУ и взаимодействующих с ним систем
бортовых и наземных средств, обеспечиваю-
щих представление измерительной информа-
ции различным потребителям в виде удобном
для восприятия и дальнейшего анализа.
Для выдачи с Земли на борт орбиталь-
ного самолета МАКС команд радиоуправ-
ления при возникновении нештатных или
аварийных ситуаций предусматривается при-
менение бортового радиотехнического комп-
лекса (БРТК).
При взаимодействии БКУ с системами
АСУПП выполняется предполетный кон-
троль бортового оборудования и решаются
задачи пуска с подвижного старта.
БВК является средством интеграции раз-
нородной аппаратуры в единый комплекс
средств БКУ, реализующий ПМО, и выпол-
няет следующие основные функции:
•	комплексирование функциональных
систем;
•	реализация программно-математического
обеспечения (ПМО) и логики работы БКУ
при управлении взаимодействием систем по
шинам каналов информационного обмена;
•	синхронизация работы ПМО функциональ-
ных систем;
•	организация управления потоками инфор-
мации между функциональными системами.
Диапазон возможных вариантов структур
бортовых вычислительных комплексов огра-
ничивается с одной стороны децентрализо-
ванными (федеративными) структурами, с
другой - полностью централизованными
структурами.
В централизованной структуре БВК
функции БЦВМ значительно усложнены: она
решает задачи обработки информации от
365
навигационных систем, комплексной обра-
ботки этой информации, задачи централизо-
ванного автоматического контроля всего
комплекса оборудования, обеспечивает объе-
диненную индикацию и управление и т.д..
При реализации такой структуры предъяв-
ляются особые требования к БЦВМ и услож-
няется процесс разработки и отладки прог-
раммного обеспечения.
Анализ централизованной структуры
БВК показывает, что она обладает следую-
щими недостатками:
•	высокие требования, предъявляемые к
БЦВМ по быстродействию, объемам памяти
и каналам связи;
•	сложность и громоздкость технологии раз-
работки программного обеспечения;
•	необходимость отладки и изменения всего
ПМО при изменениях и модификации его
частей;
•	функциональная зависимость и корреляция
решаемых задач.
Основной недостаток такой структуры -
практическая невозможность параллельной
разработки и отработки отдельных подсистем
бортового оборудования.
Использование многомашинных борто-
вых комплексов позволяет преодолеть недо-
статки, присущие БКУ с центральной БЦВМ.
Вместе с тем, применение таких систем обу-
словлено стремительным повышением инте-
грации средств вычислительной техники,
снижением их массогабаритных и энергетиче-
ских характеристик.
Основной признак федеративной децен-
трализованной структуры БВК - наличие в ее
составе самостоятельно функционирующих
систем, каждая из которых имеет собственные
вычислительные средства. К основным пре-
имуществам федеративной децентрализован-
ной организации БВК относятся:
•	функциональная независимость решаемых
задач;
•	оптимальное выделение (выбор) вычисли-
тельных ресурсов под различные функцио-
нальные задачи подсистем и возможность
выбора вычислительных средств систем конк-
ретным разработчиком систем;
•	высокая степень параллельности в выпол-
няемых вычислениях (при этом отсутствуют
ограничения по скорости выполнения вычис-
лений, что имеет место в централизован-
ной структуре БВК);
•	наращивание практически неограниченно
суммарной вычислительной мощности ком-
плекса при использовании простых и деше-
вых вычислительных средств;
•	менее строго^ определение проектных вы-
числительных ресурсов, возможность коли-
чественного их изменения и перераспределе-
ния в процессе рабочего проектирования;
•	относительная простота устройств сопря-
жения подсистем, обусловленная невысокой
скоростью и небольшим количеством сигна-
лов, передаваемых между подсистемами;
•	возможность параллельного выполнения
разработок различных подсистем, входящих
в БКУ (вследствие чего может быть достиг-
нуто одновременное окончание разработки и
отработки отдельных подсистем перед их
комплексной увязкой и отработкой);
•	повышение надежности путем применения
методов функционального резервирования
без существенного усложнения аппаратных
средств;
•	оптимальное сочетание функционального и
аппаратного резервирования и достаточной
глубины встроенных и программных средств
контроля и диагностики;
•	гибкость архитектуры БВК и гибкость
резервирования, допускающие возможность
реконфигурации систем в процессе полета.
Федеративная децентрализованная орга-
низация БВК наиболее полно отвечает требо-
ваниям МАКС.
В результате проработки и анализа задач,
решаемых МАКС, наиболее целесообразным
представляется создание БВК с использова-
нием БЦВМ, связанных между собой общим
сетевым интерфейсом и решающих отдельные
функциональные задачи в рамках федератив-
ной децентрализованной структуры (рис. 2).
Бортовое синхронизирующее устройство
(БСУ) обеспечивает в данной структуре син-
хронизацию работы БЦВМ и формирование
временных меток.
В ВЗУ хранится полетное задание, теку-
щие и заданные параметры, отдельные про-
граммные модули.
Мультиплексные каналы информацион-
ного обмена (МКИО) предназначены для
связи БЦВМ с периферийными контролле-
рами обмена (ПКО) и блоками сопряжения
систем. Обмен информацией по каналам
(рис. 1) осуществляется в соответствии с
ГОСТ 26765.52-87.
ПКО выполняет преобразование инфор-
мации, передаваемой из БЦВМ СУБС по
мультиплексному каналу. Передача разовых
команд управления из БЦВМ в БС обеспе-
чивается ПКО выдачи команд (ВК), а разо-
вых сигналов из БС в БЦВМ - ПКО опроса
датчиков (ОД).
366
БВК
БЦВМ		
КСК		КМК
СУБС		
средний уровень
(мультиплексный канал обмена)
МКИО СУБС
\верхний уровень
(сетевой канал
обмена)
шина синхрони-
зации
	►- =►-	БЦВМ СОИ-ОУ	◄=
		
—— ►- =►-	БЦВМ САУ	◄=
		
=►-	БЦВМ ИПНС	◄=
		
	►- =►-	БЦВМ БРТК-СБТИ	◄=
блок сопряж.
I—__________1
.... нижний уровень
\ (аналоговые, дискретные
команды и сигналы)
к датчикам, агрегатам БС
МКИО
► к средствам
индикации и
управления
МКИО
11► к подсистемам
САУ
МКИО
► к подсистемам
ИПНС
МКИО
► к подсистемам
БРТК-СБТИ
к автоматике ДУ, СУ ПГ,
АКИПС, АСУПП
Рис.2. Структура БВК и информационного обмена в БКУ
Для связи между ПКО с бортовыми
системами используется информационная ка-
бельная сеть. Первоначальное развертывание
БС производится по командам, выдаваемым
из ПКО ВК. Контроль исходного состояния
БС (в том числе контроль стыковки разъемов)
выполняется через ПКО ОД.
В состав БЦВМ БВК (рис. 3) входят:
•	процессор;
•	оперативное (О) и постоянное (П) запоми-
нающие устройства (ЗУ);
•	контроллеры сетевого и мультиплексных
каналов обмена (КСК, КМК);
•	вторичный источник пигания(ВИП).
367
При выборе БЦВМ необходимо руковод-
ствоваться следующими характеристиками:
•	основной формат данных - 32 разряда, про-
изводительность - не менее 1 млн.оп./с ;
•	объем постоянного запоминающего уст-
ройства - не менее 512 Кбайт;
•	объем оперативного запоминающего уст-
ройства - не менее 512 Кбайт;
•	каналы обмена - мультиплексные и сетевой;
•	входы - прерывания и временных меток;
•	масса - не более 5 кг;
•	энергопотребление - не более 30 Вт.
Выбранная структура БВК (рис. 2) опре-
деляет 3-уровневую организацию информа-
ционного обмена между системами:
•	верхний уровень - взаимодействие функ-
циональных систем БКУ по СКО;
•	средний уровень - связь между БЦВМ
каждой функциональной системы БКУ с
блоками сопряжения систем и ПКО, взаимо-
действующими по мультиплексным линиям
связи;
• нижний уровень сопряжения - связь между
ПКО и датчиками и агрегатами БС (обмен
релейными, аналоговыми и другими
сигналами).
В СУБС нижний уровень сопряжения
обеспечивает первоначальное развертывание
систем БКУ.
Рассмотрим технические характеристики
информационного обмена в БКУ.
Верхний уровень информационного обме-
на в БКУ. Обмен информацией между функ-
циональными системами БКУ осуществляется
посредством программного управления пото-
ками информации с временным разделением
по сетевому каналу обмена (СКО).
Абоненты СКО - БЦВМ функциональ-
ных систем БКУ: СУБС, СОИ-ОУ, НПК
(САУ, ИПНС), БРТК/СБТИ, а также ВЗУ.
Обмен информацией между БЦВМ
производится по интерфейсу с использова-
нием резервированных каналов передачи
информации.
Информация в абонент из СКО поступает
отдельно в каждую грань резервирования по
своему информационному каналу по схеме
“канал-грань”. Вывод информации из або-
нента в СКО производится из каждой грани
резервирования в свой информационный
канал по схеме “грань-канал”.
Средний уровень информационного обме-
на в БКУ. Информационный обмен среднего
уровня обеспечивается мультиплексными ка-
налами информационного обмена и служит
для связи БЦВМ с аппаратурой БС и ПКО.
Этот уровень имеет следующие особенности:
• сопряжение с бортовыми системами осу-
ществляется при помощи резервированных
к мультиплексным	к сетевому каналу
каналам	обмена
Рис.З. Структура БЦВМ
368
мультиплексных каналов передачи инфор-
мации;
•	в состав БС должны входить один или
несколько блоков сопряжения систем,
имеющих выход на мультиплексные каналы;
•	в ряде случаев в качестве блоков
сопряжения могут использоваться стандарт-
ные периферийные контроллеры обмена, а в
составе блоков сопряжения БС - адаптеры
мультиплексного канала;
•	процедура обмена информацией между
БЦВМ и БС организована таким образом,
что контроллером шины всегда является
КМК БЦВМ, а оконечными устройствами -
адаптеры мультиплексных каналов из состава
блоков сопряжения БС и ПКО.
Нижний уровень информационного об-
мена в БКУ. Информационный обмен ниж-
него уровня обеспечивается ПКО, которые
взаимодействуют с БЦВМ функциональных
систем по МКИО. ПКО является стандарт-
ным устройством, разрабатываемым в комп-
лекте с БЦВМ. ПКО преобразуют цифровую
информацию, поступающую из БЦВМ по
МКИО, а также сигналы от БС, в форму,
необходимую для выдачи в БС и в БЦВМ
соответственно.
Абонент (ПКО, блок сопряжения БС)
функционирует следующим образом. БЦВМ
формирует команду, поступающую в виде
кодового эквивалента в МКИО, абонент
исполняет полученную команду, а именно:
опрос состояния датчиков БС либо выдачу
команды в исполнительные устройства.
После опроса состояния датчиков инфор-
мация преобразуется в код и передается по
МКИО в БЦВМ.
При выдаче команды в БС абонент
формирует ответ через МКИО (квитанцию)
об исполнении в БЦВМ. БЦВМ осуществляет
периодический контроль исправности або-
нента путем опроса программно доступных
регистров состояния. В регистрах состояния
запоминаются результаты самоконтроля,
выполненного встроенными средствами
абонента.
Выделенные в структуре БВК БЦВМ
решают задачи СУБС, СОИ-ОУ, НПК,
БРТК, СБТИ.
Система управления бортовыми система-
ми (СУБС) представляет собой комплекс
программно-аппаратных средств для управ-
ления режимами полета и бортовыми
системами на всех этапах полета и при
предстартовой подготовке.
СУБС обеспечивает аппаратно-програм-
мную и функциональную интеграцию борто-
вого оборудования изделия и выполняет
следующие функции:
•	организует обмен информацией между
функциональными системами бортового
радиоэлектронного оборудования;
•	управляет бортовыми системами изделия в
штатных и нештатных режимах полета;
•	парирует нештатные ситуации при отказах
бортовых систем изделия.
Система контроля и диагностирования
(СКД) предназначена для контроля, диагно-
стирования и прогнозирования технического
состояния БС изделия в процессе полета и
при проведении наземных проверок. СКД
решает следующие задачи:
•	формирование и контроль обобщенных
параметров БС;
•	поиск места отказов в БС;
•	прогнозирование технического состояния
БС;
•	выдачу информации на СОИ-ОУ по
техническому состоянию БС в виде значений
контролируемых параметров.
СКД - функционально распределенная
система, решающая свои задачи с помощью
аппаратных средств контролируемых борто-
вых систем, БКУ изделия (рис. 4). Информа-
ция с датчиков первичной информации каж-
дой БС может поступать в соответствующую
БЦВМ как непосредственно, так и через
блоки сопряжения БС, в которых произво-
дится первичная обработка параметров.
БЦВМ функциональных систем обрабаты-
вают сигналы БС, реализуя алгоритмы поис-
ка места отказа, прогнозирования техничес-
кого состояния БС, вычисления вторичных и
обобщенных параметров БС и т.д. Информа-
ция, выдаваемая БЦВМ функциональных
систем, принимается при необходимости
АСУПП СН для регистрации параметров, а
также БЦВМ СУБС для реализации алго-
ритмов СКД верхнего уровня.
В БЦВМ СУБС реализуются алгоритмы
контроля и диагностирования, в которых
необходим анализ информации о техничес-
ком' состоянии различных БС. Кроме того,
БЦВМ СУБС потребляет контрольно-диагно-
стическую информацию, формируемую алго-
ритмами СКД в БЦВМ функциональных
систем и БЦВМ СУБС, для целей автома-
тического управления БС.
Информация СКД может быть исполь-
зована также наземными средствами контро-
ля в процессе межполетного обслуживания и
проведения регламентных работ.
369
от датчиков от датчиков
от датчиков
(измерение значений параметров)
Рис. 4. Структура СКД
Выводы
1.	Современные БЦВМ позволяют создать
бортовой комплекс управления МАКС на
принципах децентрализации вычислительных
средств по функциональным уровням, упро-
стить разработку и отработку аппаратуры и
ПМО и эффективно решать задачи интегра-
ции бортового оборудования.
2.	Децентрализованная федеративная струк-
тура БВК БКУ позволяет реализовать гиб-
кую, перестраиваемую при отказах структуру,
повышает надежность, быстродействие и
объемы памяти вычислительных средств.
3.	В настоящее время проводится поиск но-
вых принципов организации БВК с целью
повышения их эффективности, снижения
стоимости и оптимизации процессов обработ-
ки. Большие перспективы связываются с
модульным принципом построения БВК и
ПМО, а также с применением БЦВМ повы-
шенного быстродействия (десятки миллионов
операций в секунду), с большим объемом
оперативной и постоянной памяти.
370
УДК 629.782.086
ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ ОРГАНИЗАЦИИ
УПРАВЛЕНИЯ МАКС
О.Н. Некрасов, К.Г. Коровин
Рассмотрено распределение функций управления
между бортовым и наземным комплексами с возмож-
ностью непосредственного оперативного получения по-
требителями целевой информации как основы органи-
зации управления Многоцелевой авиационно-космической
системой (МА КС).
Летно-технические и эксплуатационные
особенности МАКС - многоразовость
применения, воздушный старт с самолета-
носителя, высокая оперативность решения це-
левых задач, возможность выполнения старта
в точках с практически любыми географи-
ческими координатами, необходимость обес-
печения малых эксплуатационных расходов и
низкой стоимости выведения на орбиту по-
лезной нагрузки - требуют от разработчиков
проекта формирования новых принципов ор-
ганизации управления авиационно-космичес-
кой системой. При этом в ходе разработки
интегрируются новейшие достижения авиа-
ционной и космической техники, в том числе
реализованные в программе “Буран”, а также
наиболее перспективные направления и кон-
цепции развития систем управления, выраба-
тываемые на стыке авиационной и космиче-
ской отраслей.
Наиболее важная задача при организации
управления МАКС - это рациональное рас-
пределение функций управления между бор-
товыми и наземными средствами, с одновре-
менным решением традиционного вопроса о
функциях человека-оператора в бортовом и
наземном контурах управления. Процесс
управления полетом авиационно-космичес-
кой системы предусматривает реализацию
следующих функций:
•	планирование полета и подготовка полет-
ного задания;
•	управление предстартовой подготовкой,
включая выход самолета-носителя (СН) в
зону старта и старт второй ступени МАКС;
•	управление полетом, в том числе при реше-
нии целевых задач, и контроль выполнения
целевых задач;
•	навигационное обеспечение полета, в том
числе определение координат, параметров
движения и ориентации ЛА, траекторное
управление;
•	стабилизация заданных режимов на орби-
тальном участке полета, управление режима-
ми работы бортовых систем, включая управ-
ление реконфигурацией в случае возникнове-
ния отказов и неисправностей;
•	управление межполетным обслуживанием,
в том числе комплексный контроль и прогно-
зирование технического состояния ЛА.
В ходе развития авиационной и космиче-
ской техники одновременно с совершенство-
ванием радиоэлектронных средств и элемен-
тов автоматики функции управления наращи-
вались и происходило их перераспределение
371
26*
между бортовыми и наземными средствами, а
также между автоматическим и ручным кон-
турами управления. При этом в силу законов
технического развития такое перераспределе-
ние носило зачастую либо односторонний,
либо неоправданно дублирующий, близкий к
полной подмене, характер. В первом случае
страдает техническая сторона дела и эффек-
тивность системы в целом, во втором -
значительно возрастают расходы на создание
и эксплуатацию системы, а ее эффективность
в целом практически не возрастает. Приме-
ром может служить создание при реализации
программы “Буран”, наряду с совершенным
для своего времени бортовым комплексом
автоматического управления, широкомас-
штабного как по количеству и номенклатуре
технических средств, так и по стоимости
наземного комплекса управления. Однако,
как оказалось впоследствии, наземный комп-
лекс практически не обеспечивал возмож-
ности управления на таких важных участках
полета, как выведение, спуск и посадка.
Основные причины этого:
•	информация на наземный контур посту-
пает после обработки бортовыми вычисли-
тельными средствами;
•	тракты приема-передачи и обработки ин-
формации, включая анализ действий чело-
века-оператора, имеют недопустимые для
активных участков полета временные харак-
теристики и задержки;
•	информация с наземного контура опять по-
ступает на вычислительные средства борто-
вого контура, которому такая информация
при нормальном (штатном и предусмотрен-
ном нештатном) функционировании не тре-
буется, а при аномальном (непредусмотрен-
ном нештатном) не позволяет парировать не-
штатные ситуации из-за указанных времен-
ных задержек.
Серьезную проблему до настоящего вре-
мени представляет низкая оперативность по-
лучения информации с орбиты, что объя-
сняется невозможностью непосредственного
подключения потребителей такой информа-
ции в наземный контур управления. Так,
например, “оперативность” получения инфо-
рмации с существующей орбитальной груп-
пировки спутников составляет от одной неде-
ли до полутора месяцев. Безусловно, во
многом это объясняется ведомственной моно-
полизацией доступа к информации, од нако и
технические принципы организации наземно-
го контура практически исключают возмож-
ность целенаправленного ее потребления.
Выводы
По результатам анализа имеющегося
опыта и обобщения современных тен-
денций и концепций, прорабатываемых в
авиационной и космической отраслях, можно
сформулировать следующие основные прин-
ципы организации управления МАКС:
1. Бортовой комплекс управления позволяет
реализовать максимальную, а в идеале пол-
ную автономность решения задач управления
полетом. При этом орбитальная ступень
может использоваться как в беспилотном, так
и в пилотируемом вариантах, а наличие чело-
века-оператора на борту и в контуре управ-
ления определяется только тематикой решае-
мых целевых задач.
2. Наземный комплекс управления условно
разделяется на две основные части по кругу
решаемых задач. Первая часть, именуемая на
современном этапе разработки КП АКБ
(командный пункт авиационно-космической
базы), обеспечивает решение задач управ-
ления оперативным планированием, подго-
товкой и выполнением собственно полета
МАКС, а также его межполетным обслужи-
ванием. КП АКБ является постоянной для
каждого полета функциональной структурой,
осуществляющей в ходе полета только кон-
троль выполнения полетного задания и при
необходимости его замену или корректиров-
ку. Вторая часть представляет собой имею-
щиеся и перспективные средства, системы,
центры и комплексы управления различной
ведомственной и отраслевой принадлежно-
сти, участвующие в выполнении целевой
задачи конкретного полета и потребляющие
соответствующую информацию. Указанные
средства имеют возможность гибкого опе-
ративного индивидуального или группового
включения в работу с МАКС при решении
соответствующих целевых задач с одновре-
менным выполнением собственных функций с
учетом использования получаемой с
МАКС информации. Такие принципы рас-
пределения функций управления между бор-
товыми и наземными средствами, а также в
пределах наземных средств позволяют обеспе-
чить максимальную эффективность примене-
ния МАКС, оперативность и целевую направ-
ленность поступающей при использовании
МАКС информации, а также значительно
снизить расходы по созданию и, что не менее
важно, эксплуатации авиационно-космичес-
кой системы.
372
УДК 629.782.001
ЗАДАЧИ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
В.А. Царёв
Рассматривается спектр задач, решаемых в космосе
авиационно-космическими системами с дозвуковым само-
летом-носителем в интересах народного хозяйства и
обеспечения национальной безопасности.
Значительные усилия всех промышленно
развитых стран, которые осуществляют
космическую деятельность, направлены на
обеспечение гарантированного доступа в
космос и повышение эффективности исполь-
зования космических систем. Более того,
США пришли к выводу, что достижение и
поддержание господства в космосе - одно из
главных условий обеспечения национальной
безопасности в современных условиях. Такая
постановка вопроса безусловно актуальна и
для России.
Достижение вышеуказанных целей безу-
словно возможно только за счет технологиче-
ских преимуществ и придания исключитель-
ной роли качественной стороне развития
космических средств. Поэтому во многих
странах широко развернуты работы по
проведению всесторонних комплексных
научно-практических исследований перспек-
тив развития космических операций. Главное
направлением этих исследований - определе-
ние оптимальных путей создания надежных и
эффективных космических систем при отно-
сительно низком уровне затрат на их
разработку и эксплуатацию. В первую оче-
редь это вызвано ограниченными возможно-
стями космических систем на базе одноразо-
вых ракет-носителей (PH), высокой стоимо-
стью космических операций, необходимо-
стью повышения интенсивности полетов в
космос и обеспечения доминирующего поло-
жения на международном рынке космичес-
ких услуг. При этом необходимо особо
отметить, что в настоящее время одним из
важнейших факторов, ограничивающих дея-
тельность в космосе, является экономичес-
кий фактор.
В современных условиях России экономи-
ческие проблемы космической деятельности
стоят еще более остро, чем в других странах.
Кроме общеизвестных трудностей нашей эко-
номики они в значительной мере обостряются
за счет дополнительных затрат, связанных с
арендой космодрома Байконур, необходимо-
стью дооснащения полигона в Плесецке, за-
планированным строительством нового кос-
модрома на Дальнем Востоке. Эти обстоя-
тельства являются серьезным препятствием
для расширения космической деятельности
России в ближайшем будущем.
Научно-исследовательскими и опытно-
конструкторскими работами, проведенными
НПО “Молния” совместно с рядом ведущих
институтов и ОКБ страны, было показано,
что решение проблемы относительно деше-
вого доступа в космос, повышения темпов
запуска и существенного расширения и
дополнения возможностей отечественных кос-
мических средств можно обеспечить за счет
создания авиационно-космических систем
(АКС) многоразового применения.
Полностью или частично многоразовые
АКС обладают свойствами, присущими
исключительно системам с воздушным
стартом орбитальных ступеней. К ним отно-
сятся:
•	возможность выведения на орбиты ИСЗ
полезных грузов практически без ограни-
чений на азимуты пусков й наклонения
орбит, включая геостационарные;
373
•	высокая оперативность решения широкого
круга задач;
•	незначительное, по сравнению с PH,
воздействие на окружающую среду за счет
применения экологически безопасных ком-
понентов топлива и резкого снижения уровня
акустических нагрузок у поверхности Земли;
•	возможность максимального использова-
ния опыта эксплуатации и инфраструктуры
авиационной техники;
•	отсутствие необходимости отчуждения
земель под поля падения отработавших
элементов конструкции.
Исходя из этого, можно наметить широ-
кие области применения АКС в интересах
науки, народного хозяйства, безопасности
страны и коммерческого использования кос-
мических систем.
Основные задачи АКС разделяются на
следующие классы:
•	выведение на околоземные орбиты и
возврат из космоса полезных грузов
различного назначения;
•	транспортно-техническое обеспечение кос-
мических объектов;
•	проведение аварийно-спасательных опера-
ций, научно-технических и технологических
экспериментов в околоземном космическом
пространстве;
•	исследование Земли и околоземного
воздушно-космического пространства;
•	срочная разведка районов техногенных и
природных чрезвычайных ситуаций;
•	выполнение специальных программ в
рамках международного сотрудничества и
обеспечения коллективной безопасности.
Стратегии создания многоразовых косми-
ческих средств во многом отвечает проект
Многоцелевой авиационно-космической сис-
темы (МАКС) разработки НПО “Молния”.
Расширению перечня задач МАКС в
значительной мере способствует возможность
создания этой системы в трех основных
вариантах: с пилотируемым или беспилотным
орбитальным самолетом (ОС) (со сменными
целевыми модулями оборудования) - МАКС-
ОС и в транспортном исполнении с блоком
выведения (БВ) - МАКС-Т.
Транспортные задачи
Ршение этих задач обеспечивается всеми
вариантами МАКС. Принципиальное
отличие от случаев применения для этих
целей одноразовых PH состоит в том
обстоятельстве, что в случае применения
варианта системы МАКС-ОС возможно не
только выведение на околоземные орбиты
спутников различного назначения, но и их
возврат на Землю для технического
обслуживания, ремонта и замены вышедшего
из строя оборудования.
МАКС является также эффективным
средством оперативного наращивания и вос-
становления информационных систем и
средств постоянного космического базиро-
вания.
Транспортно-техническое обеспечение (ТТО)
космических объектов
Задача ТТО предусматривает обслужи-
вание как пилотируемых орбитальных
станций научно-исследовательского назна-
чения типа “Мир”, так и автоматических
орбитальных станций (платформ), предназна-
ченных для промышленного производства
уникальных материалов и биопрепаратов в
условиях невесомости и глубокого вакуума.
В первом случае с помощью МАКС-ОС
можно осуществлять доставку и возвращение
экипажей, оборудования и результатов экспе-
риментов, обеспечивать ремонтно-восстано-
вительные работы, транспортировку на стан-
цию топлива и расходуемых материалов. Во
втором случае обеспечивается доставка на
станцию экипажей для пусконаладочных и
ремонтных работ и возвращение их на Землю,
доставка на станцию полуфабрикатов для
производственных процессов и возвращение
на Землю продукции, произведенной на
орбите, сборка крупногабаритных космиче-
ских объектов из доставляемых на орбиту
модулей и другие операции.
Проведение аварийно-спасательных операций
Задача спасения экипажей аварийных
пилотируемых орбитальных станций по
мере развития космической деятельности со
временем становится все более приоритетной.
Насыщение околоземного космического про-
странства действующими, вышедшими из
строя или прекратившими активное сущест-
вование космическими аппаратами, элемен-
тами последних ступеней PH и т.п. пред-
ставляет серьезную опасность для экипажей
пилотируемых космических объектов.
Возможности МАКС-ОС по опера-
тивной подготовке к пуску и обеспечению
стыковки с терпящим бедствие космическим
кораблем в короткие сроки позволяют резко
повысить эффективность решения этой за-
дачи.
374
Дополнительные задачи АКС
Решение широкого спектра научных,
практических и специальных задач обес-
печивается возможностью установки на борту
ОС сменных модулей аппаратуры или полез-
ных нагрузок для выполнения конкретного
полетного задания.
На ОС может быть установлено обору-
дование различного назначения:
•	разведки природных ресурсов, районов
техногенных и природных чрезвычайных
ситуаций, последствий стихийных бедствий и
катастроф;
•	поиска судов и экспедиций, терпящих бед-
ствие;
•	оперативного экологического контроля и
зондирования заданных районов земной
поверхности;
•	астрономических исследований;
•	обеспечения оперативной информацией
геоинформационных региональных комп-
лексов;
•	проведения научно-технологических и
технологических экспериментов, в том числе
по получению уникальных материалов и
биопрепаратов;
•	оперативного контроля за соблюдением
международных договоров об использовании
космического пространства и ограничении
вооружений, очагами локальных войн, а
также для проведения инспекции космических
объектов в рамках совместных программ;
•	оперативной передачи целеуказаний при
решении вышеперечисленных задач;
•	навигации, связи и т.д.
Практически все вышеперечисленные
задачи могут быть предложены для реали-
зации на коммерческой основе. Кроме того,
не исключается решение задач в рамках
международного сотрудничества и обеспе-
чения коллективной безопасности под эгидой
стран СНГ, Совета безопасности стран
Европы или Организации Объединенных
Наций.
Основные достоинства МАКС (много-
разовость применения, многоцелевое назна-
чение и присущие только АКС свойства)
обеспечивают достижение целей, стоящих
перед отечественными создателями перспек-
тивных космических систем на рубеже XXI
века, к которым в первую очередь относятся:
• обеспечение рентабельности и экологичес-
кой безопасности космических средств;
•	значительное расширение круга решаемых
в космосе задач;
•	возможность базирования на территории
РФ;
•	реализация независимого доступа России в
космическое пространство в интересах обес-
печения национальной безопасности;
•	сохранение лидирующего положения нашей
страны в области освоения космического
пространства и поддержание конкуренто-
способности отечественных средств выведе-
ния на международном рынке космических
услуг.
Это позволит расширить участие России
в реализации международных программ,
значительно снизить затраты на содержание,
строительство и дооснащение полигонов,
создать необходимый научно-технический за-
дел и получить практический опыт для соз-
дания полностью многоразовых одноступен-
чатых систем, существенно улучшить поло-
жение в области обеспечения национальной
безопасности страны.
Безусловно, геополитические и страте-
гические интересы России в области освоения
космического пространства требуют более
активного проведения работ по созданию
авиационно-космических систем.
375
УДК 629.782.001.5
ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
ЭФФЕКТИВНОСТИ МНОГОРАЗОВЫХ АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
Ю.М. Косинский
Дается краткая информация о становлении в НПО
“Молния” направления технико-экономических исследо-
ваний прежде всего в области многоразовых авиационно-
космических систем. Показаны некоторые результаты
исследований, иллюстрирующие эффективность создания
и применения таких систем. В связи со сложным
финансовым положением России приводится возможная
последовательность развития авиационно-космических
систем от простого варианта суборбитального демон-
стратора космических технологий к полностью много-
разовой двухступенчатой системе выведения на базе
самолета-носителя.
Особенности проекта МАКС
Оптимальный базовый вариант МАКС
выбран на основе следующих предпо-
сылок и условий, обеспечивающих минималь-
ные сроки и стоимость разработки системы:
• высокая степень готовности базового
самолета “Мрия” для создания самолета-
носителя (СН);
•	максимальное использование конструк-
торского, технологического и эксперимен-
тального задела по ОК “Буран”;
•	применение существующих и близких к
внедрению технологий, конструкционных
материалов, обеспечивающих минимальную
“сухую массу” и габаритно-массовую реали-
зуемость проекта;
•	применение готовых или близких к готов-
ности двигателей и элементов бортового
оборудования;
•	отсутствие падающих на сушу элементов
и отчуждаемых территорий;
•	применение экологически чистых компо-
нентов топлива;
•	минимизация стоимости программы созда-
ния и применения системы.
Для комплексного решения этих задач в
НПО “Молния” были созданы новые специа-
лизированные подразделения, в том числе
отдел технико-экономических исследований.
Этому отделу поручалось выполнение расче-
тов и анализ технико-экономических показа-
телей (ГЭП) по всему жизненному циклу
систем: ОКР, производства и эксплуатации
летательных аппаратов. С 1976 года в этом
отделе работали автор этой статьи и другие
сотрудники, среди которых прежде всего
ведущие конструкторы ЛЛ.Новикова,
Г.П.Юрьев и другие. Коллективом этого
отдела разработаны на базе существующих,
например [1], [2], десятки методик для
расчетов ТЭП различных этапов жизненного
цикла летательных аппаратов (ЛА) [3,4].
В связи с высокой стоимостью однора-
зовых средств выведения космических систем
проблема создания многоразовых АКС с 70-х
годов стала наиболее важной. Актуальность
глубокого экономического анализа этапов
создания и применения систем, составляющих
стоимости проектирования, производства и
эксплуатации элементов АКС, а с этой целью
и разработка структуры критериев анализа,
были признаны в те годы одними из самых
важных направлений производственной дея-
тельности научных и инженерных кадров
ОКБ НПО “Молния”.
В качестве наиболее важных критериев
технико-экономического анализа и сравнения
вариантов систем ЛА принимались:
•	стоимость этапа НИОКР;
•	стоимость изготовления элементов систе-
мы;
•	суммарная стоимость программы создания
и применения системы;
•	стоимость единичного пуска или вылета;
•	стоимость выполнения типовой операции;
376
•	удельная стоимость выведения и некото-
рые другие технико-экономические показа-
тели, являющиеся функциями технических
характеристик анализируемых проектов.
При головном участии отдела технико-
экономических исследований ОКБ НПО
“Молния” разрабатывались методики и
проводились расчеты технико-экономических
показателей всех этапов жизненного цикла
АКС коллективами таких институтов
авиационной отрасли промышленности, как
НИАТ, НИИ экономики, НТЦ “Компас”,
ГосНИИАС. Силами указанных коллективов
были разработаны и согласованы десятки
методик, выполнены десятки НИР в направ-
лении поиска оптимального облика АКС
многоразового и многоцелевого использо-
вания.
Коллективы подразделений этих институ-
тов возглавлялись З.А.Гришановой, В.И.Де-
мухом, В.П.Демченко, В.И.Арчаковым.
Для различных этапов разработки АКС
имеются методики с различной степенью
глубины анализа, детализации составляющих
и, соответственно, точностью расчетов. На
самых первых этапах применяются более
укрупненные методики, так как известно
лишь минимальное количество исходных
данных. На последующих этапах, когда
спектр исследований технических характе-
ристик становится шире, применяются более
точные расчетно-теоретические методики.
На этапе разработки технического
проекта используются уже методики, обеспе-
чивающие близкие к фактическим значениям
ТЭП, так как в полной мере работает
кооперация по всем составляющим, доста-
точно полно определен облик системы и ее
технические и технологические характерис-
тики и могут быть оценены трудоемкости
работ и нормативы по всем составляющим
ОКР: проектирования, производства, экспе-
риментальных работ, летных испытаний,
эксплуатации и другие.
Анализ квантов полезных грузов, дина-
мики грузопотоков в России и за рубежом и
прогноз интенсивности полетов средств выве-
дения в космос в ближайшей перспективе
показали, что МАКС может выполнять до
75...85% прогнозируемых операций выведе-
ния в ближний космос.
Учитывая достаточно высокую степень
готовности проекта МАКС в настоящее
время (~ 20%), наличие основы эксперимен-
тальной стендовой базы и производственных
мощностей, реализация проекта МАКС могла
бы быть завершена за 5...6 лет, т.е. в начале
2000-х годов.
Прогнозируемые программы полетов в
космос к этому периоду, а также рынок
космических услуг, в том числе и коммер-
ческих в РФ, СНГ и за рубежом, настолько
значительны, что система типа МАКС могла
бы принести не только большой экономи-
ческий эффект (экономию бюджетных средств
на выполнение программ создания и полетов
- до 25...30% от общей суммы финансиро-
вания по сравнению с PH), но и позволила бы
России получить заметную прибыль от
реализации коммерческих пусков, очередь на
выполнение которых по прогнозам как в
Европе, так и в Америке в начале будущего
века все еще сохранится.
Так, например, выход системы МАКС на
внешний рынок космических услуг для
выведения и возвращения полезных грузов,
решения задач обеспечения станций типа
“Альфа” и других подобных услуг хотя бы в
объеме 15...20% рынка (5...6 полетов в год),
позволит России получать ежегодную чистую
прибыль (при условии сохранения мировых
цен на запуски в космос) не менее 400...500
млн.долларов в год. Даже при таком сравни-
тельно малом объеме внедрения в коммер-
ческий рынок космических услуг это позволит
только за счет коммерческих операций пол-
ностью окупить затраты на создание системы
МАКС за 5 лет.
Необходимо отметить при этом, что внед-
рение МАКС в коммерческий рынок косми-
ческих услуг далеко не единственный и не
главный источник погашения затрат на созда-
ние МАКС. Главным источником является
значительное сокращение расходов на еже-
годное выполнение программ полетов за счет
снижения стоимости пусков. Этот решающий
фактор при постепенном увеличении интен-
сивности применения МАКС в программах
РКА (например, 5 пусков на первом году, 15
пусков на втором и до 20...25 пусков начиная
с 3-го года применения) позволит уже за эти 3
первых года полностью окупить вложенные в
создание МАКС финансовые затраты за счет
снижения в 2...3 раза стоимости запусков по
сравнению со стоимостью пусков одноразо-
вых PH. Технико-экономические исследова-
ния и их результаты тщательно анализирова-
лись как силами НПО “Молния”, так и сов-
местно с НИИ экономики, ГосНИИАС и
НТЦ “Компас”.
Эксплуатация МАКС не только приведет
к существенному снижению ежегодных бюд-
жетных расходов, но и позволит избежать
засорения околоземного космического про-
странства одноразовыми элементами.
377
Преимущества МАКС
В разработке проекта МАКС НПО
“Молния” остается на переднем рубеже
создания многоразовых средств выведения
в космос, обеспечивающих широкий спектр
преимуществ по сравнению с существующими
одноразовыми системами выведения и за счет
этого увеличение интенсивности полетов в
космос в будущем.
Среди преимуществ дополнительно необ-
ходимо отметить следующие:
•	возможность выполнения воздушных тран-
спортных операций народнохозяйственного
назначения с помощью самолетов-носителей,
входящих в состав средств системы МАКС;
•	экологически чистые компоненты топлива
ЖРД;
•	отсутствие необходимости отчуждения
земель под поля падения ступеней, так как
одноразовый внешний топливный бак
падает в антиподную точку траектории,
которая всегда располагается в Мировом
океане;
•	система может выполнить большое коли-
чество народнохозяйственных и коммерчес-
ких задач в интересах отечественных и
зарубежных заказчиков;
•	оперативное решение задач, таких, как
разведка наземных и морских территорий,
инспекция космических объектов в интересах
международных организаций, спасение эки-
пажей, поиск терпящих бедствие объектов;
•	возможность возврата из космоса уникаль-
ных спутников и других объектов для
ремонта, исследований или повторного испо-
льзования;
•	возможность возврата к месту старта при
отказе от выполнения операции или неисп-
равности средств МАКС, безопасность при
отказе от запуска за счет возврата СН на свой
аэродром или на запасной;
•	большие достижения НПО “Молния” и
кооперации по созданию ОК “Буран”, в том
числе по обеспечению его автоматической
посадки, гарантирующие успех в создании
системы МАКС теми же коллективами и
отработки ее элементов на существующей
экспериментальной стендовой базе;
•	результаты экспериментально-исследова-
тельских работ по ОК “Буран”, моделям
“Бор”, исследований на летающих лаборато-
риях и наземных стендах, полученные при
создании ОК “Буран”, позволяют завершить
разработку МАКС в более сжатые сроки, чем
любого другого проекта многоразовой
космической системы, а это снижает стои-
мость и трудоемкость работ на этапе ОКР;
•	применение системы МАКС не требует
большого объема дооснащения наземно-
технического комплекса и посадочного комп-
лекса, комплекса управления и других назем-
ных средств эксплуатации за счет использо-
вания, в основном, существующих наземных
средств обслуживания и управления.
Таким образом, проект МАКС находится
в стадии опытно-конструкторской разработ-
ки, имеет низкие технический и экономиче-
ский риски, гарантирует реализацию тре-
буемых технических характеристик и поэтому
может быть завершен в достаточно сжатые
сроки.
Целесообразность создания МАКС
Длительные и глубокие научно-исследо-
вательские и опытно-конструкторские
работы по созданию МАКС, изготовление
натурных макетов ВТБ и ОС показывают
высокую степень готовности и реализуемости
проекта.
НПО “Молния” выполнен в 1988 году
полномасштабный эскизный проект (порядка
200 книг), ряд дополнений к нему. Кроме
того, разработаны Инженерные записки по
анализу возможности выведения существую-
щих и разрабатываемых полезных грузов с
помощью МАКС-ОС или МАКС-Т, а также
ряд технических предложений по задачам
выведения и ТТО.
В 1993 году НПО “Молния” совместно с
головной кооперацией разработан проект
Государственной программы создания и при-
менения МАКС. Проведенные к настоящему
времени сравнения с другими средствами
выведения, как правило одноразовыми, но и
многоразовыми тоже, показывают высокую
эффективность применения МАКС при
решении разнообразных задач.
На рис. 1 показана динамика стоимости
программы создания и применения МАКС по
времени. Видно, что прибыль начинает посту-
пать на 5...6 году жизненного цикла системы
от проведения первых коммерческих пусков,
транспортных операций СН, реализации
научно-технических достижений, внедренных
в МАКС, аренды наземных средств системы и
других конверсионных мероприятий. Затраты
на создание системы полностью окупаются на
8...9 году жизненного цикла, и с 9... 10 года
может быть получена чистая прибыль, размер
которой зависит, в основном, от интен-
сивности проведения коммерческих пусков.
378
млн. долл.
Рис. 1. Стоимость создания и применения МАКС
Все космические страны тщательно
анализируют проекты многоразовых косми-
ческих систем. Степень их готовности и
реализуемости различная. Поэтому длитель-
ность и стоимости программ создания и
применения существенно разные.
На рис. 2 показана сравнительная дина-
мика стоимости жизненного цикла различных
проектов, составляющие которой определены
укрупненно по одинаковой методике через
“сухие” массы ступеней и статистические
значения удельных стоимостей разработки и
производства при одинаковой программе
полетов и равных грузопотоках.
Как видно из рисунка, сроки и стоимости
создания этих систем заметно различаются:
от 6 лет по МАКС до 20 лет по НАСП и
соответственно от 3 млрд.долларов по МАКС
до 22 млрд.долларов по НАСП. В
соответствии с этим и сроки окупаемости
проектов существенно различны: от 3 лет с
начала эксплуатации по МАКС до 15 лет по
НАСП.
Основная проблема оперативной реализа-
ции системы МАКС - сложности финанси-
рования. В проекте Государственной прог-
раммы были показаны возможные варианты
организации финансирования разработки.
Разработчики Государственной программы
показали, что проект МАКС может быть
воплощен в жизнь не только за счет бюджет-
ного финансирования (по линии Госком-
оборонпрома, РКА и других заказчиков), но
и с учетом кредитов российских коммер-
ческих структур, а также международных
инвестиций.
Рис. 2. Динамика интегральных расходов и прибыли
при создании и применении различных МКТС
379
Общий грузопоток за 20 лет (тонн)
Рис. 3. Сравнительный анализ общей стоимости
создания и эксплуатации различных МКТС
В России может быть организована
финансово-промышленная группа из разраба-
тывающих организаций и банковских
структур. Для ускорения создания МАКС
целесообразна организация международного
консорциума, который обеспечил бы кон-
центрацию технических и финансовых усилий
на быстром создании, все виды наземных и
летных испытаний и оперативное внедрение
системы в эксплуатацию. При этом необхо-
димы проведение маркетинга и организация
выгодной для потенциальных заказчиков и
разработчиков МАКС программы запусков,
учитывающей реальные нормы ценообразо-
вания, окупаемости проекта и рентабель-
ности, а также оплаты страховых операций
не только заказчикам пусков, но и создателям
средств МАКС.
В НПО “Молния” проводились также
различные технико-экономические исследова-
ния зависимости стоимости программ поле-
тов от величины кванта полезной нагрузки и
прогнозируемого грузопотока для различных
схем многоразовых космических систем.
Такие зависимости для некоторых много-
разовых систем при выводимом кванте
полезной нагрузки 7 тонн показаны на рис. 3.
Как видно из этой иллюстрации, под-
твержденной также фирмой “Бритиш Аэро-
спейс”, стоимость программы полетов АКС с
многоразовым орбитальным самолетом и СН
“Мрия” заметно ниже, чем у других рассмот-
ренных перспективных проектов.
Такие расчеты, выполненные по одина-
ковым методикам, по одинаковым исходным
данным и с одинаковыми ограничениями,
дают полную картину эффективности приме-
нения системы МАКС в качестве рента-
бельного средства выведения.
Последовательность работ по созданию
многоразовых авиационно-космических
систем
Финансовое положение кооперации
разработчиков МАКС в связи с
перестройкой и реформами промышленности
в России таково, что в настоящее время
оперативное создание средств системы
затруднено. Поэтому как в Европе по
проекту “Ариан-5/Гермес”, в Англии по
проекту “Хотол” и в Германии по проекту
“Зенгер”, так и в России появились
тенденции к совместному с Европейским
космическим агентством (ЕКА) созданию на
первом этапе демонстратора космических
технологий. В связи с этим Россия, в
частности НПО “Молния”, прорабатывает
в настоящее время возможность и целесо-
образность реализации сравнительно недоро-
гого проекта демонстратора на базе СН и
орбитального самолета МАКС.
380
Рис. 4. Последовательность этапов реализации проекта МАКС
В 1995 году НПО “Молния” выполнен
такой проект в рамках технических предложе-
ний Госкомоборонпрому, в котором показа-
но, что демонстратор МАКС-Д может быть
создан примерно за 4 года при стоимости
разработки, составляющей ~ 20% стоимости
НИОКР системы МАКС. На базе натурных
экспериментов с МАКС-Д в дальнейшем
может быть создана система МАКС, а затем
полностью многоразовая система МАКС-М.
Такая последовательность разработки
многоразовой авиационно-космической сис-
темы позволит значительно снизить годовые
расходы на ОКР, уменьшить технический
риск разработки, постепенно увеличить гру-
зопоток в космос средств, обслуживаемых
МАКС. Привлечению отечественных и зару-
бежных заказчиков будет способствовать
экспериментальная доводка средств МАКС в
части надежности и безопасности полетов.
При этом за счет оперативности полетов и
снижения их стоимости очередь на запуски
будет уменьшаться, интенсивность полетов
увеличиваться, а грузопоток - постоянно рас-
ширяться. Прибыли от коммерческих пусков
можно будет в значительной степени направ-
лять на совершенствование средств космиче-
ских систем, в том числе и на развитие эле-
ментов многоразовых средств выведения.
Описанная динамика процесса развития
МАКС может быть представлена схемой на
рис. 4, показывающей последовательность
этапов разработки и применения системы.
Из проведенных в НПО “Молния” работ
следует еще один важный вывод: при небо-
льшой доле одноразовых элементов в много-
разовой системе выведения ее эффективность
повышается. Первый пример - сравнение бес-
пилотного варианта МАКС-ОС и полностью
многоразовой модификации МАКС-М. При
современном (и даже перспективном) уровне
технологии одноразовый внешний топлив-
ный бак почти вдвое увеличивает массу по-
лезного груза на низкой опорной орбите и в
итоге снижает стоимость выведения 1 кг. С
увеличением высоты орбиты преимущества
МАКС-ОС усиливаются. Второй пример -
транспортный вариант демонстратора
МАКС-Д, включающий одноразовый буксир,
обеспечивает удельную себестоимость выве-
дения не более 1500 долл/кг.
Результаты технико-экономического ана-
лиза показывают, что горизонтально стар-
тующие двухступенчатые АКС с дозвуковым
самолетом-носителем имеют ряд преиму-
ществ по сравнению с одноступенчатыми но-
сителями вертикального старта: по стоимости
создания, диапазону рабочих орбит и удель-
ной стоимости выведения. Система МАКС
может быть создана в относительно малые
сроки на основе существующих технологий.
Литература
1.	Чумаков Н.М., Серебряный Е.И. Оценка
эффективности сложных технических
устройств. - М: Сов. Радио, 1980 .
2.	Ильичев В.Д., Волков В.Д., Грушанский В.А.
Эффективность проектируемых элементов
сложных систем. - М.: Высшая школа, 1982.
3.	Новикова Л.В. Методические принципы
оценки стоимости пуска космических систем
выведения И Сборник Трудов 1-й Между-
народной Авиакосмической конференции.
-М.: РИА, 1994.
4.	Фишелович В.И., Аланичева А.В. Методика
предварительной оценки стоимости создания
и эксплуатации перспективных транспортных
космических систем коммерческого назна-
чения // Сборник Трудов 1-й Между-
народной Авиакосмической конференции.
- М.: РИА, 1994.
381
УДК 629.782.004
“ТРИПЛАН” И ПЕРСПЕКТИВЫ ПОВЫШЕНИЯ
ЭФФЕКТИВНОСТИ МАКС
Г.Е. Лозино-Лозинский
Рассматриваются перспективы повышения характе-
ристик МАКС в результате реализации проекта двух-
фюзеляжного дозвукового самолета “Геракл”, выполнен-
ного по схеме “триплан”. Этот самолет при габаритах
Ан-225 будет иметь грузоподъемность до 450 т и в
случае применения в качестве самолета-носителя МАКС
позволит существенно расширить диапазон масс полез-
ного груза, выводимого на орбиту. При этом возможно
экономически эффективное применение полностью
многоразовой системы МАКС-М . “Геракл” может
также использоваться для воздушной транспортировки
на внешней подвеске крупногабаритных грузов раз-
личного назначения.
Во всех вариантах двухступенчатых
авиационно-космических систем (АКС)
их характеристики в решающей степени
определяются используемым самолетом-
носителем (СН): в системе “Спираль” преду-
сматривался гиперзвуковой самолет-разгон-
щик с максимальным числом М = 6, в
Многоцелевой авиационно-космической сис-
теме (МАКС) в качестве СН применяется
крупнейший в мире дозвуковой самолет
Ан-225, в других вариантах АКС с более
легкой 2-й ступенью может использоваться
самолет Ан-124. Поэтому, рассматривая
перспективы развития авиационно-косми-
ческих систем, мы понимаем их зависимость
от развития дозвуковой и сверхзвуковой
авиации.
В настоящее время в НПО “Молния”
достаточно детально проработан проект
тяжелого дозвукового транспортного само-
лета “Геракл” с максимальной взлетной
массой 900 тонн и грузоподъемностью до 450
тонн. Была поставлена задача обеспечения
возможности создания такого самолета при
использовании существующей производствен-
ной базы самолетостроения и существующих
возможностей металлургической промышлен-
ности. При этом габариты разрабатываемого
самолета не должны превышать габаритов
Ан-225, определяемых шириной пролетов
сборочных цехов таких предприятий, как
Ульяновский или Воронежский авиационные
заводы. В итоге проработки различных
вариантов было определено, что постав-
ленная задача может быть решена на базе
использования аэродинамической схемы
триплан, в которой до 20% подъемной силы
создается передней горизонтальной аэроди-
намической поверхностью.
Основные преимущества самолетов
схемы “триплан”
Начиная с 1990 года в НПО “Молния”
разрабатывался шестиместный одно-
моторный самолет-такси “Молния-1” схемы
“триплан” (рис. 1). Самолет успешно прошел
летные испытания, начато его серийное
производство.
Рис. 1. Шестиместный самолет-такси “Молния-1”
В 1995 году самолет демонстрировался на
Мосаэрошоу в Жуковском и на 41-м Авиа-
салоне в Париже, куда он перелетел и
вернулся в Москву самостоятельно.
Кроме “Молнии-1”, проработана серия
проектов самолетов схемы “триплан”
382
различной размерности, включая самолет
“Молния-400” (рис. 2) со взлетной массой 110
тонн (размерность Ту-204 и западноевро-
пейского перспективного самолета FLA).
В самолетах схемы “триплан” для созда-
ния подъемной силы используются три несу-
щие поверхности - переднее крыло, базовое
крыло и горизонтальное оперение. В отличие
от схемы “утка” передняя плоскость в “три-
плане” предназначена не для управления, а
для создания подъемной силы.
Рис. 2. Самолет “Молния-400”
Применение такой схемы обеспечивает
ряд преимуществ по сравнению с самолетами
обычной схемы:
•	высокий уровень безопасности благодаря
возникновению “упреждающего” срыва на
переднем крыле на больших углах атаки;
•	более широкий допустимый диапазон
центровок вследствие пологого характера
изменения аэродинамического продольного
момента по углу атаки;
•	снижение изгибающего момента от
горизонтального оперения и нагрузок на
фюзеляж в результате перераспределения
нагрузок между тремя несущими поверхно-
стями;
•	уменьшение размаха основного крыла,
снижение массы конструкции;
•	высокое аэродинамическое качество на
крейсерском режиме, высокая топливная
эффективность и улучшение взлетно-
посадочных характеристик, обусловленные
отсутствием аэродинамических потерь на
балансировку.
Самолет-носитель “Геракл”
Самый мощный самолет из рассмо-
тренной серии “трипланов” - “Геракл” -
имеет двухбалочную схему фюзеляжа (рис. 3),
что дает возможность подвески различных
грузов снизу центроплана:
•	второй ступени АКС;
•	блоков ракет-носителей;
•	крупногабаритных агрегатов и оборудова-
ния для электростанций, нефте- и газодо-
бывающей промышленности, химической
промышленности и других отраслей народ-
ного хозяйства;
•	грузов в контейнерах;
•	пассажирской кабины (до 1000 чел.).
Такая схема внешней подвески, обеспе-
чивая быструю смену транспортируемых
модулей, создает условия для высокой опера-
тивности при эксплуатации “Геракла” в
народнохозяйственных целях. Это приведет к
повышению эффективности воздушных тран-
спортных операций, аналогично тому, как
широкое внедрение контейнерных перевозок
произвело революцию на железнодорожном и
морском транспорте.
При использовании на пассажирских
авиалиниях самолет “Геракл” даст возмож-
ность повысить комфортность воздушных
полетов, особенно для пассажиров 1-го
класса, размещаемых в переднем отсеке
подвесной кабины, имеющей иллюминаторы
переднего обзора.
В наибольшей степени преимущества
“Геракла” проявляются при его исполь-
зовании в качестве самолета-носителя
авиационно-космической системы. Это объяс-
няется не только большой грузоподъемно-
стью, но и нижним расположением 2-й сту-
пени АКС, упрощающим задачу разделения.
Оно может выполняться на режиме кабриро-
вания, тогда как при верхнем расположении
2-й ступени перед разделением необходим
выход на отрицательную нормальную пере-
грузку, что приводит к потерям траекторного
угла и увеличению энергозатрат на выве-
дение.
Рис. 3. Двухфюзеляжный самолет-носитель
“Геракл”
383
При использовании СН “Геракл” увели-
чение размерности 2-й ступени МАКС суще-
ственно повысит характеристики выведения
различных модификаций системы (см. табли-
цу). Полностью многоразовая модификация
МАКС-М сможет выводить на опорную
орбиту высотой 200 км и наклонением 51°
такую же массу полезного груза, как и моди-
фикация МАКС-ОС со сбрасываемым внеш-
ним топливным баком.
Кроме самого значения массы полезного
груза на опорной орбите, при сравнении
различных модификаций МАКС необходимо
учитывать градиент изменения массы полез-
ного груза по высоте орбиты, зависящий от
отношения массы конструкции к общей
выведенной массе ОС. Дальнейшее улучше-
ние характеристик конструкционных мате-
риалов и оборудования бортовых систем
обеспечит снижение этого отношения, что в
сочетании с применением СН “Геракл” по-
зволит сделать экономически целесообразной
модификацию МАКС-М, включающую в
себя в качестве 2-й ступени полностью много-
разовый ОС со встроенными баками.
По стоимости затрат на создание и летно-
техническим характеристикам полностью
многоразовая система МАКС-М с СН
“Геракл” имеет преимущества по сравнению с
одноступенчатым носителем вертикального
старта (SSTO), принятым в качестве базового
варианта в программе многоразовых носи-
телей (RLV) США. Это обусловлено сле-
дующими основными факторами:
•	эффект ступенчатости повышает весовую
отдачу МАКС-М с СН “Геракл”, причем
суммарный вклад СН в приращение характе-
ристической скорости при выведении может
достигать 570 м/с;
•	более низкое отношение сухой массы к
общей выведенной массе обеспечивает мень-
ший градиент убывания массы полезного
груза по высоте орбиты, что расширяет
область применения системы;
•	наличие параллакса расширяет диапазон
достижимых наклонений орбиты и позволяет
оперативно решать задачи экстренного поле-
та к орбитальному объекту;
•	отпадает необходимость в строительстве и
эксплуатации дорогостоящего наземного
стартового комплекса;
•	самолет-носитель найдет широкое приме-
нение в качестве транспортировщика разно-
образных грузов, что обеспечит дополнитель-
ный возврат значительной части средств,
вложенных в его разработку.
Однако модификации МАКС-ОС и
МАКС-Т по-прежнему будут иметь свою
сферу применения, в частности в задачах
транспортно-технического обслуживания ор-
битальных объектов и выведения геоста-
ционарных спутников. Параллельная экс-
плуатация трех модификаций: МАКС-ОС,
МАКС-Т и МАКС-М, по-видимому, будет
экономически целесообразной и после
создания полностью многоразовой системы
МАКС-М.
Этапность создания МАКС
Рассматривая перспективы расширения
возможностей МАКС в будущем в
результате реализации проекта сверхмощного
самолета-носителя “Геракл”, мы понимаем
необходимость создания и эксплуатации
вначале авиационно-космической системы с
существующим самолетом-носителем Ан-225.
Этот самолет продемонстрировал свои воз-
можности при транспортировке “Бурана” на
авиационную выставку в Париж. Большой
задел по самолету-носителю Ан-225 значи-
тельно снизит затраты на создание МАКС и
сроки реализации проекта. Ориентация на
кооперацию с аэрокосмическими предприя-
тиями Украины, и в первую очередь с АНТК
им. О.К. Антонова, позволит восстановить и
укрепить производственные связи между
аэрокосмическими предприятиями СНГ.
Сравнение характеристик модификаций МАКС при использовании СН Ан-225
и перспективного сверхмощного самолета-носителя “Геракл” схемы триплан
. ТипСН					
Модификация МАКС	МАКС- ОС	МАКС- Т	МАКС- МА1 М	О'	КС- макс- c..--- т	МАКС- м
Взлетная масса 2-й ст.,	т Масса полезного груза,	т - Норб = 200 км, i = 51° - Норб = 400 км, i = 51° - геостационарная орбита	275 83... 9,5 7,0...8,2	275 18,0 17,4 4,8	275	45 5,5	13.. З»5	И..	0	450 14	28,0 12	27,0 9,0	450 8,0 53
384
Принимая во внимание, что Россия и
Украина в настоящее время испытывают
трудности с финансированием широкомас-
штабных проектов, в НПО “Молния”
разработан план поэтапного создания
МАКС, включающий:
•	отработку ключевых технологий много-
разовых авиационно-космических систем;
•	создание и летные испытания экспери-
ментального суборбитального самолета-
демонстратора МАКС-Д на базе орби-
тального самолета МАКС;
•	разработку, изготовление и испытание
элементов полноразмерной системы МАКС.
Реализация такого плана позволит более
равномерно по времени распределить бремя
финансовых затрат, снизит степень техни-
ческого риска и, кроме того, обеспечит
возврат значительной части вложенных
средств еще до начала эксплуатации МАКС:
• результаты этапа отработки ключевых
технологий найдут применение в других кос-
мических системах, а также в различных
отраслях экономики, не связанных с авиацией
и космонавтикой;
•	кроме решения основных задач по
обеспечению создания МАКС, демонстратор
МАКС-Д может применяться в качестве
многоразового ускорителя для выведения на
орбиту небольших полезных нагрузок массой
до 1500 кг при низкой себестоимости пуска;
•	демонстратор МАКС-Д может также найти
дополнительное применение в качестве ле-
тающей лаборатории для испытаний в натур-
ных условиях модулей перспективных прямо-
точных воздушно-реактивных двигателей,
включая ГПВРД.
Результаты исследований по демонстра-
тору, проведенных в последние годы в НПО
“Молния” совместно с АНТК им. О.К. Анто-
нова, ЦАГИ и другими организациями,
показали, что на базе накопленного опыта
работ по программам “Спираль”, “Бор” и
“Буран” демонстратор МАКС-Д может быть
создан при относительно малых затратах за
период времени ~ 3 года. Выбор для
экспериментального самолета-демонстратора
аэродинамической конфигурации орбиталь-
ного самолета МАКС позволит, с одной
стороны, решить задачи отработки техно-
логий и элементов полета полноразмерной
системы МАКС, а с другой стороны,
позволит сократить время и затраты средств
на отработку аэродинамики демонстратора.
Стратегия поэтапного создания МАКС в
сложившихся условиях представляется наи-
более реальной. Именно такой стратегии
придерживается NASA, в планах которого
этап отработки технологий на демонстра-
торах DC-Х, Х-34 и Х-33 занимает важное
место.
Заключение
Разработки НПО “Молния” серии само-
летов схемы “триплан” показали перс-
пективность этого направления в самолето-
строении, обеспечивающего преимущества
по сравнению с самолетами обычной схемы
как по безопасности и экономичности
полетов, так и по материалоемкости и
технологичности производства. Разработка и
успешные испытания самолета-такси “Мол-
ния-1” подтверждают сделанные выводы о
преимуществах “триплана”.
Крупнейший из серии проработанных
проектов триплан “Геракл”, представляющий
собой двухфюзеляжный транспортный само-
лет с грузоподъемностью до 450 тонн, в
случае применения в качестве самолета-
носителя позволит существенно расширить
возможности МАКС. По стоимости создания,
летно-техническим характеристикам и эконо-
мичности эксплуатации полностью много-
разовая система МАКС-М с СН “Геракл”
имеет существенные преимущества по
сравнению с одноступенчатым носителем
SSTO, принятым в качестве базовой концеп-
ции в американской программе много-
разовых носителей RLV.
Самолет “Геракл” может найти также
широкое применение для перевозки крупно-
габаритных грузов различного назначения,
контейнерных грузовых перевозок и на
пассажирских авиалиниях. Использование
“Геракла” в народнохозяйственных целях
позволит возвратить значительную часть
средств, затраченных на его разработку.
Проведенный технико-экономический
анализ показывает целесообразность созда-
ния системы МАКС вначале на базе
существующего самолета-носителя Ан-225.
При этом в целях более равномерного
распределения по времени финансовых затрат
и снижения технического риска целесо-
образна реализация плана поэтапного
создания МАКС, включающего этапы отра-
ботки ключевых технологий, разработки и
летных испытаний суборбитального экс-
периментального самолета-демонстратора
МАКС-Д и разработки, производства и
испытаний элементов полноразмерной систе-
мы МАКС.
1R5
УДК 629.7.001.5:001.89
ТЕХНИЧЕСКОЕ ТВОРЧЕСТВО НПО “МОЛНИЯ”
И.И. Гусинский
В статье рассмотрен творческий вклад изоб-
ретателей и рационализаторов в решение сложных
технических задач при создании орбитального корабля
“Буран”, а также опыт организации изобретательской
и рационализаторской работы и информационного
обеспечения в НПО “Молния”.
Решение задачи создания планера много-
разового орбитального корабля в коро-
ткие сроки и на высоком научно-техническом
уровне было бы невозможно без максималь-
ного привлечения творческого потенциала
всех участников работы: ученых, конструк-
торов, технологов, испытателей, эксплуата-
ционников, рабочих.
Коллектив НПО “Молния”, имеющий в
своем составе специалистов с большим опы-
том работы как в авиации, так и в ракето-
строении, а также молодых выпускников
ведущих вузов страны: МАИ, МГУ, МВТУ,
МАТИ, МФТИ, МИФИ и др., приступил к
работам по ОК “Буран” в 1976 году.
ОК “Буран” представлял собой принци-
пиально новый космический летательный ап-
парат, поэтому его разработка требовала но-
вых подходов к вопросам проектирования,
изготовления, испытаний, подготовки к запу-
ску и управления полетом. Необходимо было
собрать, проанализировать всю имеющуюся
патентную и научно-техническую информа-
цию, оценить уровень техники и технологии в
этой области и решить, какие из технических
решений из мирового фонда изобретений
можно использовать, не нарушив при этом
прав патентовладельцев. Была разработана
программа патентно-лицензионной, изобре-
тательской и рационализаторской работы,
внедрения новой техники и информацион-
ного обеспечения, включающая:
•	организацию работы уполномоченных по
изобретательству и рационализации в подраз-
делениях НПО “Молния”;
•	повышение квалификации патентоведов и
уполномоченных в области патентного дела;
•	создание комплекса стандартов предприя-
тия по различным аспектам патентоведения;
•	создание фондов научно-технической и па-
тентной информации и справочно-поисково-
го аппарата к ним;
•	создание автоматизированной системы уп-
равления изобретательством и рационализа-
цией;
•	создание автоматизированной системы на-
учно-технической и патентной информации;
•	формирование планов подразделений по
изобретательству и рационализации;
•	формирование комплексных планов внед-
рения новой техники.
В соответствии с этой программой все
подразделения выделили уполномоченных,
каждый из которых был связан с куратором
патентного отдела и вместе с ним проводил
организационно-методическую работу. Права
и обязанности уполномоченного регламенти-
ровались утвержденным Положением. Все па-
тентоведы и уполномоченные окончили Выс-
шие государственные курсы по патентоведе-
нию и изобретательству, а многие из них,
кроме этого, - Центральный институт повы-
шения квалификации в области патентной
работы (Институт промышленной собствен-
ности и инноватики). Актив изобретателей
прошел обучение по курсу “Методология
технического творчества”.
Для оперативного информационного
обеспечения разработчиков на предприятии
были созданы:
•	автоматизированная система патентной
информации АСПИ ПЛИЗ, содержащая мас-
сив библиографических сведений об изобре-
тениях стран мира;
386
•	автоматизированная система патентной
информации АСПИ “Скобки”, содержащая
рефераты патентных и научно-технических
документов;
•	абонентский пункт системы ИНФО-ТАСС,
соединенный прямым каналом с базой дан-
ных ТАСС, позволяющий через персональ-
ный компьютер, блок связи и печатающее
устройство получать научно-техническую ин-
формацию через 1...2 суток после опублико-
вания в зарубежной печати;
-• система директивного обеспечения руко-
водства предприятия научно-технической ин-
формацией по перспективным разработкам;
• система избирательного распределения
научно-технической и патентной информа-
ции, охватывающая 185 абонентов.
Постоянно выпускались бюллетени, обзо-
ры, информационные листки.
Созданная информационная база позво-
лила проводить патентные исследования на
всех стадиях разработки практически по всем
темам. Работа, проводимая патентной и ин-
формационной службами в тесном взаимо-
действии с подразделениями-разработчиками,
стала основой высокого уровня патентоспо-
собности и патентной чистоты изделий.
Патентные исследования включали мето-
дическое руководство всем комплексом ра-
бот, начиная от проведения патентного поис-
ка и заканчивая оценкой патентной ситуации,
правовым анализом отобранных материалов
и сбором сведений о патентной чистоте.
Основной объем работы, связанный с
просмотром, изучением и отбором докумен-
тации, возлагался на разработчика.
В объединении велась постоянная работа
по выявлению изобретений и оформлению
заявок. Эта работа включалась в тематичес-
кие планы подразделений и проводилась в
тесном взаимодействии разработчика, патен-
тного уполномоченного и патентоведа.
За время работы над проектом ОК “Бу-
ран” в НПО “Молния” оформлено и подано
во ВНИИГПЭ 2899 заявок на предполагае-
мые изобретения, по которым вьщано 1992
авторских свидетельств и патентов, оформле-
но 9 заявок на промышленные образцы, вы-
дано 7 свидетельств и патентов, оформлено 3
заявки на товарные знаки, вьщано 3
свидетельства.
Конструкция ОК “Буран” защищена па-
тентом на изобретение № 1789067 под назва-
нием “Планирующий многоразовый воздуш-
но-космический аппарат”, авторы: Г.ЕЛози-
но-Лозинский, Е.А.Самсонов, Л.П.Воинов,
Я.И.Селецкий, А.Т.Тарасов, Г.П. Дементьев.
На художественно-конструкторское реше-
ние ОК “Буран”, отличающееся целостностью
композиции, уравновешенностью элементов,
рациональностью, простотой и лаконичнос-
тью формы и создающее цельный функцио-
нально выразительный художественный об-
раз орбитального корабля, получен патент на
промышленный образец № 29707 под назва-
нием “Планер многоразовый воздушно-кос-
мический”, автор Г.Е.Лозино-Лозинский.
Для проведения горизонтальных летных
испытаний ОК “Буран” была создана летаю-
щая лаборатория, содержащая планер, совпа-
дающий по внешним обводам и расположе-
нию аэродинамических органов управления с
планером ОК “Буран”, и четыре попарно и
симметрично расположенных относительно
вертикальной плоскости симметрии ОК воз-
душно-реактивных двигателя в гондолах.
Такое расположение двигателей повыша-
ет точность отработки летно-технических ха-
рактеристик на дозвуковых режимах полета.
На указанное техническое решение были по-
лучены следующие охранные документы:
Авторское свидетельство на изобретение
№ 1688552 “Летающая лаборатория для го-
ризонтальных летных испытаний планирую-
щего многоразового воздушно-космического
аппарата”, авторы Г.Е.Лозино-Лозинский,
Е.А.Самсонов, Я.И.Селецкий, Л.П.Воинов,
А.Т.Тарасов, Г.П.Дементьев, и Свидетельство
на промышленный образец № 29705 “Ле-
тающая лаборатория”, автор Г.Е.Лозино-
Лозинский.
Изобретение по авторскому свидетельст-
ву № 265642 “Многоразовое теплозащитное
покрытие”, авторы Г.Е.Лозино-Лозинский,
Л.П.Воинов, Я.И.Селецкий, В.Е.Соколов,
М.И.Осин, С.Г.Константиновский, А.В.Федо-
ров, А.М.Тумин, В.И.Сенозадский, В.Я.Ней-
ланд, отражает расположение плиток на по-
верхности ОК “Буран” в теплонапряженных
зонах. Плитки на поверхности ОК “Буран”
расположены перпендикулярно основным ли-
ниям тока набегающего потока, что обеспечи-
вает благоприятный режим обтекания ниж-
ней поверхности аппарата. В результате сни-
жается теплоотдача, а это способствует повы-
шению эффективности теплозащитного
покрытия.
Получила правовую защиту вспомога-
тельная силовая установка (ВСУ), разрабо-
танная специалистами В.И.Саенко, А.А.Бау-
тиным, А.В.Саврасовым, А.В.Иевлевым,
Ю.А.Фатьковым, Ю.П.Теглевым (Авторское
свидетельство № 202242).
ОК “Буран” не мог быть создан на основе
существующих материалов, поэтому потребо-
387
вались серьезные исследования, разработка,
изготовление опытных партий и испытания
совершенно новых материалов.
Более сотни изобретений были созданы
по сотовым конструкциям и способам их
изготовления. Они применялись, например,
при проектировании и изготовлении руля на-
правления - воздушного тормоза, элевонных
щитков и др. В этом направлении вели
активную работу ведущие специалисты объе-
динения М.Я.Гофин, В.И.Куликов, Д.П.Ши-
роких, С.А.Шалунов и др.
Большое место заняли изобретения по
теплозащитным материалам и конструкциям
и способам их изготовления авторов
И.З.Давьщова, Ю.В.Филина, Л.И.Тагуновой,
Н.Е. Удачиной и др.
Совместно с ВИАМ, ВИЛС, НИАТ,
Верхнесалдинским металлургическим опыт-
ным заводом, Днепропетровским институтом
трубной промышленности созданы новые
стальные, титановые, алюминиевые, алюми-
ниево-литиевые и др. металлические материа-
лы в виде листов, труб, профилей. Получено
85 авторских свидетельств на изобретения,
которые относятся к составу материалов,
способам их производства, испытаний, обра-
ботки, нанесению покрытий и т.д. Наиболь-
ший вклад в это направление внесен А.И.Хо-
ревым, В.В.Стычинским, Я.А.Близнюковым,
А.П.Горюновым, К.Н.Сергеевым, Е.В.Зыко-
вым, С.Г.Булгаковой, А.В.Потопаловым,
Н.Г.Боровских и др.
По неметаллическим материалам (клеи,
теплоизоляция, уплотнения, покрытия, смаз-
ки, композиционные и др.), способам их изго-
товления, устройствам и способам испыта-
ний совместно с ВИАМ, НИРП, ВНИИПП,
НИИ “Композит”, НИИ “Графит” авторами
Л.В.Вульфовичем, Н.П.Дудник, Б.В.Панфи-
ловым, Г.В.Куликовой, Г.М.Курочка, Б.В.Пе-
ровым, Г.П.Машинской и др. получено 15
авторских свидетельств на изобретения.
Активная изобретательская деятельность
конструкторов В.М.Менялова, В.В.Астахова,
Р.Д.Ванчурина, Е.С.Никитина, В.М.Колоско-
ва, ЮЛ.Елисеева, В.П.Ежова, В.Н.Андриа-
нова, О.Н.Хлюпаса, А.Я.Горбенко, Ю.В.Ки-
реева, В.А.Шибанова, В.И.Виноградова,
В.М.Троицкого, Н.М.Погорелова, С.М.Певз-
нера и др. способствовала созданию ориги-
нальных конструкций агрегатов планера ОК
“Буран”. По их разработкам получено более
300 авторских свидетельств.
Большим достижением ОК “Буран” была
разработанная и показавшая свою эффектив-
ность автоматическая система управления по-
летом и посадки корабля. По этому направле-
нию был создан массив из более 200 изобре-
тений, авторами которых являются: А.П.Лы-
сенко, Т.Н.Коробова, Е.О.Линева, Л.В.Га-
лушко, А.Ш.Альтшулер, И.Н.Ширяев,
Г.Е.Дорфман, В.С.Карлин, В.ВЛавринович,
В.А.Бунтов, Т.Н.Покровская, В.Д.Володин,
В.Е. Федоров и др.
В связи с применением новых материалов
и оригинальных конструкторских решений
потребовалось создать в значительной мере
новую экспериментальную базу, включаю-
щую в себя уникальные стенды, установки,
модели, средства измерений. Были созданы
стенды ПРСО, ПДСТ, криотермовакуумный
комплекс, основу которого составляют 16 спе-
циальных криотермовакуумных установок с
объединенными энерготехнологическими сис-
темами, безмасляной системой высоковаку-
умной откачки и системой управления, изме-
рения и контроля, имитатор солнечного излу-
чения, воспроизводящий лучистые потоки от
Солнца, трибологический комплекс, состоя-
щий из стендов для испытаний узлов трения
типа “подшипник” и “вал-втулка” и т.д. В
этом направлении было создано более 200
изобретений, авторами которых являются
Г.А.Большаков, Ю.П.Шевцов, О.Д.Чугунов,
О.А.Андриянкин, Н.В.Горшков, Л.П.Руссин,
В.А.Тимофеев, Б.И.Иванкевич, А.А.Тадеуш,
В.П.Капранов, В.К.Дмитриев и многие дру-
гие работники объединения.
Изготовление ОК “Буран” потребовало
создания новых производственных участков,
оснащения их современным технологическим
оборудованием, разработки и освоения новых
технологических процессов. По этому направ-
лению разработано более 100 изобретений
(авторы - А.С.Башилов, Е.Н.Кирасиров,
Б.В.Богданов, Л.К.Вшивкин, П.И.Карачун,
Д.А.Решетников).
При разработке ОК “Буран” серьезной
проблемой было внедрение неразрушающих
методов контроля изделия. Были созданы
способы и устройства для проведения иссле-
дований толщин, прочности, влажности, по-
верхностных дефектов, сквозных дефектов,
дефектов в тонкостенных и слоистых конст-
рукциях и т.д. Эти работы велись совместно
со многими смежными организациями. По их
результатам, в частности с НИИ “Спектр”,
было создано более 50 технических решений,
получивших патентную защиту (авторы В.В.
Коннов, В.Моргун, Н.Н.Гаврилов, Е.Н.Га-
гин, В.В.Демидов и др.)
Кроме изобретений, созданных в НПО
“Молния”, в связи с разработкой ОК “Буран”
смежными организациями было получено бо-
лее 1000 авторских свидетельств, в том числе
388
ВИАМ более 100 изобретений, ТМЗ около 50
изобретений, ЭМЗ им. Мясищева - 82 изоб-
ретения, ГИПРОНИИ Авиапром - 36 изоб-
ретений на стенды и стендовое оборудование,
АЗ “Наука” - 147 изобретений.
В процессе работ по созданию ВСУ, стен-
дов, моделей, установок, приборов для экспе-
риментальной отработки проявилось массо-
вое техническое творчество рабочих, масте-
ров, техников, лаборантов опытного завода и
ОКБ. Ими было внедрено 14100 рационализа-
торских предложений.
Ускорению экспериментальной проверки
изобретений, рационализаторских предложе-
ний и их внедрению в производство способст-
вовали планы НПО “Молния” по освоению и
внедрению новой техники. Наиболее актуаль-
ные разработки, имевшие отраслевое и на-
роднохозяйственное значение, включались в
комплексные планы освоения и внедрения но-
вой техники Министерства авиационной про-
мышленности. Таким образом обеспечива-
лось сквозное прохождение изобретения и
рационализаторского предложения по всем
стадиям “рождение идеи - разработка доку-
ментации - изготовление - испытание - внед-
рение в производство”.
Хорошим стимулом в то время для актив-
ного научно-технического творчества было
соревнование между предприятиями, а на
предприятиях - между подразделениями на
лучшую постановку изобретательской и раци-
онализаторской работы. На протяжении все-
го периода разработки и производства ОК
“Буран” НПО “Молния” занимало лидирую-
щее положение в отрасли. По итогам соревно-
вания, которые подводились ежегодно, НПО
“Молния” награждалось 3 раза дипломом
третьей степени, 1 раз дипломом второй сте-
пени и 9 раз дипломом первой степени.
Широкое распространение в то время по-
лучили конкурсы по снижению массы, смот-
ры научно-технического творчества молоде-
жи, которые также были хорошим стимулом
для активного творчества молодых работни-
ков, развивали у них дух творчества, уваже-
ние к труду, интерес к изобретательству и
рационализации, стремление продемонстри-
ровать свои знания, способности, накоплен-
ный опыт.
В процессе разработки ОК “Буран” мно-
гие работники защитили докторские и кан-
дидатские диссертации.
Звания “Заслуженный изобретатель
РСФСР” были присвоены О.А.Андриянкину,
Н.В.Горшкову, А.И.Еленскому, Л.П.Руссину.
Звание “Заслуженный рационализатор
РСФСР” присвоено В.П.Трубину.
Звания “Лучший изобретатель г. Моск-
вы” и “Лучший рационализатор г. Москвы”
присвоено 70 работникам предприятия. Еже-
годно по результатам соревнования присуж-
дались также звания “Лучший изобретатель
НПО “Молния” и “Лучший рационализатор
НПО “Молния”.
Непосредственная организация патентно-
лицензионной, изобретательской и рациона-
лизаторской работы, проведение патентных
исследований по определению технического
уровня, тенденций развития, патентоспособ-
ности и патентной чистоты, планирование и
контроль освоения и внедрения новой техни-
ки было поручено патентному отделу НПО
“Молния”. Значительный вклад в эту работу
внесли И.И.Гусинский, А.В.Ломтев, И.С.По-
пова, О.Н.Майоров, А.И.Овчинников, Н.А.
Радькова, А.Г. Вахрушев.
Координация патентно-лицензионной,
изобретательской и рационализаторской
работы со смежниками осуществлялась Ми-
нистерством авиационной промышленности
(зам. министра А.Г.Братухин, начальник Гла-
вного технического управления Талалаев)
через отраслевой отдел изобретательства
НИАТ (руководитель И.М.Панчишный).
Информационное обеспечение возлага-
лось на отдел научно-технической информа-
ции во главе с Г.М.Бочковским и В.А.
Шаповаленко.
В процессе создания ОК “Буран” образо-
вался большой научно-технический задел, ко-
торый не потерял своей актуальности и по сей
день. Научно-технические достижения НПО
“Молния” обобщены в сводном перечне, ко-
торый представляет большую ценность для
планов конверсии. Однако реализация этих
научно-технических достижений требует со-
лидного финансирования, и поэтому до сих
пор они остаются невостребованными.
В 1993-1995 годах некоторые из разрабо-
ток (самолет “Молния-1”, орбитальный само-
лет, транспортный самолет “Геракл”) демон-
стрировались на Всемирном салоне изобрете-
ний, научных исследований и инноваций
“Брюссель-Эврика” и получили Золотые ме-
дали с отличием.
Несмотря на стремительные изменения,
произошедшие в экономике и патентном
законодательстве страны, исследование изоб-
ретательского и рационализаторского опыта
НПО “Молния” представляет интерес и в на-
ши дни. Этот опыт демонстрирует ту огром-
ную роль, которую может играть правильно
организованная патентно-изобретательская и
рационализаторская работа при разработке и
создании новых объектов техники.
389
УДК 629.7.001.5
НАУЧНЫЙ ПОТЕНЦИАЛ НПО “МОЛНИЯ”
В.А. Федотов
Рассмотрены основные компоненты научного потен-
циала объединения. Показаны пути повышения квалифи-
кации кадров, приобщения сотрудников к научным иссле-
дованиям, организации научно-технического обмена и
международного сотрудничества в области авиационно-
космических систем.
В проектировании и конструкторских раз-
работках планера орбитального корабля
и его систем, при полунатурном моделиро-
вании и отработке его систем и агрегатов, а
также в решении возникающих при этом
принципиально новых научных проблем ак-
тивно участвовал широкий круг академиче-
ских и отраслевых научно-исследовательских
организаций. К проведению этих работ при-
влекались ведущие ученые разных направле-
ний, разрабатывались новые перспективные
теоретические методы, создавались лабора-
торные комплексы с уникальным экспери-
ментальным оборудованием ( в том числе и в
самом НПО).
Совместная работа коллектива НПО с
научной элитой академических и отраслевых
институтов авиационной и ракетно-космиче-
ской промышленности обусловила необходи-
мость резкого повышения научного потен-
циала и практических знаний сотрудников
объединения. Для реализации этой задачи и
была организована работа по двум основным
направлениям:
I.	Повышение квалификации ИТР через учеб-
ную сеть образованного при НПО универси-
тета технико-экономических знаний, а также
через Центральный институт повышения ква-
лификации МАП, факультеты повышения
квалификации МАИ и ряда других ВУЗов.
2.	Подготовка кадров через созданную аспи-
рантуру по специальностям:
•	проектирование и конструкция летатель-
ных аппаратов;
•	прочность летательных аппаратов; -
•	информационно-измерительные системы;
•	управление в технических системах.
Учебная сеть университета технико-
экономических знаний охватывала деятель-
ность всех сотрудников объединения - от
проектантов до производственников и испы-
тателей. Обучение проводилось на 12 факуль-
тетах более чем по 50 специализациям и
включало изучение новых вопросов по тео-
ретическим дисциплинам (аэродинамика, ди-
намика полета, баллистика, тепловые про-
цессы, статическая и динамическая проч-
ность, системы управления, материаловеде-
ние, программирование и отработка матема-
тического обеспечения информационно-изме-
рительного комплекса и др.) и по расши-
рению практических знаний по всем системам
орбитального самолета, по новым техноло-
гическим процессам и по методологии назем-
ных отработок и летных испытаний мате-
риальной части. Широкое внедрение вычис-
лительной техники, от мощных до мини- и
персональных ЭВМ, в теоретические исследо-
вания и в системы автоматического управ-
ления бортовым и наземным оборудованием
потребовало обучения личного состава (от
руководителей до рядовых исполнителей) ме-
тодам программирования на различных ма-
шинных языках (Алгол, Ассемблер, Фортран,
ПЛ/1, Препроцессор и др.). К проведению
занятий в университете были привлечены
научные работники НИИ, профессора и пре-
подаватели крупнейших вузов, ведущие спе-
циалисты НПО. Срок обучения (в зависи-
мости от специализации) составлял 1...4 года.
390
Завершалось обучение экзаменами или защи-
той выпускных работ. Большую роль в повы-
шении качества и продуктивности труда сы-
грало обучение сотрудников объединения ме-
тодам проектных и конструкторских работ по
САПР и внедрение их в практическую работу
подразделений.
Всего обучением в университете было
охвачено за годы создания “Бурана” более
80% общего состава ИТР объединения. Одно-
временно в производственных подразделе-
ниях НПО проводились как обязательные
занятия с рабочими кадрами в группах повы-
шения квалификации. В обеспечение учеб-
ного процесса в университете за 10 лет было
подготовлено и выпущено более 40 курсов
лекций по ряду дисциплин общим объемом
около 500 печатных листов. Значительный
вклад в организацию обучения кадров на
предприятии внесли Е.Г.Залуцкий, Т.В.Шу-
мидуб, А.А.Соловцов.
В заочной аспирантуре НПО обучались
30 аспирантов и 136 соискателей, успешно
закончивших свои индивидуальные учебные
планы, из них основное внимание уделялось
аспирантам по специальности “Проектирова-
ние и конструкция летательных аппаратов”,
по которой Приказом ВАК СССР № 302 от
28.10.87 г. был образован специальный совет
ССК.048.15.01 по защите диссертаций канди-
датов технических наук. На 31 декабря 1995 г.
в совете НПО 12 соискателям присуждена
ученая степень кандидата технических наук.
В различных научно-исследовательских
институтах и вузах за представленные дис-
сертационные работы были присуждены уче-
ные степени докторов технических наук по
тематическим направлениям, связанным с
непосредственным решением научных проб-
лем создания орбитального самолета, следую-
щим ведущим научным работникам объеди-
нения: М.П.Балашову, Г.П.Дементьеву, В.В.
Коннову, М.И.Осину, А.А.Панкевичу, В.А.
Труфакину, В.А.Федотову, О.Д.Чугунову. В
работах по орбитальному самолету в стенах
НПО участвовали более 250 научных работ-
ников с учеными степенями докторов и кан-
дидатов наук. В организациях-соразработ-
чиках за это время по разным научным
направлениям защитили докторские и канди-
датские диссертации около 150 человек.
Научные разработки сотрудников объе-
динения и предприятий-смежников, представ-
ляющие по своему новаторскому подходу к
решению сложных проблем общий интерес
для работников авиакосмической науки и
техники, периодически публиковались в спе-
циальных сборниках, издаваемых НПО по
планам Министерства авиационной промыш-
ленности. Были изданы восемь выпусков
“Трудов НПО”, восемь Научно-технических
тематических сборников “Вопросы авиацион-
ной науки и техники” и серия “Проблемы соз-
дания авиационно-космических систем” об-
щим объемом 450 печатных листов. В этих
материалах нашли отражение прогрессивные
методы проектирования и конструирования,
вопросы аэродинамики и динамики полета,
газовой динамики и теплообмена, матема-
тические основы моделирования, вопросы
проектирования ВКЛА, вопросы технологии
изготовления воздушно-космических само-
летов, вопросы ручного управления воздуш-
но-космических самолетов, динамики полета
и управления, вопросы автоматизации проек-
тно-конструкторских работ, проектирования
систем информации, создания теплозащит-
ных материалов, управления бортовыми сис-
темами, эргономики, бортового оборудова-
ния и его экспериментальной отработки.
В организации подготовки и выпуска
сборников большая заслуга принадлежит
Е.Г.Залуцкому.
Сборники рассылались по научно-иссле-
довательским институтам и ведущим конст-
рукторским бюро министерств авиационной
промышленности и общего машиностроения,
принимавшим участие в разработке системы
“Энергия” - “Буран”.
Мероприятия по повышению научного
потенциала сыграли позитивную роль не
только в работах по созданию орбитального
самолета, но также способствовали выпол-
нению исследований и проектов по перспек-
тивным авиакосмическим летательным аппа-
ратам.
Беспримерный полет “Бурана” в конце
1988 года привлек внимание специалистов
авиакосмической науки всего мира к работам
НПО “Молния”. Главный конструктор
Г.Е.Лозино-Лозинский и ведущие научные
работники активно приглашались с докла-
дами и сообщениями на международные
конгрессы, конференции и симпозиумы по
различным проблемам освоения космоса. В
частности, по многоразовым космическим
системам НПО “Молния” участвовало в сов-
местной разработке: в 1990... 1992 гг. с фир-
мами Бритиш Аэроспейс, АНТК Антонов,
ЦАГИ и ЦИАМ - проекта Ан-225/Хотол; в
1993-1994 гг. по заказу ЕКА с фирмами
Бритиш Аэроспейс, АНТК Антонов, ЦАГИ -
проекта RADEM экспериментальной аэро-
космической системы - демонстратора техно-
логий перспективных систем выведения. Ре-
зультаты этих работ докладывались на
391
презентациях в штаб-квартире ЕКА в Париже
и в Европейском космическом исследователь-
ском и технологическом центре (ESTEC) в
г. Нордвик (Голландия), а также публикова-
лись в западно-европейских и американских
научно-технических журналах.
Руководители и ведущие специалисты
НПО “Молния” с 1990 года принимали ак-
тивное участие в важных международных
форумах: Конгрессе Международной аэро-
навтической федерации (IAF); конференции
Американского Института Аэронавтики и
Астронавтики (AIAA); Европейской конфе-
ренции “Международный год космоса”, 1992;
Международной конференции “Конверсия
аэрокосмического комплекса”, Москва, 1992,
М ждународной аэрокосмической конферен-
ции “Человек-Земля-Космос”, Москва, 1992,
Международном авиакосмическом конгрессе,
Москва, 1994.
В работе этих научных форумов конк-
ретное участие приняли: Г.Е.Лозино-Лозин-
ский, А.Т.Тарасов, М.И.Осин, В.А.Скоро-
делов, Э.Н.Дудар, В.П.Тимошенко, В.В.Гор-
батенко, Ю.М.Косинский, В.В.Коннов и др.
Особый интерес вызвала тематика сооб-
щений и докладов Генерального конструк-
тора НПО “Молния” Г.ЕЛозино-Лозинского
по проблемам создания орбитального само-
лета “Буран” и перспективам разработки
многоразовых аэрокосмических систем, сде-
ланных им лично и в соавторстве с ведущими
специалистами НПО “Молния” и других
предприятий авиационной промышленности.
Ознакомление мировой научной общест-
венности с материалами исследований, прове-
денных в НПО, способствовало привлечению
ведущих специалистов объединения к
участию во многих конкретных программах
ЕКА, в частности - к работам по контрактам
с группой французских и немецких фирм по
использованию опыта создания “Бурана” при
проектировании “Гермеса” и других перспек-
тивных космических летательных аппаратов.
Научный авторитет ведущих ученых -
сотрудников НПО “Молния” в области авиа-
космических исследований подтвержден из-
бранием их в состав отечественных и зару-
бежных академий. Так, Г.Е.Лозино-Лозинс-
кий избран действительным членом Между-
народной астронавтической академии, Меж-
дународной инженерной академии, Украин-
ской академии инженерных наук, Российской
академии космонавтики; действительным
членом, академиком-секретарем, руководи-
телем секции “Авиакосмическая” Российской
инженерной академии. В Российскую инже-
нерную академию избраны: членами-коррес-
пондентами - М.П.Балашов, Г.П.Дементьев,
В.В.Горбатенко, академическими советни-
ками - Э.Н.Дудар (ученым секретарем), В.А.
Скороделов и Ю.Н.Труфанов. В Российскую
академию космонавтики действительным чле-
ном избран М.И.Осин.
Опыт НПО “Молния” лишний раз подт-
верждает, что непременными условиями ре-
шения сложных научно-технических проблем
являются планомерная работа по повышению
квалификации кадров, приобщение широкого
круга специалистов к научным исследова-
ниям и организация научно-технического
обмена между ведущими отраслевыми и ака-
демическими институтами и конструкторски-
ми бюро.
392
Научные и проектные
разработки
аэрокосмических
вузов России для
промышленности
АЭРОКОСМИЧЕСКИЕ ВУЗЫ РОССИИ
7 - Балтийский государственный технический университет; 2 - Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения; 3 - Рыбинская
государственная авиационная технологическая академия; 4 - Московский государственный авиационный институт (технический университет); 5 - Российский
государственный технологический университет им. КЗ. Циолковского; 6- Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана; 7 - Казанский
государственный технический университет им. А.Н. Туполева; 8 — Самарский государственный аэрокосмический университет; 9 — Уфимский государственный авиационный
технический университет; 10 - Сибирская аэрокосмическая академия
Значительный вклад в создание авиационной и ракетно-космической техники вносят
исследовательские и проектные работы, в которых вузы России, готовящие высоко-
квалифицированных специалистов в области авиа- и ракетостроения, по мере возмож-
ности реализуют свой мощный научный потенциал.
Некоторое представление об этой стороне деятельности высших учебных заведений
дает настоящий раздел, содержащий (в кратком, сжатом изложении) результаты ряда
исследований, которые могут заинтересовать читателей данного сборника. Разумеется,
ими не исчерпывается обширная проблематика плодотворной работы вузовских ученых.
В статьях приведены сведения о разработках, носящих прикладной характер. Об их
ценности свидетельствуют примеры практического применения полученных результа-
тов.
Следует отметить, что обучение на базе проводимых в вузах научных и проектных
работ — отличительная черта российской высшей школы.
Честный, непредвзятый анализ учебных планов российских (советских) технических
вузов показывает, что они имели оптимальное число курсовых проектов (работ) и прак-
тик. Так, для самой массовой специальности — «Самолето- и вертолетостроение» —
в МАИ в 80-е гг. проводилось 5 практик: рабочая, технологическая, летно-эксплуата-
ционная, конструкторская, преддипломная. Около года из 5,5 лет обучения студенты
проводили на заводах, в ОКБ, НИИ.
Начиная с 3-го курса проекты и курсовые работы выполнялись по реальной тема-
тике на базе вузовских НИР и ОКР.
Преддипломная практика, как правило, проводилась на месте будущей работы, а
дипломные проекты часто выполнялись по планам работ отделов ОКБ и шли в про-
изводство.
В новых экономических условиях сегодняшнего дня необходимо сберечь лучшие
черты советской высшей школы. Поэтому возможность публикации в настоящем сбор-
нике результатов НИР и ОКР, выполненых в вузах, крайне полезна для широкого на-
учного, педагогического и инженерного сообщества.
Материалы для данного раздела подготовили:
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (ректор
Г.Л. Дегтярев);
Московский государственный авиационный институт (технический университет)
(ректор А.М. Матвеенко);
Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана (ректор
И.Б. Федоров);
Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского
(ректор Б.С. Митин);
Рыбинская государственная авиационная технологическая академия (ректор
В.Ф. Безъязычный);
Самарский государственный аэрокосмический университет им. С.П. Королева (рек-
тор В.А. Сойфер);
Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостро-
ения (ректор А.П. Лукошкин);
Уфимский государственный авиационный технический университет (ректор С.Т. Ку-
симов).
Д-р техн, наук, профессор,
член-корреспондент РАН,
президент ассоциации
«Аэрокосмическое высшее образование»
А.М. Матвеенко
395
КАЗАНСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ А.Н. ТУПОЛЕВА
Казанский государственный технический университет (КГТУ) им.
А.Н. Туполева расположен в городе с развитой авиационной промышлен-
ностью. Здесь с 1932 г. находится крупное авиационное производствен-
ное объединение им. С.П. Горбунова, моторостроительный завод (где в
разные годы работали В.П. Глушко, С.П. Королев, П.Р. Зубец), вертоле-
тостроительный завод.
Приведем примеры выполненных в КГТУ НИР и ОКР.
Исследование баллистических структур
спутниковых систем применительно
к задачам навигации, мониторинга
окружающей среды и глобальной
телефонной связи
(Ю.В. Кожевников)
С начала 80-х годов и по настоящее время
на кафедре прикладной математики и инфор-
матики проводятся исследования баллистиче-
ских структур спутниковых систем, предназна-
ченных для решения навигационных задач, за-
дач мониторинга окружающей среды, задач
установления глобальной телефонной связи
между абонентами вблизи земной поверхно-
сти. Разработаны теоретические положения о
системах многократного обзора Земли и мно-
гоканальной глобальной связи, с помощью ко-
торых получены методы анализа и частичного
синтеза систем, расположенных как на круго-
вых, так и на эллиптических орбитах, а также
программное обеспечение методов.
Теория и принципы построения агрегатов
на основе ГТД для получения
искусственного дождя и производства
холодного инертного газа
(Б.Х. Перелыитейн)
На базе газотурбинной установки ГТУ N =
= 16 МВт можно получить от 1000 до 1500 т
воды в сутки (в зависимости от влагосодержа-
ния воздуха, последнее значение относится к
влагосодержанию около 20 г воды на 1 кг воз-
духа). С учетом международных цен на при-
родный газ 1 т воды будет стоить примерно
5—7 $ (без учета накладных и иных расходов).
При потребности только в питьевой воде 5 т
в сутки (например, для 250 человек — по 20 л
на человека) агрегат может быть размещен на
автомобиле типа КамАЗ (фургон) и функцио-
нировать от собственного привода мощностью
в 100—200 л.с.
Верхняя цифра относится к засушливому
и одновременно холодному району. В южных
пустынных районах при использовании сол-
нечного рефлектора площадью 100 м (10x10)
за 8 часов можно получить от 300 до 500 л во-
ды без затрат углеводородного топлива. Подо-
бные установки могут быть использованы для
обеспечения (в случае необходимости) водой
отдаленных войсковых частей, включая по-
гранзаставы. Обозначенный типоразмер может
быть размещен в собранном виде также в ав-
томобиле типа КамАЗ. Установка может фун-
кционировать как от рефлектора, так и от
штатного двигателя.
Широкие возможности использования
данного изобретения открываются и при осво-
ении отдаленных от каких-либо источников
воды пастбищ. В частности, в центре класси-
ческой пустыни (Гоби, Сахара: влагосодержа-
ние воздуха 4—5 г воды на 1 кг воздуха, на-
ружная температура 40°С) можно получить с
помощью солнечного рефлектора в 100 м по-
рядка 100—150 л воды с температурой 3—5°С.
Демонстрация установки в подобных условиях
могла бы быть прекрасной рекламой.
На базе газотурбинного двигателя разрабо-
тан агрегат для эффективного тушения гло-
бальных лесных и иных пожаров. В настоящее
время прямой ущерб от пожаров составляет
около 328 млрд, р., а с учетом косвенных по-
терь государство теряет 19 триллионов рублей
прибыли в год. В частности, модифицируемый
авиационный двигатель с производительностью в
25 кг/с способен за 10—12 мин работы покрыть
холодными (- 20°С) бескислородными продукта-
ми сгорания (инертным газом) площадь в 1 га
(10000 м2) приведенной высотой в 1 м. Расход-
ный материал — наружный воздух и авиацион-
ный керосин. Мировых аналогов данной разра-
ботке по эффективности тушения глобальных
пожаров нет.
Тушение пожара в крупных складских по-
мещениях, нефтеналивных танкерах, сухогру-
зах, высотных зданиях займет всего десятки
минут. Способ тушения пожара неразрушаю-
щий, так как объем быстро заполняется очень
холодными бескислородными продуктами сго-
рания. Данная разработка защищена охранны-
ми документами на изобретения. Агрегат мож-
но использовать для обмораживания и уничто-
396
жения холодом саранчи, пожирающей листву
деревьев, специфического шелкопряда и дру-
гих подобных вредителей.
Автоматизированное проектирование
электрических сетей летательных аппаратов
(В, С. Терещук)
На кафедре электрооборудования ведутся
работы по созданию САПР электрооборудова-
ния самолетов, вертолетов и других ЛА.
Создано прикладное математическое обес-
печение САПР электрооборудования, в кото-
рое вошли методы и алгоритмы компоновки и
размещения конструктивных узлов межблоч-
ного и внутриблочного электромонтажа, опти-
мизации схем электрических соединений сис-
тем электрооборудования, синтеза систем рас-
пределения электрической энергии, анализа
различных режимов работы бортовых электри-
ческих сетей. Рассматриваются различные эта-
пы жизненного цикла изделий, от эскизного
проектирования до разработки модификаций
изделий, учитывается многорежимность рабо-
ты электрооборудования, дискретность пара-
метров элементов. В основу алгоритмов поло-
жены математические методы динамического
программирования, теории графов, комбина-
торной оптимизации, эвристические процеду-
ры.
Разработанное программное обеспечение
содержит ряд пакетов прикладных программ,
таких, как проектирование внутриблочного
монтажа электроконструкций, оптимизация
сечений проводов фидеров приемников элек-
троэнергии и первичных систем распределе-
ния электроэнергии, анализ режимов работы
электрических сетей постоянного и перемен-
ного тока, проектирование таблиц электро-
жгутов.
Внедрение пакетов прикладных программ в
практику работы Авиационного научно-техниче-
ского комплекса им. А.Н. Туполева (г. Москва),
Казанского конструкторского бюро АНТК им.
А.Н. Туполева, Казанского авиационного про-
изводственного объединения им. С.П. Горбу-
нова и других предприятий позволило снизить
массу проектируемых изделий, повысить на-
дежность систем электрооборудования, умень-
шить объем стендовых испытаний, сократить
сроки проектирования.
Грузопассажирский экраноплан
(В.А. Фирсов, А.Н, Моисеев)
Разработан экраноплан — новый тип
транспортного средства, обладающий сущест-
венными преимуществами в сравнении с вод-
ными и воздушными судами по транспортной
эффективности (быстроте, дальности полета),
скорость таких экранопланов превышает в два
раза скорость судов на подводных крыльях.
Экраноплан предназначен для скоростных
пассажирских и грузовых перевозок, скоро-
стных средств служб охраны природы, спасе-
ния на воде, обеспечения правопорядка, охра-
ны границ, здравоохранения, пожарной охраны
и т.д.
Летно-технические характеристики
Крейсерская скорость, км/ч	150,0
Высота полета, м	0,2—1,0
Дальность полета, км	1000,0
Грузоподъемность, кг	400
Пассажировместимость, чел.	5
Экипаж, чел.	1
Мореходность старта с воды
(высота волны), м	0,5
Двигатель поршневой, шт.	1
Мощность двигателя, л.с.	165,0
Районы эксплуатации: бассейны водохра-
нилищ, крупных рек, озер, прибрежные аква-
тории морей и океанов, ледовые и снеговые
равнины.
Базирование: на подготовленных берего-
вых площадках, плавучих сооружениях, у при-
чалов.
Варианты исполнения: экраноплан — реч-
ное такси, грузовой экраноплан, экраноплан-
патруль, экраноплан-спасатель, экраноплан —
исследовательская лаборатория.
397
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ
ИНСТИТУТ
(технический университет)
Московский государственный авиационный институт (технический
университет), известный как МАИ, основан в 1930 г. на базе аэрокос-
мического факультета МВТУ им. Баумана.
Поскольку основные научные и проектные организации в области
авиации и ракетно-космической техники расположены в Москве, МАИ в
чрезвычайно короткие сроки вырос в крупнейший в России политехниче-
ский университет как по числу обучающихся, так и по объему выполня-
емых НИР и ОКР.
Создание самолетов в КБ МАИ
С 1966 г. в МАИ успешно функционирова-
ло студенческое конструкторское бюро само-
летостроения. В основном силами студентов и
преподавателей института в нем было прове-
дено немало интересных разработок, наиболее
известной из которых является эксперимен-
тальный самолет «Квант», установивший пять
официальных мировых рекордов. Получив в
1982 г. статус Отраслевого КБ эксперимен-
тального самолетостроения (гл. конструк-
тор К.М. Жидовецкий, руководители работ
Ю.А. Рыжов, А.М. Матвеенко), этот кол-
лектив работал исключительно в интересах
авиационной промышленности, участвуя наря-
ду с головными институтами отрасли в опере-
жающих исследованиях по созданию ЛА но-
вых поколений. В 1989 г., с началом социаль-
но-экономических преобразований в стране и
развернувшейся конверсии оборонного комп-
лекса, это КБ предприняло попытку войти со
своей продукцией на авиарынок.
Учитывая, что до того времени в МАИ
создавались только экспериментальные ЛА,
1—3 экземпляра каждого типа, и, как след-
ствие этого, у КБ МАИ отсутствовал опыт
сотрудничества с серийными заводами и ра-
боты на внутреннем и тем более на внешнем
рынке, задача эта была очень непростой.
Тем не менее разработанный тогда самолет
МАИ-89 получился настолько удачным, что,
будучи запущенным в 1990 г. в серийное
производство, этот самолет и его модифика-
ции до настоящего времени выпускаются за-
водом и достаточно активно покупаются.
Своим успехом МАИ-89 (после запуска в се-
рию — «890») обязан подходу, осуществлен-
ному разработчиками в процессе формирова-
ния его облика. Занимая промежуточное ме-
сто между сверхлегкими и легкими самоле-
тами (этот типоразмер был выбран с целью
минимизации технического и коммерческого
риска), данный самолет концептуально сильно
отличался от своих аналогов.
Главное, к чему стремились его создатели,
— сделать его как можно более безопасным в
эксплуатации с сохранением основных показа-
телей устойчивости и управляемости такими,
какие свойственны более тяжелым самолетам
традиционной размерности. Придание самоле-
ту именно таких качеств, которые затем сразу
выделили его из всех конкурентов и вызвали
множество положительных отзывов в мировой
прессе, было необходимо потому, что тогда
аварийность сверхлегких самолетов в шесть
раз превышала аварийность обычных легких
самолетов, в то время как их управляемость
имела ярко выраженную специфику. Первое
объяснялось тем, что типичный эксплуатант
такого самолета — это не имеющий пилот-
ской лицензии, а стало быть, достаточных на-
выков летчик-любитель, который часто не в
состоянии обеспечить надлежащую техниче-
скую эксплуатацию своего ЛА, а второе об-
стоятельство определялось очень малыми мо-
ментами инерции и демпфированием сверх-
легких ЛА. Кроме того, как правило, все
сверхлегкие ЛА в мире выпускались тогда, да
и сейчас выпускаются фирмами, не способны-
ми обеспечить свойственный современной
авиапромышленности конструкторско-техно-
логический уровень.
Проанализировав все эти соображения,
разработчики целенаправленно сформировали
концепцию самолета, имея предшествующий
опыт экспериментальных отработок, совмест-
но с Летно-исследовательским институтом
(ЛИИ) осуществили его летную доводку и
вместе с Московским авиационно-производст-
венным объединением (МАПО) произвели за-
пуск самолета в серийное производство. В не-
малой степени успеху дела способствовала
принятая организационная форма работ. Три
государственных учредителя (МАИ, ЛИИ и
МАПО) организовали АО «Авиатика», которое
представляло собой предприятие замкнутого
398
типа, занимающееся всем кругом вопросов —
от замысла ЛА до продаж его серийных об-
разцов. В рамках участия МАИ в этой струк-
туре за пять лет были созданы семь разнотип-
ных ЛА, три из которых выпускаются серийно.
Более 250 самолетов с маркой «Авиатика-
МАИ» было продано за этот период, и их
можно сегодня увидеть в небе всех континен-
тов Земли.
Малые спутники МАИ
Аэрокосмический факультет МАИ, Науч-
но-исследовательский институт прикладной
механики и электродинамики МАИ, аэрокос-
мическая лаборатория АСТРА-МАИ за период
с 1978 г. разработали серию малых космиче-
ских аппаратов (МАК) массой до 25 кг, запу-
скаемых при попутных запусках или через
шлюзовую камеру орбитальной станции «Мир»
и предназначенных для:
исследования «собственной атмосферы»
орбитальной станции;
исследования искусственных плазменных
образований;
проведения экспериментов по созданию
электродинамических тросовых систем;
создания и экспериментальной отработки
спутника сопровождения и обслуживания ор-
битальной станции.
МАИ не конкурирует с промышленностью
в производстве спутников, но и не стремится
создавать какие-то ученические «поделки»,
лишь бы в их разработке участвовали студен-
ты.
Космическая школа МАИ, возглавляемая
академиком В:П. Мишиным, имеет свой по-
черк пионерских решений в создании малых
аппаратов, двухуровневых широко- и узконап-
равленных оптических систем наблюдения,
динамики тросовых космических систем, пер-
спективных космических аппаратов с электро-
ракетными установками. Оригинальна идеоло-
гия малых аппаратов обслуживания и сопро-
вождения орбитальных станций.
Два спутника из этой серии — МАК-1 и
МАК-2 — были запущены 17.06.91 и 19.11.92
соответственно. Оба спутника были предназ-
начены для исследования собственной атмос-
феры станции и включали в состав научного
оборудования масс-спектрометр, магнитометр
(МАК-1), зонд Ленгмюра, магнитометр, иони-
зационный манометр (МАК-2).
Новые типы электрических машин на основе
объемных высокотемпературных
сверхпроводников
Объединенная лаборатория «Сверхпровод-
никовые электрические машины и устройства»
кафедры 310 МАИ и НИИ НТ при МАИ (ру-
ководитель профессор Л.К. Ковалев) ведет
разработки электротехнического и сверхпро-
водникового энергетического оборудования с
1964 г. С участием этой лаборатории в 1975—
1980 гг. были созданы и испытаны уникаль-
ные образцы низкотемпературного сверхпро-
водникового синхронного генератора мощно-
стью 1 MBA, сверхпроводникового униполяр-
ного генератора мощностью 0,5 МВт. Исследо-
вания высокотемпературных сверхпроводнико-
вых (ВТСП) электрических машин в МАИ про-
водятся с 1988 г. В результате этих работ раз-
работаны принципиально новые классы гисте-
резисных и реактивных электрических двига-
телей с объемными ВТСП-элементами. Созда-
ны основы теории их расчета и проектирова-
ния. Получены российские патенты на новые
типы ВТСП-двигателей. Изготовлены и ус-
пешно испытаны опытные образцы электриче-
ских машин мощностью 100 Вт, 500 Вт, 1 кВт
и 3 кВт, работающие в среде жидкого азота.
Созданные новые ВТСП-двигатели обладают
следующими достоинствами:
—	высокими массоэнергетическими пока-
зателями по сравнению с обычными электри-
ческими машинами (в 4—5 раз выше);
—	низким уровнем потерь;
—	стабильностью выходных параметров;
—	постоянством механического момента
(гистерезисные ВТСП-двигатели);
—	высоким коэффициентом мощности
(реактивные ВТСП-двигатели).
Работы проводились при поддержке Ми-
нистерства науки и технической политики, а
также Академии наук РФ в рамках федераль-
ной целевой научно-технической программы
«Исследования и разработки по приоритетным
направлениям развития науки и техники»
(подпрограмма «Актуальные направления в
физике конденсированных сред», направление
«Сверхпроводимость», проект «Кентавр»), а
также ряда российских и зарубежных проек-
тов. Результаты работы МАИ отмечены второй
премией Совета РАН за 1994 и 1995 гг., а так-
же дипломами Международного симпозиума
по сверхпроводимости в 1995 и 1997 гг. (Га-
вайи, США).
Основные результаты работ в области ЭРД
и источников плазмы на их основе
На кафедре 208 (проф. И.П. Назаренко) и
в НИИПМЭ МАИ (директор чл.-корр. РАН
Г.А. Попов) выполнен обширный комплекс
исследований рабочих процессов и практиче-
ских разработок в области космических элек-
троракетных двигателей (ЭРД), а также ис-
точников плазмы и пучков заряженных частиц
для решения научных и прикладных задач в
399
космосе и на Земле. К числу наиболее суще-
ственных результатов этих работ можно отне-
сти следующие.
1.	С помощью промышленных предприя-
тий создана уникальная экспериментальная
база, состоящая из 16 электровакуумных стен-
дов с рабочим объемом до 20 м3 и позволяю-
щая проводить исследования и испытания ЭРД
всех известных схем, включая стационарные
сильноточные плазменные двигатели, работаю-
щие на литии при мощностях до 500 кВт.
2.	Определены основные закономерности
и выявлены зависимости, отражающие влия-
ние схем, параметров рабочего режима и кон-
струкции на протекание рабочих процессов,
тяговые характеристики и ресурс ионных дви-
гателей (ИД), коллоидных двигателей, стаци-
онарных плазменных двигателей (СПД), тор-
цевых холловских (ТХД) и сильноточных ста-
ционарных и импульсных плазменных двигате-
лей, разработаны физико-технические основы
их проектирования.
3.	Совместно с ОКБ «Факел» разработана
и реализована в серийной продукции конст-
руктивная схема современных СПД, позволив-
шая обеспечить высокий уровень тяговых ха-
рактеристик (тяговый КПД 50—65% при
удельных импульсах 1500—3000 с) и большой
ресурс (более 7000 ч) этих двигателей, успеш-
но работающих в составе российских КА с
1976 г. и признанных на настоящее время од-
ними из лучших ЭРД в мире. Указанная кон-
структивная схема запатентована в России,
США, Канаде, Японии и Западной Европе. В
1992 г. ОКБ «Факел», НИИПМЭ и фирма
«Space Systems/Loral» создали совместное
предприятие «International Space Technology,
Inc.» (ISTI) для разработки и поставки запад-
ным заказчикам российских СПД и двигатель-
ных установок на их основе, к которому впос-
ледствии присоединились фирмы Atlantic Re-
search Corporation (США) и Societe Europeenne
de Propulsion (Франция). Это предприятие на-
чало поставки СПД такой схемы за рубеж
американским и европейским разработчикам
космических аппаратов.
4.	Разработана серия импульсных инжек-
торов плазмы и выполнен комплекс научных
экспериментов в космосе по исследованию
воздействия инжекции плазменных сгустков
на ионосферу Земли. Один из таких инжекто-
ров работает на борту долгоживущей орби-
тальной станции «Мир» уже более 10 лет и
успешно используется для выполнения науч-
ной программы станции. Кроме того, на стан-
цию доставлен второй инжектор с расширен-
ными функциональными возможностями, ко-
торый позволит решать новые научные задачи.
5.	Совместно с промышленностью разра-
ботаны, созданы и проходят испытания моде-
ли ионных и стационарных плазменных двига-
телей мощностью не более 300 Вт, предназна-
ченных для коррекции и ориентации малых
космических аппаратов.
6.	Разработаны, созданы и исследованы
модели мощных литиевых торцевых сильно-
точных и торцевых холловских двигателей, не
имеющие аналогов в мире. В последние 3 года
по заказу NASA (Jet Propulsion laboratory) раз-
работана и испытана модель ТХД, способная
обеспечить на установившемся режиме значе-
ния тягового КПД 40—45% и удельного им-
пульса 3500 с при мощности 130—150 кВт и
значения КПД до 50—55% и удельного им-
пульса до 4500 с при мощности до 200 кВт.
Эти результаты могут составить основу для
разработки мощных двигателей для обеспече-
ния полетов тяжелых, в том числе пилотиру-
емых, космических аппаратов к Марсу, а также
решения других транспортных задач в космо-
се.
7.	Совместно со специалистами кафедры
601 МАИ, ИПМ РАН и других организаций
разработаны методы проектно-баллистическо-
го анализа эффективности применения ЭРД
при решении транспортных задач в космосе, а
также реализации полетов КА с ЭРД в даль-
ний космос. Обоснованы преимущества ис-
пользования ЭРД при повышении орбиты КА,
довыведении КА на геостационарную орбиту,
при полетах к Марсу и его спутникам, к асте-
роидам земной группы и Главного пояса, т.е.
при решении большинства современных задач
в космосе.
8.	Разработаны методы исследования и
практического решения вопросов обеспечения
совместимости ЭРД с другими подсистемами
КА, включая методики расчетного и экспери-
ментального исследования струй ЭРД и их
влияния на собственную внешнюю атмосферу
КА, а также на элементы его конструкции,
вопросы электромагнитной совместимости и
ДР.
За выполненные работы ведущие ученые
кафедры 208 и НИИПМЭ удостоены звания
лауреатов Государственной премии СССР,
премии СМ СССР и премии Госкомобразова-
ния СССР.
Исследование широкодиапазонных ПВРД
С целью развития двухсторонних связей
МАИ с зарубежными фирмами по проблеме
сверхзвукового горения при кафедре 201 орга-
низован научно-коммерческий центр «АЭРО-
СПЕЙС» МАИ. Специалистами центра более
тридцати лет ведутся научно-исследователь-
ские работы по проблемам создания широкоди-
апазонных ПВРД (WRR) (науч. рук. В.М. Ле-
вин). Направления деятельности НКЦ «АЭРО-
400
СПЕЙС» включают в себя концептуальные ис-
следования WRR, разработку и анализ новых
схем двигателей, а также фундаментальные
исследования рабочего процесса в камерах
сгорания WRR, работающих на барботирован-
ном керосине и водороде; разработку контакт-
ных и оптических методов исследования газо-
динамики сверхзвукового горения, включая
разработку миниатюрных малоинерционных
измерителей параметров реагирующего газо-
вого потока в камерах WRR, исследование
проблем смесеобразования и взаимодействия
скачков уплотнения со слоем смешения в со-
ответствии со схемой детонационного ПВРД;
исследование влияния факторов внешнего
воздействия: разработка методики оптимиза-
ции формы проточной части, анализ влияния
входных и выходных параметров, т.е. дроссе-
лирования, на рабочий процесс. НКЦ осуще-
ствляет теоретическое и численное исследо-
вание рабочего процесса RAMJET и его эле-
ментов, разработку и использование компью-
терных программ для моделирования течения,
проектирования и оптимизации элементов
двигателя; расчеты характеристик полнораз-
мерных двигателей и экспериментальных мо-
делей.
Основное направление деятельности
НКЦ — это полный перечень всех приклад-
ных проблем, включая:
—	регулирование рабочего процесса в ка-
мере сгорания WRR;
—	исследование стабилизации рабочего
процесса, включая переходные режимы (т.е.
режимы смены моды горения и режимы смены
рода топлива);
—	разработку и огневые испытания моде-
лей WRR с регулируемой геометрией проточ-
ной части на водороде и керосине;
—	разработку и испытания средств тепло-
защиты элементов конструкции проточной ча-
сти, т.е. стенок камеры сгорания и острых
кромок с R < 1,5 мм, в условиях, соответству-
ющих Мп= 15;
—	исследование газодинамики взаимодей-
ствия течения в воздухозаборнике и рабочего
процесса в камере сгорания;
—	разработку и исследование способов
эффективной инжекции и смесеобразования
жидких и газообразных топлив в сверхзвуко-
вом потоке, разработку конструкции микроин-
жекторов и силовых топливоподающих пило-
нов;
—	разработку средств стабилизации пла-
мени в камерах WRR;
—	разработку малоэнергетичных средств
принудительного многоразового воспламене-
ния в камерах WRR;
—	огневые испытания элементов полно-
размерных WRR в условиях, моделирующих
тепловую нагрузку до Мп= 10, а также тепло-
вые испытания на плазмотроне в условиях, со-
ответствующих М п > 15;
—	разработку и конструирование научно-
исследовательских и испытательных стендов,
включая детонационные схемы, для испыта-
ний камер сгорания WRR.
Экспериментальный стенд включает в се-
бя три действующие установки для огневых
испытаний.
С 1992 г. в рамках контракта с француз-
ской корпорацией АЭРОСПАСИАЛЬ НКЦ
«АЭРОСПЕЙС» ведет разработку полнораз-
мерного WRR регулируемой геометрии, испы-
тания которого намечены на начало 2000 г. во
Франции.
401
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ Н.Э. БАУМАНА
Московский государственный технический университет (МГТУ) им.
Н.Э. Баумана (бывшее МВТУ) — крупнейший в России инженерный уни-
верситет. Значительная часть выпускаемых специалистов — инженеры
для аэрокосмической промышленности.
За последние 5—10 лет в МГТУ получены впечатляющие результаты
НИР и ОКР.
Радиотелескоп МГТУ миллиметрового
диапазона волн
(Б.А. Розанов)
Радиотелескоп разработан и изготовлен в
МГТУ им. Н.Э. Баумана в 60—70-е гг. в тесном
сотрудничестве с Физическим институтом им.
П.Н. Лебедева РАН. Радиотелескоп был заду-
ман и используется как экспериментальный
комплекс для фундаментальных исследований
и подготовки специалистов в области радиоаст-
рономии, радиофизики и техники миллиметро-
вых волн. Радиотелескоп размещен на отдель-
ной площадке, расположенной в 90 км к северу
от Москвы в Дмитровском районе Московской
области, удовлетворяющей требованиям по об-
зору южной полусферы и электромагнитной со-
вместимости и обеспечивающей, по многолет-
ним данным, приемлемые для работы в милли-
метровом диапазоне волн климатические усло-
вия. Основными наблюдательными инструмен-
тами на площадке являются две полноповорот-
ные параболические антенны РТ-7,5 с диамет-
ром зеркала 7,75 м, размешенные на линии во-
сток-запад на расстоянии 250 м друг от друга.
Минимальная длина волны, на которой могут
эффективно работать антенны, составляет 2 мм
для западной (ЗА) и 1 мм для восточной (ВА)
антенны. Основные требования к антеннам: вы-
сокая точность отражающей поверхности при
всех пространственных ориентациях, малость
тепловых деформаций и ветровых колебаний —
обеспечены специальной конструкцией и техно-
логией изготовления. Конструктивная схема ан-
тенн реализует идею о закреплении каркаса
зеркала на многих опорах равной жесткости (их
в РТ-7,5 семнадцать), предложенную П.Д. Ка-
лачевым (ФИАН). Все основные металлоконст-
рукции антенны изготовлены ЭОЗ МГТУ. Бла-
годаря окончательной юстировке отражающей
поверхности в рабочем состоянии ее суммар-
ная весовая и технологическая среднеквадра-
тическая ошибка составляет 130 мкм для ЗА
(1973 г.) и 70 мкм для ВА (1978 г.). По относи-
тельной точности (отношение диаметра к СКО)
обе антенны на момент ввода в эксплуатацию
являлись рекордными среди миллиметровых
антенн мира. До настоящего времени антенны
РТ-7,5 остаются в России наиболее крупными
402
из числа способных работать до X = 1 мм,
обеспечивая при этом угловое разрешение по-
рядка 1'.
Работы по изучению распространения
миллиметровых волн в атмосфере, в сущест-
венной части выполненные на радиотелескопе
МГТУ, в 1987 г. удостоены Государственной
премии СССР. Цикл солнечных наблюдений
на коротких миллиметровых волнах, начатый в
1987 г., в ходе которого получено около 2000
солнечных радиояркостных карт, относящихся
ко всем фазам 11-летнего периода солнечной
активности, образовал уникальную и продол-
жающую пополняться базу данных.
Луч радиотелескопа почти ежедневно «на
небе», регулярно проводятся работы студен-
тов на радиотелескопе.
Разработка макета приемопередающей
аппаратуры информационного канала
межспутниковой оптической линии связи
(И.В. Крюкова, Е.В. Матвеенко (НИИ РЛ
МГТУ им. Н.Э. Баумана) Ю.П. Коваль,
М.Ш. Кобякова (ГП НИИ «Полюс»))
В настоящее время США, Япония и высо-
коразвитые страны Западной Европы ведут ак-
тивную разработку систем Межспутниковой
оптической лазерной связи (МОЛС), предназ-
наченных для передачи больших потоков ин-
формации между искусственными спутниками
Земли (ИСЗ) и с борта ИСЗ на Землю. Ана-
логичные работы проводятся и в НИИ РЛ
МГТУ им. Н.Э. Баумана (по Государственному
контракту).
В космосе средой распространения явля-
ется вакуум, поэтому для передачи информации
с большим успехом можно использовать опти-
ческий диапазон, применение которого, благо-
даря очень короткой длине волны, позволяет
получать сверхузкие пучки света (несколько уг-
ловых секунд) и обеспечивать высокую скоро-
сть (около 1 Гбод) дуплексной передачи ин-
формации на огромные расстояния (до 105 км)
с высокой степенью скрытности. По сравнению
с линиями связи миллиметрового и сантиметро-
вого диапазонов аппаратура МОЛС имеет мень-
шие размеры и массу и требует меньшей мощ-
ности источника питания.
Согласно классификации межспутниковых
линий связи, можно выделить следующие ти-
пы линий: между спутниками на геостацио-
нарной орбите (ГСО), между спутниками на
ГСО и высокоэллиптических орбитах (ГЭО),
между спутниками на ГСО и низких орбитах
(НКО) и между спутниками на НКО и КА для
обеспечения их стыковки.
Из расчета энергетических характеристик
линий вытекает, что требуются три основные
базовые конструкции передатчика: низкоско-
ростной передатчик с мощностью излучения в
импульсе Р = 40 + 50 мВт и полосой пропуска-
ния ДР = 50+100 кГц, скоростной передатчик
с Р = 100 + 150 мВт и ДР= 100 МГц и сверхско-
ростной передатчик с ДР> 500 МГц и мощно-
стью излучения 500—800 мВт.
Совершенно очевидно, что технические
характеристики линии связи в значительной
степени будут определяться выбранным ис-
точником лазерного излучения. В качестве та-
ких источников наиболее подходящими явля-
ются полупроводниковые инжекционные лазе-
ры и твердотельные лазеры с полупроводни-
ковой накачкой.
Твердотельные лазеры с полупроводнико-
вой накачкой обладают достаточно мощным
(~ 1 Вт) одномодовым световым пучком высо-
кого качества с узкой диаграммой направлен-
ности и являются более эффективными с точ-
ки зрения приема. Но они громоздки, сложны,
имеют низкий КПД и требуют специальных
внешних высоковольтных модуляторов.
Полупроводниковые лазеры малогабарит-
ны, имеют КПД более 30—40%, легко модули-
руются напрямую током накачки, хорошо сопря-
гаются с электронными модуляторами, излуча-
ют плоскополяризованную волну в одной попе-
речной моде, характеризуются значительной
долговечностью. Оптимальными являются ин-
жекционные лазеры (ИЛ) в рабочем диапазоне
0,8—0,9 мкм, так как в этом диапазоне имеются
высокоэффективные широкополосные фото-
приемники на основе кремниевых и арсенидгал-
лиевых лавинных и pin-фотодиодов.
Поэтому в зарубежных и отечественных
проектах, а также в разрабатываемой нами ап-
паратуре в качестве источников излучения ис-
пользуются полупроводниковые одномодовые
инжекционные лазеры. Однако эти лазеры
имеют ряд недостатков, в числе которых:
большая расходимость излучения (десятки
градусов) при отсутствии осесимметричности,
плохая сохраняемость одномодового режима
при достижении высоких мощностей излуче-
ния (сотен мВт), необходимых для МОЛС,
снижение ресурса при повышении выходной
мощности излучения, появление нелинейных
эффектов при увеличении частоты модуля-
ции, астигматизм, невысокое качество волно-
вого фронта, зависимость рабочих характери-
стик от температуры. Именно поэтому значи-
тельная часть исследований, посвященных со-
зданию МОЛС, связана с разработкой и иссле-
дованием новых ИЛ с улучшенными характе-
ристиками для применения в межспутниковых
оптических линиях связи.
Следует отметить, что лазерные диоды
ранее зарекомендовали себя как надежные ис-
точники излучения в волоконно-оптических
линиях связи. Однако эти диоды маломощны
(единицы мВт), и оптимальный спектральный
диапазон в линиях ВОЛС отличается от меж-
спутниковых линий и составляет в основном
1,3 и 1,55 мкм.
В нашей аппаратуре информационного ка-
нала в качестве источника излучения исполь-
зовались одномодовые инжекционные лазеры
на основе GAlAs, излучающие в области 0,8—
0,85 мкм, со встроенным фотодиодом. Для по-
вышения мощности излучения и долговечности
лазеров были использованы новые физико-тех-
нологические принципы их создания: примене-
на МОС-гибридная технология выращивания ге-
тероструктур с квантоворазмерной активной об-
ластью, оптимизирована волноводная структура
лазера, созданы непоглощающие покрытия зер-
кал резонатора, оптимизированы конструкция и
элементы корпуса самого лазера.
Разработка и исследование
высокоэффективных технологических
процессов и оборудования для выполнения
операция по подготовке и пуску ракет и
космических аппаратов
(С.В. Кобызев, Р.Н. Кузнецов, В.В. Чугунков)
Исследования в области создания обору-
дования для стартовых и технических комп-
лексов ракетной и ракетно-космической тех-
ники, осуществляющих предстартовую подго-
товку и пуск ракет-носителей с космическими
аппаратами, проводятся в МГТУ им. Н.Э. Ба-
умана с 1959 г., с момента создания кафедры
стартового оборудования для ракетно-косми-
ческой техники, основанной генеральным кон-
структором ракетно-космических стартовых
комплексов, академиком В.П. Барминым, руко-
водившим созданием и эксплуатацией старто-
вых комплексов для ракет-носителей «Союз»,
«Протон» и «Энергия».
Основными направлениями научной дея-
тельности являются исследование характери-
стик и разработка автоматических систем и аг-
регатов для выполнения операций по транс-
портировке ракет-носителей с космическими
аппаратами на стартовый комплекс, установке
их на стартовое устройство, заправке компо-
нентами топлива и сжатыми газами, термоста-
тированию отсеков ракет-носителей и косми-
ческих аппаратов в период предстартовой
подготовки, а также запуску ракет-носителей
с космическими аппаратами.
403
Для систем запарвки ракет и космических
аппаратов разработаны вихревые и акустиче-
ские устройства для дегазации компонентов
ракетного топлива, осуществляемой в процес-
се заправки топливных баков летательных ап-
паратов. Вихревой дегазатор жидких сред
предназначен для удаления из потока жидко-
сти пузырьков газа. Работа данного устройства
основана на вращательном движении жидко-
сти внутри его корпуса, образовании устойчи-
вого газового столба с пониженным давлени-
ем внутри него, в который удаляются газовые
включения из потока жидкости. Дегазатор со-
стоит из цилиндрического корпуса, тангенци-
альных патрубков для подвода и отвода дега-
зируемой жидкости, патрубка для отвода вы-
делившегося газа и системы автоматического
удаления газа из корпуса дегазатора.
Более полного удаления из жидких сред
растворенного газа позволяет добиться уст-
ройство для акустической дегазации жидко-
сти, принцип действия которого основан на
создании режима кавитационного кипения
жидкости при одновременном воздействии на
жидкость мощного акустического поля и ваку-
ума, что обеспечивает высокую скорость дега-
зации с удалением из жидкости до 90% рас-
творенных в ней газов.
Разработанные дегазаторы являются высо-
коэффективными устройствами и позволяют
организовать процессы подготовки топлива
при выполнении непосредственных заправоч-
ных операций по заполнению топливных баков
летательных аппаратов компонентами топли-
ва. Они применимы в химических отраслях
промышленности и энергетике.
Повышение эффективности конструкций
ракетно-космической техники за счет
применения композиционных материалов
(В.А. Тарасов, М.А. Комков)
Развитие ракетно-космической техники
(РКТ) характеризуется тенденцией увеличения
доли элементов конструкций из композицион-
ных материалов. Целенаправленное управле-
ние свойствами и соотношением наполнителя
и связующего в композиционных материалах
позволяет в широких пределах управлять экс-
плуатационными характеристиками элементов
конструкции РКТ.
В МГТУ им. Н.Э. Баумана накоплен бога-
тый опыт разработки технологических процес-
сов и технологического оснащения для произ-
водства конструкций РКТ из композиционных
материалов. В качестве примера приведем ре-
зультаты работ по облегчению конструкций
РКТ за счет применения композиционных ма-
териалов.
В РКТ широко используются баллоны (со-
суды давления) тороидальной формы для хра-
нения сжатых или сжиженных газов, что спо-
собствует повышению плотности компоновки
404
изделия. Рабочее давление в баллонах выбира-
ется в пределах 20—30 МПа, а с учетом запаса
прочности давление разрушения для таких кон-
струкций должно быть не ниже 40—60 МПа.
При наполнении баллона сжатым газом наибо-
лее нагруженным оказывается материал на
внутренней окружности, расположенной в
плоскости тора. Использование сталей, алю-
миниевых и титановых сплавов для изготовле-
ния тороидальных баллонов сопряжено с ря-
дом трудностей. Исследования показывают,
что теоретически прочность может быть обес-
печена, если коэффициент массового совер-
шенства (отношение массы баллона к его объ-
ему) будет не менее 1,25 кг/л. Однако особен-
ности схемы деформирования материала при
штамповке полуторов для их последующей
сварки таковы, что наибольшие утонения по-
лучаются в наиболее опасном сечении балло-
на. Поэтому реально коэффициент массового
совершенства оказывается значительно боль-
ше теоретической оценки.
При изготовлении баллона намоткой стек-
ло-, угле- или органоволокна на торовую оправ-
ку толщина намотки в наиболее опасном сече-
нии оказывается максимальной, что само по се-
бе способствует снижению массы баллона. Но
композиционный материал отличается анизот-
ропией свойств, максимальная прочность реали-
зуется вдоль армирующего волокна. Поэтому,
оптимизируя схему намотки, можно дополни-
тельно снизить массу баллона, доведя коэффи-
циент массового совершенства до 0,3 кг/л.
Для снижения газопроницаемости он мо-
жет быть изготовлен комбинированным: «ме-
талл — композиционный материал». В этом
случае композиционный материал играет по-
лезную роль, исключая опасность поражения
людей и агрегатов РКТ осколками металличе-
ской оболочки при разрушении баллона.
Для уменьшения массы тороидальных
баллонов, работающих при криогенных темпе-
ратурах в агрессивных средах, были разрабо-
таны полимерные лейнеры — герметики на
основе жестких полимидных (ПМФ-352) и
лавсановых (ПЭТФ) пленок, обладающих кон-
структивной прочностью 100—ПО МПа. Эти
пленки надежно работают при температуре от
20 до 420 К.
Весьма ответственным элементом конст-
рукции РКТ являются трубопроводы, геомет-
рия которых определяется условиями компо-
новки изделия. Разработана и освоена техно-
логия изготовления внутрибаковых трубопро-
водов из полимидных пленок с коэффициен-
том массового совершенства 0,6 — 0,7 кг/л.
Для напорных трубопроводов, подающих кри-
огенные компоненты топлива к двигательной
установке, предложена технология изготовле-
ния силовой композиционной оболочки из
стекло- или органопластика с коэффициентом
массового совершенства 0,3 — 0,4 кг/л.
РОССИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ К.Э. ЦИОЛКОВСКОГО
Российский государственный технологический университет (РГТУ)
им. К.Э. Циолковского (бывший МАТИ) создан в 1940 г. Поскольку в Мо-
скве были сосредоточены ведущие научные центры по материалам и
технологиям (ВИАМ, ВИЛС, НИАТ), его научная работа была тесно
связана с ними.
Представим некоторые результаты НИР и ОКР МАТИ — РГТУ.
Разработка формализованных методов
комплексирования систем проектирования и
испытаний летательного аппарата
(Г.В. Юдин)
Формализованные методы комплексирова-
ния систем проектирования и испытаний ЛА
обеспечивают решение проблемы создания
единой информационной базы унифицирован-
ных технологий проектирования, конструиро-
вания и испытаний ЛА на основе блочно-мо-
дульной организации информационных и тех-
нологических процедур. Модульный подход к
решению широкого круга задач проектирова-
ния и испытаний базируется на структуриза-
ции информационных потоков по стадиям
жизненного цикла и состояниям ЛА, автома-
тизированной обработке данных и многоаспек-
тном использовании однократно вводимой ин-
формации.
Сформулированная таким образом про-
блема объединяет в себе три основных на-
правления исследования.
Первое — комплексирование физического
и вычислительного экспериментов в систему
технологической подготовки испытаний, что, в
свою очередь, означает целевое согласование
и информационную увязку математических
(дискретные задачи, моделирующие алгорит-
мы и геометрические модели), технологиче-
ских (информационных и физических) и орга-
низационных методов принятия проектных ре-
шений; логическим дополнением задачи ком-
плексирования является специфическая зада-
ча разработки эталонов, позволяющая проана-
лизировать качество поверхности ЛА (форма-
лизация методов сравнения).
Второе направление связано с формализа-
цией основных процедур структурно-парамет-
рической идентификации, в частности иденти-
фикации аэродинамических характеристик
(АДХ) ЛА, а также с формализацией «част-
ных» методик адаптивного планирования и уп-
равления АДХ ЛА в системе автоматизирован-
ной обработки данных.
Третьим компонентом проблемы является
развитие эффективных путей повышения ка-
чества внешней поверхности ЛА за счет раз-
работки оригинальных информационных тех-
нологий производства.
Полученные результаты строго обоснова-
ны идеями и методами теории многоуровневых
иерархических систем, методами структурного
анализа и синтеза, методами математического
планирования эксперимента, физического, ма-
тематического и имитационного моделирова-
ния сложных технических систем.
Математические и физические аспекты
проблемы рассматриваются с точки зрения
комплексирования технологий вычислительно-
го и физического экспериментов, доопределе-
ния системы принятия решений, разработки
дискретных моделей и эффективных вычисли-
тельных алгоритмов и алгоритмизации мето-
дик физического моделирования (см. схему).
Технология проектирования
и производства систем охлаждения
для высокотемпературных турбин
перспективных газотурбинных двигателей
(В.Г. Попов, И.В. Шевченко)
Основой для данной технологии является
комплекс программ для ПЭВМ и методов фи-
зического моделирования теплообменных и
гидравлических процессов. При этом наруж-
ный профиль лопаток выбирается в процессе
проектирования турбины и используется для
расчета коэффициентов теплоотдачи от газа к
лопатке.
Программный комплекс предназначен для
формирования математических моделей, по-
зволяющих определить тепловые и гидравли-
ческие характеристики лопаток на различных
режимах работы турбины.
Данная технология была использована для
проектирования рабочих лопаток турбины дви-
гателя, установленного на самолетах МиГ-29,
Су-27.
Технология проектирования включает:
—	выбор схем охлаждения лопатки с гео-
метрическими параметрами тракта охлажде-
ния;
—	уточнение геометрических параметров
системы охлаждения без изменения ее прин-
ципиальной схемы. Так как на этом этапе тре-
буется более высокий методический уровень
проектирования, используется двумерная мо-
дель теплопроводности и методика расчетов
прочности с учетом действия термических на-
405
406
Структурная модель решающего алгоритма
пряжений, вызываемых неравномерным темпе-
ратурным полем в сечениях пера;
— изготовление опытного варианта лопат-
ки. Она исследуется экспериментально для
определения соответствия используемых мате-
матических моделей реальным теплогидравли-
ческим процессам.
Предложенная технология позволяет вы-
брать вариант системы охлаждения, наиболее
близкий к оптимальному.
Материалы с эффектом запоминания
формы
(УНК «Материаловедение и технология
материалов»)
Особое место в авиационном материалове-
дении занимают функциональные или интел-
лектуальные материалы, способные, в отличие
от традиционных, выполнять необычные функ-
ции или проявлять специальные свойства. При-
мером таких материалов могут служить сплавы,
обладающие эффектом запоминания формы.
Они уже успешно использовались для изготов-
ления соединительных муфт (Ту-204, орбиталь-
ный комплекс «Мир» и др.), саморазворачиваю-
щихся конструкций, терморегуляторов и т.п.
Однако более широкое применение таких
материалов сдерживается тем, что используе-
мые в настоящее время сплавы на основе ни-
келида титана обладают низкой технологично-
стью (обработка давлением, резанием) и высо-
кой стоимостью. Устранение этих недостатков
возможно путем совершенствования техноло-
гии термической и термомеханической обра-
ботки сплавов на основе никелида титана,
применения поверхностного легирования из-
делий элементами внедрения (кислородом, во-
дородом). Это позволит получать полуфабри-
каты и изделия с требуемым уровнем специ-
альных свойств, в частности с регламентиро-
ванными температурами восстановления фор-
мы, и таким образом уменьшить брак по свой-
ствам и снизить себестоимость изделий.
Другим путем расширения области приме-
нения материалов с эффектом запоминания
формы является разработка новых экономич-
ных сплавов. В последние годы эффект памя-
ти формы обнаружен у конструкционных
сплавов титана мартенситного и переходного
класса, разработанных в России (ВТ 16, ВТ23,
ВТ22И) и других странах (Ti-10-2-3). Интен-
сивные исследования позволили установить
закономерности проявления эффекта запоми-
нания формы и разработать режимы термоме-
ханической и термохимической обработки, по-
зволяющие достигнуть максимально возмож-
ного уровня специальных свойств сплавов и
требуемых условий их проявления. И хотя аб-
солютный уровень этих свойств у титановых
сплавов ниже, чем у сплавов на основе нике-
лида титана, по удельным характеристикам
они близки, а экономический выигрыш от при-
менения титана в ряде изделий очевиден.
Например, успешно прошли опробование
соединительные муфты из титановых сплавов
для сборки трубопроводов. Стоимость их из-
готовления в 5 раз, а затраты на сборку тру-
бопровода (за счет того, что все операции
можно проводить при нормальной температу-
ре) в 10 раз ниже, чем для муфт из сплавов
на основе никелида титана.
Высокопрочные алюминий-литиевые сплавы
для аэрокосмической техники
(УНК «Материаловедение и технология
материалов» )
Алюминиевые сплавы, содержащие литий,
применяются в аэрокосмической технике в ус-
ловиях, где необходим малый удельный вес в
сочетании с высокой жесткостью, прочностью
и пластичностью.
Для изготовления силовых конструкций в
авиации наиболее часто используются сплавы
традиционных систем легирования АМгб (А1-
Mg) и Д16 (Al-Cu-Mg), обладающие хорошей
свариваемостью и высокими технологически-
ми характеристиками. Однако прочность этих
сплавов достаточно низкая. Сплавы системы
Al-Cu-Mg, обладающие повышенной прочно-
стью, склонны к коррозии под напряжением, а
с добавками меди не свариваются. Кроме того,
по удельным характеристикам эти сплавы про-
игрывают сплавам систем Al-Li.
В настоящее время в мире разработаны и
находятся на разных стадиях освоения алюми-
ниево-литиевые сплавы с добавками магния,
меди и различных переходных металлов.
Широко применяемый в России сплав 1420
(системы Al-Li-Mg) сваривается всеми видами
сварки, обладает очень малой плотностью
(2,47—2,5 г/см3), имеет высокую коррозион-
ную стойкость, но обладает низким пределом
текучести.
Сплавы системы 1440, 1450, 1460 (системы
Al-Li-Cu) имеют повышенные по сравнению со
сплавом 1420 прочностные характеристики, но
обладают повышенной плотностью (2,65—2,7
г/см3) и практически не свариваются из-за
склонности к образованию горячих трещин.
Разработанный в МАТИ совместно с ВИАМ
новый сплав системы Al-Mg-Li-Zn обладает
пониженным удельным весом (2,51 г/см3), по-
вышенным пределом текучести, удовлетвори-
тельным удлинением и хорошей свариваемо-
стью.
Термическая стабильность перекристал-
лизованной структуры этого сплава обуслов-
лена наличием нетрадиционных добавок пере-
ходных металлов — циркония и скандия.
Удельные механические свойства нового
алюминиево-литиевого сплава не только вы-
ше, чем у высокопрочного промышленного
Д16 и свариваемого сплава АМгб, но и выше,
чем у ранее разработанных алюминиево-лити-
евых сплавов 1420 и 1450.
407
РЫБИНСКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ АВИАЦИОННАЯ
ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ АКАДЕМИЯ
Рыбинская государственная авиационная технологическая академия
(РГАТА) расположена в городе, где работает известное машинострои-
тельное объединение «Рыбинские моторы». Основные направления науч-
ных исследований в РГАТА связаны с совершенствованием технологиче-
ских процессов изготовления авиационных двигателей.
Научные исследования посвящены, в пер-
вую очередь, разработке теоретических основ
системы автоматизированного управления про-
цессом механической обработки с обеспечением
требуемого качества поверхностного слоя дета-
лей; созданию баз данных и разработке САПР
технологических процессов и расчета оптималь-
ных режимов механической обработки и литья
по выплавляемым моделям на основе использо-
вания аналитических методов определения оп-
тимальных технологических условий; изучению
способов оценки и средств неразрушающего
контроля деталей авиационных двигателей (на-
учные руководители профессора С.С. Силин,
В.М. Воздвиженский, В.Ф. Безъязычный).
Серьезные исследования по изучению рабо-
чих процессов в газотурбинных двигателях про-
ведены научно-исследовательской группой, ру-
ководимой профессором Е.Н. Богомоловым.
Осуществлено комплексное экспериментальное
исследование свойств решеток турбомашин
(потери кинетической энергии, углы потока на
выходе из решетки, пограничные слои на про-
филе, коэффициенты теплоотдачи на межпро-
фильной поверхности) в характерных для высо-
котемпературных газотурбинных двигателей ус-
ловиях смыкания зон вторичных течений.
Впервые обнаружено явление вихревого
отрыва потока от выпуклой поверхности лопа-
ток, вызванного взаимодействием ядер вторич-
ных вихрей. На основании полученных матема-
тических моделей вторичных вихрей и механики
перемещения вторичных масс разработан метод
расчета аэродинамических характеристик тур-
бинных решеток в широком диапазоне измене-
ния высоты проточной части, что особенно су-
щественно для малоразмерных двигателей.
Для малогабаритных беспилотных ЛА
(БПЛА) группой исследователей под руковод-
ством А.Т. Кизимова создан малогабаритный
многофункциональный датчик в виде шести-
компонентного акселерометра с электромаг-
нитным резонансным подвесом чувствитель-
ного элемента, конструкция которого в насто-
ящее время отработана в РГАТА и защищена
тремя патентами Российской Федерации.
На основе данного акселерометра разрабо-
тана аппаратура для исследования акселераци-
онной нагрузки на вестибулярный аппарат чело-
века и освидетельствования его состояния на
тренажере или в условиях невесомости.
Работы профессора В.А. Вишнякова ус-
пешно решают проблемы создания автомати-
408
зированных полунатурных моделирующих
комплексов для испытаний бортовых авто-
номных радиосистем (доплеровских измери-
телей скорости, радиовысотомеров, посадоч-
ных радиолокаторов и т.п.). На основе таких
комплексов могут быть проведены измерения
различных характеристик и параметров радио-
систем, таких, как зона действия, координаты
местоположения, излучаемая мощность пере-
датчика, точность получения информации,
разрешающая и пропускающая способность,
помехозащищенность, параметры сигналов,
систематические флуктуационные и динами-
ческие погрешности и др.
Созданный комплекс позволяет проводить
автоматизированные испытания радиосистем с
моделированием условий ЛА и радиообста-
новки с достоверностью, соответствующей на-
турным испытаниям, но с существенно более
низкими затратами. Разработки защищены 15
авторскими свидетельствами.
Имитационное моделирование является
весьма мощным инструментом проектирования
и нетрадиционных двигателей внутреннего
сгорания (ДВС). Группа энтузиастов, возглав-
ляемая А.Г. Курочкиным, при научном руко-
водстве профессора Б.Н. Леонова создала та-
кую имитационную модель, которая предус-
матривает взаимодействие более 100 харак-
теристик ДВС в статике и динамике. Она по-
зволяет смоделировать все основные процессы
двигателя, включая сжатие и расширение газов,
горение, тепловое состояние, силовую нагру-
женность, кинематическое взаимодействие. На
основе этой модели был создан принципиально
новый роторный кинематический механизм и с
его использованием — новый двигатель внут-
реннего сгорания. Этот двигатель сочетает в
себе черты роторного, поршневого и газотур-
бинного двигателей, что приближает его по
удельному весу на единицу мощности к газо-
турбинным, по расходу топлива — к дизель-
ным двигателям, а по компактности он может
превзойти все существующие.
Изготовлению первых образцов двигателя
в металле предшествовало создание 14 ком-
ш^терных моделей, на которых были изучены
предполагаемые параметры, возможные небла-
гоприятные ситуации. На 15-й модели, реали-
зованной в металле, прошли проверку все ки-
нематические решения, а также протекание
процессов сжатия, воспламенения и горения
топлива, продувки рабочих полостей.
САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ С.П. КОРОЛЕВА
Самарский государственный аэрокосмический университет (СГАУ)
им. С.П. Королева основан в 1942 г. В Самаре работают известные
авиакосмические организации: авиационное производственное объедине-
ние, производившее в годы Великой Отечественной войны самолеты Ил-2
и Ил-10, моторостроительное производственное объединение, ЦСКБ
«Прогресс», широко известное в последние годы как производитель но-
сителей космических аппаратов.
Вниманию читателей предлагаются результаты ряда НИР и ОКР,
выполненных в СГАУ.
Дифракционная оптика для аэрокосмических
технологий
(В.А. Сойфер, Н.Л. Казанский)
Уникальные массогабаритные и функцио-
нальные характеристики дифракционных оп-
тических элементов (ДОЭ) имеют принципи-
альное значение для решения сложнейших за-
дач преобразования и коррекции волновых
фронтов, оптической обработки информации.
Среди оригинальных разработок СГАУ:
—	программное обеспечение для расчета
и изготовления ДОЭ различного назначения;
—	программное обеспечение для автома-
тизированного проектирования оптических си-
стем на основе дифракционной и волоконной
оптики;
—	технологии получения дифракционного
микрорельефа оптических элементов метода-
ми сухой литографии и на основе жидких фо-
тополимеризующихся композиций;
—	оптические элементы для лазерных
технологий, фокусирующие излучение в тре-
буемую область пространства с заданным рас-
пределением энергии внутри нее;
—	корректоры аберраций и волновых
фронтов;
—	преобразователи волновых пучков для
уплотнения и закрытия информации в воло-
конно-оптических и космических линиях свя-
зи;
—	оптические пространственные фильтры
и оптические антенны;
—	малогабаритные светосигнальные уст-
ройства на базе дифракционной и волновод-
ной оптики для применения в авиа- и автомо-
билестроении.
Комплексный стенд системы управления
самолетом Ту-154
(А.Н. Коптев, НА. Кузьмичев)
Комплексный стенд бортовой системы
управления построен на базе бустерной систе-
мы ручного управления и автоматической бор-
товой системы управления самолетом Ту-154 с
применением метода физического моделиро-
вания воздушной среды, элементов и подси-
стем системы управления, всех режимов рабо-
ты, изменения пространственного положения.
Стенд имитирует систему управления са-
молетом, наглядно показывает совместную ра-
боту механической подсистемы и подсистемы
автоматического управления. Стенд включает:
кабину экипажа, которая полностью воспроиз-
водит кабину экипажа самолета Ту-154; маке-
ты поверхностей управления: хвостовое опере-
ние с переставным стабилизатором, рулями на-
правления и высоты, элероны, элерон-интер-
цепторы, закрылки; механическую подсистему:
командные посты, механическую проводку от
командных постов к исполнительным механиз-
мам (для большей наглядности механическая
проводка, подключенные к ней через диффе-
ренциальные качалки рулевые агрегаты выпол-
нены открытыми, введена механическая связь с
датчиками положения рулей); подсистему авто-
матического управления, которая представлена
реальной автоматической бортовой системой
управления самолета Ту-154 АБСУ-154. Реали-
зованы режимы штурвального управления САУ,
автономного автоматического управления и ав-
томатического управления по данным пилотаж-
но-навигационного комплекса; система имита-
ции пространственного и курсового положения
самолета, которая включает в свой состав плат-
форму, имеющую две степени свободы (на ней
закреплена модель самолета, малогабаритные
гировертикали и блоки демпфирующих гиро-
скопов) и платформу имитации курсового поло-
жения самолета с гироагрегатом ГА-3 и индук-
ционным датчиком ИД-3; система имитации
воздушной среды (рст,рдин, Н, 7пр, М);
гидравлическая подсистема.
Подсистема смонтирована на стенде таким
образом, чтобы был возможен обзор переме-
щения всех элементов в процессе функциони-
рования. Механическая проводка управления
передает перемещение командных рычагов по
каналам курса и тангажа непосредственно на
руль направления и руль высоты соответст-
29 Заж. 185
409
венно. А по каналу крена она передает движе-
ние на гидроприводы элеронов и элерон-ин-
терцепторов. Механическая проводка модели-
рует в основном проводку управления самоле-
том Ту-154.
На лицевой панели стенда смонтированы
рулевые агрегаты РА-56. Он через дифферен-
циальные качалки включены в механическую
подсистему. Таким образом, хорошо видна ра-
бота механической системы и системы автома-
тического управления. Рулевые агрегаты
включены во все три канала: крена, тангажа и
курса. К каждому рулевому агрегату подклю-
чена пружинная тяга, чтобы во время выхода
из строя одного из каналов САУ вся система
управления по этому каналу осталась работо-
способной.
На стенде представлена система автомати-
ческого управления САУ-4. Стенд позволяет
проводить имитацию работы САУ в режиме
штурвального управления и в режиме авто-
номного автоматического управления.
САУ-4 — регулятор с жесткой обратной
связью и регулированием по отклонению.
САУ резервируется по трем подканалам. Она
состоит из каналов крена, тангажа и курса.
Исполнительным механизмом в САУ в каждом
канале является встроенный электрогидравли-
ческий рулевой агрегат РА-56, который под-
ключен по трем каналам к гидросистеме стен-
да. Каждый канал САУ состоит из демпфера
колебаний и устройств, обеспечивающих нуж-
ные характеристики управляемости самолетом
по трем осям в режиме штурвального управ-
ления САУ, в режиме автономного автомати-
ческого управления. Стенд позволяет имити-
ровать формирование законов управления.
Для имитации пространственного положе-
ния самолета применена платформа с двумя
степенями свободы. На ней установлена мало-
габаритная гидровертикаль и блок демпфиру-
ющих гироскопов (отдельно для канала крена
и канала тангажа). Поворот платформы отно-
сительно осей X и Z осуществляется пропор-
ционально перемещению штурвальной колон-
ки по каналам крена и тангажа. Поворот плат-
формы может задаваться с отдельного пульта.
Платформа приводится в движение механиче-
ски с помощью рулевых машинок ИМАТ-2-12-
4-В. Для наглядности платформа установлена
рядом со стендом и на ней закреплена модель
самолета.
Имитация курсового положения формиру-
ется на специальной платформе с гироагрега-
тами ГА-3 и ИД-3, вращение которых осуще-
ствляется следящими системами в соответст-
вии с углами крена.
В стенде предусмотрено формирование
законов управления во всех каналах с после-
довательным подключением сигналов управ-
ляемости и устойчивости, а также демонстра-
ция воздействия фрагментов этих законов на
поведение самолета через управляющие по-
верхности.
Внедрение стенда в учебный процесс по-
казало высокую эффективность целенаправ-
ленного изучения сложных систем управления
самолетом.
Устройства встроенного контроля за уровнем
загрязнения гидравлических жидкостей
(Л.М. Логвинов)
С целью повышения надежности гидроси-
стем управления современных ЛА на кафедре
радиотехнических устройств СГАУ разработан
ряд автоматических устройств встроенного
контроля за уровнем загрязнения рабочих
жидкостей гидросистем ЛА.
На основе фотоэлектрических датчиков
разработаны системы автоматического контро-
ля (модель ПОТОК-РЖ). Эти системы успеш-
но используются для функциональной диагно-
стики агрегатов. Кроме того, системы исполь-
зуются для непрерывного контроля за уровнем
загрязнения гидравлической жидкости, которая
подается на борт ЛА в процессе наземной до-
водки гидравлических систем. Системы могут
использоваться как при производстве, так и при
эксплуатации жидкостных систем ЛА. Эксплу-
атация систем возможна в широком температур-
ном диапазоне, в широком диапазоне расходов
(до 100 л/мин) и при рабочем давлении в на-
порном трубопроводе до 300 кгс/см2 (30 МПа).
Разработан экспериментальный образец датчи-
ков модели АЗЖ-918. Эти датчики позволяют
контролировать появление металлических час-
тиц износа в системах смазки ГТД. Датчики
разработаны на основе метода вихревых токов и
позволяют обнаруживать раздельно наличие
магнитных (железо) и немагнитных (бронза) ча-
стиц размером более 50 мкм в системах смазки
при температуре до 200°С и рабочем давлении
в системе до 10 кгс/см2 (1 МПа).
410
САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ
Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмиче-
ского приборостроения (прежде ЛИАП, ГААП) хорошо известен как
крупный научный центр. Созданные его учеными и инженерами приборы
и системы применяются в гражданской и военной авиации, в космиче-
ских программах.
Здесь получены экспериментальные результаты, использованные при
создании космических спускаемых аппаратов и самолетов Ту-144, Ту-204,
Ту-334 и др.
Можно привести немало примеров конкретных разработок.
На кафедре систем стабилизации и ориен-
тации летательных аппаратов разработана те-
ория алгоритмов функционирования системы
автоматической посадки самолетов и верто-
летов на палубу авианесущих кораблей, ко-
торые обеспечивают всепогодное использо-
вание палубной авиации. Эти алгоритмы
внедрены и используются в бортовых комп-
лексах управления палубных самолетов Су-27
и МиГ-25, в системе автоматической посадки
космического самолета «Буран».
Кафедрой охраны труда и окружающей
среды разработана и внедрена на Ульяновском
авиационно-промышленном комплексе авто-
матизированная система контроля чистоты
воздуха и газов, уровень загрязненности кото-
рых регламентируется ОСТ 141519-80 и ГОСТ
17433-80, а в НПО им. Лавочкина использует-
ся созданный в ГААП информационно-вычис-
лительный комплекс контроля чистоты воз-
духа «Озон» (ОСТ 92-0069-86).
На специальном стенде исследованы
аэродинамические характеристики и режимы
посадки возвращаемых блоков многоразовой
аэрокосмической системы «Буран».
Разработана методика определения силы
сопротивления самолета с учетом эксплуата-
ционной шероховатости поверхности, ис-
пользованная в АНТК им. А.Н. Туполева при
проектировании Ту-204 и Ту-334.
Кафедрой авиационных приборов и изме-
рительно-вычислительных комплексов разра-
ботаны теория и алгоритмы проектирования
систем управления упругими космическими
аппаратами, обеспечивающие существенное
повышение производительности бортового
комплекса наблюдения за счет снижения
уровня колебаний конструкции. Результаты
использованы при проектировании долговре-
менной орбитальной станции «Мир» и косми-
ческих аппаратов ЦСКБ «Прогресс».
На этой же кафедре разработан автомати-
зированный комплекс испытаний бортовой
топливоизмерительной аппаратуры современ-
ных самолетов. Использовано при создании
Су-27, МиГ-29, Ту-160, Ту-204, Ил-96.
Профессором кафедры систем стабилиза-
ции и ориентации летательных аппаратов А.В.
Небыловым совместно с японскими специали-
стами из Мусаши технического института (То-
кио) в 1995 — 1997 гг. разработан проект по-
строения перспективной воздушно-транспор-
тной системы с использованием тяжелого эк-
раноплана для запуска и посадки многоразо-
вого космического самолета.
Под руководством главного конструктора
доцента Г.Б. Яцевича разработана и изготов-
лена система контроля положения ракеты-
носителя «Энергия» при ее установке на пу-
сковой стол.
Система включает оптико-электронные
датчики угловых и линейных перемещений,
установленные по торцу ракеты-носителя и на
пусковом столе, вычислитель и индикаторное
устройство, а также геодезические устройства.
Точность измерения линейных
перемещений торца ракеты-носителя . . 1мм
Точность измерения угловых
перемещений.......................20"
Время установки ракеты-носителя «Энергия»
на пусковой стол...............до	10 мин
Система успешно прошла испытания и в
результате конкурсного отбора была принята
и использовалась во всех штатных работах и
пусках на космодроме «Байконур», показала
высокую надежность и эффективность.
Надо отметить, что вся работа была вы-
полнена силами 15 человек и на нее было ис-
трачено лишь около одного миллиона рублей.
Этим же коллективом была разработана
штатная система контроля положения на
стартовом столе ракеты-носителя комплекса
«Энергия»—«Буран».
Многорежимный аэродинамический
стенд (главный конструктор доцент Р.Н. Ко-
кошкин) предназначен для определения аэро-
термодинамических характеристик взаимодей-
ствия до-, транс- и сверхзвуковых газовых по-
токов с проницаемыми и непроницаемыми по-
верхностями тел каналов различной конфигу-
рации, для исследования структуры и пара-
метров таких течений.
411
Стенд реализует разработанный на кафед-
ре метод крупномасштабного моделирования
газовых течений.
Конструктивные особенности стенда:
гибкие стенки газодинамического тракта
рабочей части;
возможность нагрева моделей;
возможность управления массотеплообме-
ном в исследуемой области течения;
прозрачные стенки по всей длине рабочей
части.
Возможности метода и конструктивные
особенности стенда обеспечивают в ряде слу-
чаев моделирование процессов одновременно
по числам Маха, Рейнольдса, температурно-
му фактору, параметрам тепломассообмена.
Стенд обеспечивает возможности:
определения аэродинамической нагрузки,
характеристик тепломассообмена и структуры
локальных отрывных течений в зоне располо-
жения конструктивных элементов, утопленных
или выступающих во внешний поток относи-
тельно поверхности тела;
определения характеристик пограничного
слоя в условиях совместного влияния услож-
няющих факторов (кривизна и шероховатость
поверхности, градиент внешнего давления,
технологические неровности, дополнительный
тепломассообмен);
исследования процессов и определения
характеристик тепломассопереноса в проница-
емых материалах обтекаемой поверхности при
действии указанных усложняющих факторов;
определения гидродинамических и тепло-
физических характеристик проницаемых мате-
риалов различной внутренней структуры в ус-
ловиях градиентного обтекания.
Метод крупномасштабного моделирования
и конструктивные возможности стенда позво-
ляют исследовать обтекание крупногабарит-
ных (в ряде случаев натурного размера) фраг-
ментов поверхности тел при многократном
снижении материальных затрат,повышении
технологичности и экологичности аэродина-
мического эксперимента.
Большое число конструкций малоразмер-
ных летательных аппаратов с дистанцион-
ным управлением и ультралегких аппаратов
с балансирным управлением создано за по-
следнее десятилетие в студенческом конст-
рукторском бюро (СКВ).
Реализацию первого вида летательных ап-
паратов и систем для них СКБ осуществляло
по заданиям таких организаций, как КБ имени
П.О. Сухого, НИИ систем связи и управления.
По заказу Управления «Спецатом» в 1992 г.
под руководством начальника СКБ В.А. Во-
робьева был создан и испытан в полетах ми-
ни-вертолет с взлетной массой 50 кг.
По второму направлению деятельности
студенческого КБ (науч. рук. доц. В.Г. Фед-
ченко) создано несколько видов моторных
дельтапланов, наиболее известным из которых
стал двухместный дельтаплан FO-2. Постро-
ено и действует несколько десятков аппаратов
этого типа. Они неоднократно демонстрирова-
лись на авиасалонах в России и за рубежом.
Весной и летом 1997 г. они с высокой эф-
фективностью использовались на сельскохо-
зяйственных авиахимработах в Оренбургской
области, под Нальчиком, в Краснодарском
крае, в Ленинградской области.
В период с 1985 по 1990 г. под руковод-
ством профессора П.А. Филиппова был раз-
работан и введен в практику аэродинамиче-
ских исследований аэромагнитный комплекс,
предназначенный для исследования динамиче-
ских свойств ЛА, — бесконтактный магнит-
ный подвес для аэродинамического экспери-
мента.
Для удержания модели в аэродинамиче-
ском потоке реализован принцип магнитной
левитации, который исключает искажающее
влияние механических устройств, поддержива-
ющих модель при традиционных технологиях
аэродинамического эксперимента.
Установка предназначена для:
изучения динамики углового движения
моделей,
статических испытаний моделей,
исследования динамики отделения эле-
ментов модели,
тестирования механических поддерживаю-
щих устройств, используемых в традиционном
аэродинамическом эксперименте.
Характеристики установки:
—	диаметр рабочей части 0,5 м;
—	скорость воздушного потока в рабочей
части до 50 м/с.
На данной установке выполнены исследо-
вания устойчивости моделей СА с аэродина-
мическим качеством на участке приземления.
На основании полученных данных выбрана оп-
тимальная компоновочная схема и геометрия
пассивных аэродинамических средств, обеспе-
чивающих стабилизацию статически неустой-
чивых моделей.
412
УФИМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ
ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
Уфимский государственный авиационный технический университет
(УГАТУ) основан в 1932 г. в Рыбинске и в 1941 г. переведен в Уфу.
В этом же городе с 1941 г. работает Уфимское моторостроитель-
ное производственное объединение (также переведенное из Рыбинска, где
оно работало с 1925 г.).
Перечислим лишь некоторые из выполненных в УГАТУ в последние
годы НИР и ОКР.
Информационно-моделирующие комплексы
обработки оптических изображений в
аэрокосмических системах
Работы, проводимые под руководством
профессоров С.Т Кусимова и А.Х. Султано-
ва, охватывают широкий спектр задач, связан-
ных с разработкой методологических основ
проектирования и моделирования информаци-
онных систем анализа изображений поверхно-
сти Земли и Океана с целью наблюдения те-
кущего состояния и создания информацион-
ной поддержки при принятии решений об уп-
равляющем воздействии, теоретических основ
моделирования процессов дистанционного
зондирования поверхности Земли и Океана из
космоса с учетом наблюдаемости объектов на
аэрокосмических изображениях, теоретиче-
ских основ отображения и обнаружения объ-
ектов на фоне подстилающей поверхности
при дистанционном зондировании поверхности
Земли и Океана из космоса.
Для решения вышеперечисленных задач
применяются методы имитационного модели-
рования с использованием исследований в об-
ласти физики атмосферы и океана, случайных
процессов и статистических решений, распоз-
навания образов и цифровой обработки дан-
ных, гибридных технологий обработки инфор-
мации на основе Фурье-оптики в системах ди-
станционного зондирования.
Работы по данному направлению проводи-
лись по программам военно-промышленного
комплекса, по заказам предприятий: НПО им.
Лавочкина, НПО «Астрофизика», ГОИ им. Ва-
вилова, Государственного ракетного центра
им. академика В.П. Макеева (г. Миасс) и полу-
чили высокую оценку в стране и за рубежом.
Гибкие металлические трубопроводы для
авиакосмической техники
Научно-исследовательская лаборатория
УГАТУ по гибким трубопроводным системам
двигателей ЛА (научный руководитель профес-
сор В.К Итбаев, зав. лабораторией засл, изо-
бретатель Российской Федерации А.М. Брюха-
нов), организованная в 1974 г., является един-
ственным в СНГ научным подразделением, за-
нимающимся данной проблемой.
В ходе выполнения научно-исследователь-
ских работ по отраслевым программам, про-
граммам МНТК «Надежность машин», по пла-
ну международного проекта «Гибкие трубоп-
роводы» достигнуты следующие основные на-
учные и практические результаты:
—	разработана математическая модель и
произведено теоретическое и эксперименталь-
ное исследование пластического формообра-
зования гофров из тонколистовых материалов,
на основе которого созданы новые конструк-
ции и способы изготовления гибких металли-
ческих трубопроводов (ГМТ);
—	впервые разработаны математические
модели и созданы методы расчета малоцикло-
вой прочности ГМТ с винтовыми и параллель-
ными гофрами, с учетом технологической на-
следственности и других факторов;
—	впервые созданы математические моде-
ли процессов колебаний ГМТ, возбуждаемых
силами различной природы, с применением
которых выполнены исследования виброустой-
чивости и вибропрочности ГМТ.
Выполненные исследования позволили
разработать принципиально новые конструк-
ции и способы изготовления ГМТ, защищен-
ные 120 авторскими свидетельствами и патен-
тами. Результаты работы НИЛ по гибким тру-
допроводам нашли применение при создании
трубопроводных компенсаторов для самолетов
Ту-154, Ан-124, двигательной установки само-
лета «Буран», а также в других отраслях, в ча-
стности в автомобилях КамАЗ.
В 1998 г. эта работа удостоена премии
Правительства РФ в области науки и техники.
Аппаратно-программный комплекс для
контроля и диагностики электронных систем
управления силовыми установками с полной
ответственностью
Кафедрой АСУ УГАТУ (научный руково-
дитель проф. Г.Г. Куликов) совместно с
УНПП «Молния» (генеральный директор —
главный конструктор Е.В. Распопов) и НПФ
413
«Темпавиа» (генеральный директор В.С. Фа-
тиков) разработан комплекс технических
средств и соответствующие технологии контро-
ля и диагностики для одной из первых россий-
ских цифровых систем управления с полной от-
ветственностью для силовой установки самоле-
та Ан-70, включающей четыре ТВВД Д-27
(ЗМКБ «Прогресс»).
Существующие электронные системы уп-
равления ГТД содержат в цифровом виде ин-
формацию о работе двигателя и его систем.
Анализ показывает, что указанные данные мо-
гут быть интерпретированы с применением
алгоритмов идентификации для решения за-
дач контроля и диагностики, при этом глуби-
на контроля выполнения функций отдельными
элементами может достигать 90% и более. В
аппаратно-программном комплексе использу-
ются разработанные алгоритмы контроля и
диагностики двигателя и элементов САУ,
включая гидромеханическую часть, на основе
методов идентификации в замкнутой схеме.
Возможные области применения комплек-
са:
а)	эксплуатация двигателей и их САУ по
состоянию;
б)	доводочные работы при создании новых
перспективных образцов авиационной техники;
в)	использование программного обеспече-
ния во встроенной системе контроля САУ;
г)	автоматизация технологии контроля и
диагностики силовых установок самолетов, не
имеющих развитых бортовых средств контроля
и диагностики (для двигателей, созданных ра-
нее).
Новизна предлагаемой системы контроля
и диагностики заключается в применении ал-
горитмов идентификации в замкнутой схеме,
максимально адекватной реальным условиям
работы двигателя. Применение подобных
средств контроля и диагностики позволяет
резко снизить затраты на эксплуатацию двига-
телей и регламентные работы, повысить без-
опасность полетов. Новизна подтверждается
патентами РФ.
Системы управления тягой РДТТ
Сотрудниками факультета «Авиационные
двигатели» У ГАТУ с 1965 г. выполняются ра-
боты по исследованию характеристик и проек-
тированию систем управления вектором и мо-
дулем тяги ракетных двигателей твердого
топлива (научные руководители профессора
З.Г. Шайхутдинов и А.М. Русак).
Необходимость проведения такой НИР
была вызвана возрастающими требованиями к
точности траекторий и попадания баллистиче-
ских ракет и разработкой маневрирующих го-
ловных частей.
Работы выполнялись по заказу и при уча-
стии НПО «Союз» (г. Казань) и Государствен-
ного ракетного центра им. академика В.П. Ма-
кеева (г. Миасс).
В результате исследований было принято
решение о разработке комбинированного ме-
тода регулирования твердотопливной двига-
тельной установки — управления модулем
РДТТ посредством изменения поверхности го-
рения заряда так называемым «гидравличе-
ским» способом с одновременным регулирова-
нием критического сечения сопла. Эта про-
блема была всесторонне исследована как тео-
ретически, так и с выполнением большого
цикла экспериментальных работ. Были иссле-
дованы вопросы: перестройки поверхности го-
рения на переходных режимах; особенности
воспламенения участков вновь освобождаемой
поверхности топлива горячими камерными га-
зами, особенности нестационарного движения
поршня и жидкости в канале, выполненном в
податливом (топливный заряд) материале.
Значительное внимание было уделено регули-
руемым сопловым блокам, расход газа в кото-
рых изменялся в 6—10 раз; были выполнены
оптические исследования картины течений,
произведены измерения местных полей давле-
ний и скоростей, произведена оценка газоди-
намических усилий на регулирующее цент-
ральное тело, определяющих выбор мощности
рулевого привода. Была обоснована целесооб-
разность оснащения двигательной установки с
гидрорегулированием поверхности горения
системой автоматического управления с двумя
подсистемами регулирования: по давлению в
камере сгорания и по расходу жидкости из ка-
налов в заряде.
Разработаны оригинальные схемы твер-
дотопливных регулируемых ДУ, защищен-
ные 15 авторскими свидетельствами.
414
ABSTRACTS
AEROSPACE TRANSPORT SYSTEMS
Book of Technical Papers
Strategy and Prospect of Development of Reusable Space Transport Systems
G. E. Lozino-Lozinsky
The paper includes a short historical survey of the BURAN program. The main steps and
results of the BURAN Reusable Spaceship creation are discussed. Experience of the SPIRAL and
BURAN programs and also creation of largest in the World the AN-225 transport aircraft opened
opportunity to develop the MAKS Multipurpose Aerospace Transport System. Main requirements for
the Reusable Space Transport Systems (STS) are defined. The MAKS system is the best solution for
the STS of the nearest future. Creation of a more powerful HERACLES Carrier-Plane will improve
the MAKS performance. Wings had helped Mankind to develop the Air Ocean, Wings will help to
extend the Space investigation and development. - pp. 6-14
CREATION AIRFRAME OF THE BURAN
ORBITAL SPACESHIP
Creation of the BURAN Spaceship - One of Important Technological Problems of
the Aviation Industry
A.G.Bratukhin
The experience of development of new technologies, ensuring creation of Aerospace Systems, in
particular, airframe of the BURAN Spaceship is generalized in the paper. - pp. 15-21
The NPO MOLNIYA Experimental Plant. Main Directions of Activity
A. S. Bashilov
Main directions of activity of the NPO MOLNIYA Experimental Plant on creation of
laboratory-experimental base, organization of manufacture are reflected in the paper: aerodynamic
models, auxiliary power plant, fragments of structure. Their serviceability for use on the BURAN
Spaceship is discussed. New developed and introduced technological processes, as well as role of the
Experimental Plant in organization of cooperation of a set of the Aerospace companies of country,
involved to work on the BURAN are submitted. - pp. 22-24
Tushinsky Machine-Building Plant
N.K.Zverev, S.G.Arutyunov
The historical review of the Tushinsky Machine-Building Plant and the BUREVESTNIK
Machine-Building Design Bureau activity for a period since 30-th years is given. It told about creation
of cooperation of the Aerospace companies for fulfillment of the BURAN program, development of
new technological processes, expansion of industrial base of the Tushinsky Machine-Building Plant,
fulfillment of work on manufacturing of units and airframe of the BURAN Spaceship. The paper
presents a review of production relations of the Industrial Aerospace Companies, Design Bureaus and
Scientific Research Institutes that took part in works on the BURAN program. - pp. 25-28
Development of Configuration of the Orbital Spaceship
V.M.Ushakov
Principles fixed in basis of development of configuration of the BURAN Orbital Spaceship are
stated. Stages of development and their feature are listed. It is shown that creation of configuration is
a consecutive realization of the technical requirements to the Orbital Spaceship. - pp. 29-32
415
Main Aspects of Aerodynamic Designing the BURAN Orbital Spaceship
G. F. Naboishchikov
Main questions connected with formation of aerodynamic configuration of the BURAN
Orbital Spaceship and maintenance of aerodynamic characteristics, satisfying to the requirements to
maneuverability and controllability of the Spaceship at atmospheric flight are shown in the paper. It
describes technology of improvement of the aerodynamic configuration with the purpose to get an
reliable initial data on aerodynamics, ensuring the Orbital Spaceship designing. - pp. 33-45
Trajectories of the BURAN Orbital Spaceship Descent and Landing.
Algorithms of the Automatic Guidance and Control
V	. P. Kirpishchiko v
Some results of works fulfilled by the NPO MOLNIYA, NPO AP, MARS Design Bureau,
NPO ENERGIYA, TsAGI, LII and other organizations, took part in the decision of the automatic
descent and landing problems for the BURAN Orbital Spaceship are considered. The paper describes
main difficulties that arose before the engineers developed the Guidance and Control System. It
presents accepted for the BURAN Spaceship principles of the trajectories formation and review of the
works on the automatic Guidance and Control algorithms for the descent in atmosphere and landing.
Sequence of the trajectory legs, statistical tubes of trajectories, as well as actual trajectory of the first
BURAN flight from height of 100 km up to touch to runway of the airfield are shown. - pp. 46-55
Guidance and Control of Orbital Plane
V	.A. Trufakin
Some problems of dynamics of flight and control synthesis for Orbital Plane arisen during
work on Aerospace theme in a part of stability, controllability and hand-operated control are
considered. The paper presents a brief description of methods and ways of the decision.
Methodological and practical importance of results is evaluated. - pp. 56-65
The Full-Scale Stand of the Equipment and the Piloting-Dynamic Training Stand
O.N.Nekrasov
Problems, principles of construction and feature of work of the Full-Scale Stand of the
Equipment and the Piloting-Dynamic Training Stand, created in NPO MOLNIYA for the support
horizontal flight tests of Plane-Analogue of the BURAN Orbital Spaceship are considered. - pp. 66-69
Simulation on the Piloting-Research Complex in the Cosmonaut Training Center
V	. V.Gorbatenko, A.I.Shurov, A.S. Vaskov
One of the initial stages of works on the control system for the reusable winged Spaceships
using stand simulation with effect of g-load factors on the pilot is described. The paper presents some
results and shows possible fields of their application. - pp. 70-77
Horizontal Flight Tests of the BURAN Orbital Spaceship
S. A. Mikoyan
Principle scheme of descent and landing, problem of the Guidance and Navigation Systems
development are discussed. Main differences of the BURAN Analogue-Plane for the horizontal flight
tests and the Orbital Spaceship in part of on-board and ground-based are considered. The paper
describes process of the crew training and the results of flight tests. It presents the recommendations
for use of the Analogue-Planes and Flying Laboratories in further development. - pp. 78-83
BURAN with a Crew on Board
1.1.Bachurin
The paper contains the memoirs of the deserved test pilot of the USSR I.I.Bachurin about
flights on the BURAN Analogue-Plane and Flying Laboratories. These flights were conducted under
the Horizontal Tests Program that was executed to improve the control system on stage of automatic
landing and has ensured success of the first orbital flight of the BURAN Orbital Spaceship. - pp. 84-87
416
Problems and Way of Creation of the Automatic Landing Complex
M.P.Balashov
Key problems, specific features and main characteristics of a final stage of the Orbital
Spaceship flight - landing on the runway in automatic control mode are considered. Necessity of
development of new means for realization of the automatic landing is justified. It is considered
technological cycle of development and test of the complex. - pp. 88-91
Structure of the BURAN Orbital Spaceship
A.T. Tarasov
Some features of the Spaceship structure, determined by conditions of its operation as well as
requirement of minimization of weight are discussed. Technical decisions, ensuring fulfillment of the
problem are considered and opportunity of their usage in the perspective Reusable Aerospace Systems
is shown. - pp. 92-94
The Doors of the Payload Bay of the BURAN Orbital Spaceship
A.P.Stepanov
Problems arisen at designing and manufacturing of the Payload Bay Doors are considered:
choice of materials and structure strength scheme, creation of temperature compensation between the
composite doors and the aluminum fuselage, improvement of technological processes of manufacturing
the composite structures. The structure technology decisions for the first time realized in the composite
doors are described. It is done analysis of ways of perfection of the structure. Opportunity of using the
achieved experience in the advanced aircraft and spaceship vehicles is considered. -pp. 95-97
Metal Materials in a the Structure of the BURAN Spaceship’s Airframe
K.N. Sergeev, R.E.Shalin, S.G. Bulgakova
The experience of application of the metal materials in the BURAN Orbital Spaceship
structure is shown, requirements to materials are stated, main materials and semi-finished products are
described in the paper. Review of results of researches and development of new structural metal
materials, including the 1460 high-strength welded aluminum-lithium alloy, perspective for the
Aerospace Systems is given. - pp. 98-102
Non-Metallic Structural Materials of the BURAN Orbital Spaceship
I.P.Gutman, G.V.Kulikova
Main zones of application of the thermally active carbon plastics and carbon-carbon materials
in the structure of the BURAN Orbital Spaceship are considered in the paper. The main requirements
to the structure decisions are indicated and valuation of efficiency of application of the composite
materials is given. There are specified perspective directions of creation new composite materials and
structures, -pp. 103-107
Non-Metallic Materials in the BURAN Orbital Spaceship
L. V. Vulfovich, G.M.Kurochka
The paper presents a brief information about non-metallic materials for various applications in
the BURAN Orbital Spaceship. Main properties, fields of application, advantage and efficiency of use
of these materials are specified. - pp. 108-110
Automated Technology of Assembly-Welding of the BURAN Spaceship Cockpit
V.I.Ryazantsev, S.I.Kovyazina
A problem of manufacturing the BURAN cockpit by assembly-welding is considered. New
technology of assembly-welding on the UPSF-2 specialized equipment ensuring reliability, resource and
quality of production, reduction time of the production and preparation of manufacture is submitted.
Characteristics of the UPSF type equipment are indicated: UPSF-2, UPSF-3-1, UPSF-3-2, UPSF-4 -
ensuring assembly-welding of products by dimensions: by a length - 900 (27000 mm); by a diameter -
1600 (4700 mm), -pp. 111-114
417
Thermal Designing of the BURAN Orbital Spaceship
L.P. Voinov
The thermal and force effects on the Orbital Spaceship in space flight and at descent from the
orbit are considered. It is presented distribution of temperatures and pressure on a surface and on this
basis it is chosen scheme and structure of the Heat Protection System. Method of definition of
thickness of a heat-shielding for the Orbital Spaceship is stated. - pp. 115-122
Designing and Experimental Development of the BURAN Heat Protection
V.P. Timoshenko
General approach to thermal designing and experimental development of the BURAN Heat
Protection System is considered including computer methods, ground based experimental units, flying
laboratories and large-scale flying models of the BOR-4 series. Methods of calculation and
experimental modeling of thermal processes in thermal protection and the most important elements of
a design are submitted. Questions of verification of used mathematical models and their application for
the analysis of possible abort situations, as well as conformity predicted and actually received results
during the BURAN flight are discussed. - pp. 123-135
The Heat Protection Structure of the Reusable Orbital Spaceship
M. Ya. Gofin
The problems of creation of the Heat Protection System are considered. The paper presents a
description of the Heat Protection structure and technology, history of development, main properties
of the Heat Protection materials and covers, prevention of destruction and moisture. It shows possible
application of the materials in another fields of industry. Problems of creation of the light-weight Heat
Protection structures for the advanced Aerospace Systems are discussed, pp. 136-144
Technology for Continuous Structures of Discrete Quartz Fibre
V.N.Prilepsky
The stages of the technology creation for the continuous structures of discrete quartz fibre and
experimental works on the Heat Protection Plates are described. The results had shown necessity of the
quartz fibre dispersion for maintenance the best thermal resistance of the Heat Protection composition.
-pp. 145-146
Automated Systems of Designing, Mathematical Modeling and Manufacturing for
the BURAN Orbital Spaceship
M. I. Оsin
The methodology of the computer designing is discussed. The paper describes the application
of the computer technologies in the designing and manufacturing the BURAN Orbital Spaceship.
Main goals of mathematical modeling modes of missions and processes of automated manufacture on
technology without paper are described. - pp. 147-154
Gas Dynamic Non-Stationary Loads on the BURAN Orbital Spaceship
I.G.Rozanov
The problems connected with the high levels of the gas dynamic non-stationary loads at various
stages of the BURAN flight and the ways of their successful decision are briefly stated. - pp. 155-157
Strength of the BURAN Orbital Spaceship’s Structure
A.T. Tarasov
The problem of the loading optimization of the Reusable Orbital Spaceship in joint with the
rocket-carrier and autonomous flight is considered. By the introduction of restrictions the loads on
these two stages of flight are approached. The application of the final elements method using modem
computers for definition the strained-deformed state and structure loading ability of the Spaceship are
shown. Aeroelasticity and fatigue strength problems in a wide range of aerodynamic and acoustic loads
as at the ascent as at the descent are considered. - pp. 158-162
418
Main Directions of Technology Development at Creation of the BURAN Spaceship
V.G.Podkolsin, V.N. Chernousov
Some technological aspects of manufacturing the BURAN Orbital Spaceship are considered.
Main attention is given to technological features of manufacturing the airframe, the cockpit module
and the hydro-gas systems.
-pp. 163-169
Technological Preparation to Manufacturing the BURAN Spaceship
V.N. Chernousov
Some results of the works on technological preparation to manufacturing the BURAN Orbital
Spaceship are considered. The attempt to define further development of the technological preparation
to manufacturing the advanced Aerospace and Aviation Systems is made.
-pp. 170-173
Technology of the Indestructible Check and Technical Diagnostics of the BURAN
Orbital Spaceship
V. V.Konnov
The indestructible check and technical diagnostics played an important role in maintenance of
quality of the BURAN Reusable Orbital Spaceship. The systematic and complex approach to use
technology of the check on all life cycles has in many respects defined high reliability of the Spaceship.
Main technological achievements in various areas of the indestructible check are briefly determined,
economic aspects of development and main directions of application in another fields of industry are
stated.
-pp. 174-182
Methods and Means of the Pressurization Check for the BURAN Structure
V.N. Chernousov
The paper describes main methods of the pressurization check for the hydro-gas units and
systems of the BURAN Orbital Spaceship. The Isobar, Acoustic, Compensate-Differential, Mass-
Spectrometer and Radioactivity Indicators methods as well as means of their realization are
considered. The possible areas of application of these methods and means in the national economy are
shown.
-pp. 183-195
Radio-Navigational Maintenance of the Atmospheric Descent and Landing of the
BURAN Orbital Spaceship
V. A. Shcharensky
The paper considers problem of increasing accuracy of navigation using Radio-Range System
for the correction of the Inertial Navigation System. The decision of the problem permits to ensure a
minimum zone of errors of the coordinate information by rational accommodation of the re-
transmitter of the ground range finder in a region of landing and choice of optimum group ground
radio beacon, enabling essentially to reduce the influence of the geometrical factor to accuracy of
reception of the navigating information depending on a space position of the Orbital Spaceship.
-pp. 196-200
The Information Display System of Information and Control for the BURAN
Reusable Orbital Spaceship
Yu.G.Mushkarev
The paper contains a brief review of the Display System of Information and Control. Some
problems arisen at designing and approach used by engineers for decision of these problems are
discussed. There are shown stages of designing and development as well as results of tests.
-pp. 201-205
419
The Control of the Onboard Complex of Equipment
A.G.Karimov
Main problems of creation of the Control System of the Onboard Complex of Equipment for
the BURAN Orbital Spaceship and its software are stated. A structure of the Control System is shown.
There is discussed the synthesis problem of the software structure with breaking up into independent
typical blocks simplifying technology of working out on computing means. The paper describes
effective automated way of working out software on the Full-Scale Stand of Equipment with use of
specialized means including imitation of the abort situation in onboard systems and their channels of
communications.
-pp. 206-216
The Electrical Distribution and Switching System
V.A.Kornilov
The procedure of choosing the structure of the Electrical Distribution and Switching System is
considered taking into account the presented requirements and restrictions. The paper presents a
substantiation of the accepted technical decisions and indicates the directions of perfection.
-pp. 217-220
Ensuring Electromagnetic Compatibility of the BURAN Equipment
V. A. Kornilov
The features and main directions of decision for the problem of Electromagnetic Compatibility
of the BURAN equipment are considered. The subject of conducted work on the problem and main
results of the tests are indicated. - pp. 221-223
Features of the Antennas Installation on the BURAN Orbital Spaceship
V.A. Kornilov
Main features of the antennas installation on the BURAN Orbital Spaceship are considered.
Results of working out are indicated. Measures on elimination of revealed defects are offered.
-p.224
Auxiliary Power Plant of the Orbital Spaceship
V. I. Saenko
A way of decision the problem arisen during creation of the Auxiliary Power Plant supplied
power to the aerodynamic control surfaces and undercarriage of the Orbital Spaceship are stated.
-pp. 225-230
Hydraulic System and Drives
N.L. Fomin
The description of the circuit and work of the Hydraulic System and Steering Drives is given in
the paper that presents the requirements to the Hydraulic System and Drives in connection with
features of flight of the Orbital Spaceship unlike of usual airplanes. The structure of the system and
principles of work are discussed.
-pp. 231-234
Cockpit
V.A.Fedotov, V.KNovikov
The paper tells about creating, for the first time in country, the strong highly pressurized
Cockpit Module welded of the 1201-T aluminum alloy for the BURAN crew and equipment. It ensures
fulfillment of the automatic and manned BURAN flights including landing on runway in a hand-
control mode after returning from orbit. The questions of structure optimization and application of the
new design and technological decisions at development and manufacturing the Cockpit Module and the
Orbital Spaceship’s systems are considered. The full-size mockups were specially created for carrying
out tests on strength and level of pressurization. These mockups were completely satisfying to all
requirements of space technology. - pp. 235-245
420
Ensuring Reliability and Safety of the BURAN Orbital Spaceship
B.V.Chaly, Yu.N.Yarigin
The experience of the BURAN program on ensuring, confirmation and maintenance at a
required level of reliability and safety of the Orbital Spaceship is generalized. The main methodical
approaches developed for fulfillment of presented requirements are stated and positive results of their
use are marked. The paper shows a role of the experimental investigations and tests in the programs of
ensuring reliability and safety. A brief information on a system of the guaranteed ensuring reliability
and safety are indicated, prospects of its application and perfection are analyzed.
-pp. 246-251
Air Transportation
V.A.Fedotov
Various means of transportation to the Take-off and Landing Sites of the Rocket-Launcher
compartments and the Orbital Spaceship for the ENERGIYA-BURAN system were considered. The
Air Transportation was chosen as the best economic solution. Scientific-technical problems arisen at
transformation of the 3M bomber to the BM-T ATLANT Carrier-Plane and the ways of their decision
are considered. Opportunity of using Air Transportation for the bulky cargoes, components of the
perspective Aerospace Systems, as well as heavy equipment placed on the external attachment of a high
lift capacity Carrier-Plane for various branches of a national economy is shown.
-pp. 252-257
Landing Complex for the BURAN Orbital Spaceship
V.A. Yakhno, V. V.Studnev
The questions of creating the Landing Complex for the BURAN Orbital Spaceship on the
BAIKONUR Landing Site including the YUBILEINY extra-class airfield and the Ground Based
Complex ensuring automatic landing of the Orbital Spaceship and it postflight servicing are
considered.
- pp. 258-260
Experimental Development of the BURAN Orbital Spaceship
V.K.Shabanov
The paper presents information about methodology of the Experimental Development of the
BURAN Orbital Spaceship, its elements and systems developed in NPO MOLNIYA and other
Russian aerospace companies. Main stages of the Experimental Development as well as volume and
kinds of tests in ensuring the first flight of the BURAN are considered. The characteristics of the test
laboratories of the NPO MOLNIYA confirming the correspondence of the test specifications to real
conditions of the BURAN operation are indicated. There are shown the areas of application and list of
works that can be executed using the experimental base of the NPO MOLNIYA at development of up-
to-day flying vehicles and other complex technical systems.
-pp. 261-267
Conversion of the Aerospace Technologies Assists NPO MOLNIYA to Survive and
Return to Space
M. Ya.Gofin
Main directions of conversion of the technological achievement of the NPO MOLNIYA
received during creation of the BURAN Orbital Spaceship and development of the Aerospace Systems
are considered. Ways of the wide application of the technological experience of the NPO MOLNIYA
in various branches of a national economy, possible use of experimental-industrial base and the
organization of production export on the foreign markets are shown.
-pp. 268-272
421
FROM THE SPIRAL UP TO THE MAKS
Analysis of Various Concepts of the Reusable Space Transportation Systems
E.N.Dudar
It is told in the paper about developed in the NPO MOLNIYA together with TsAGI the
methods and software for design-ballistic researches on the advanced Aerospace Launch Systems.
Features of the various projects of the Reusable Space Transportation Systems, the most complex
problems and ways of their decision are discussed. -pp. 279-291
Horizontal Take-off Two-Stage Aerospace Transportation Systems
E.P.Kutyakin
The works on improving characteristics of the Aerospace Transportation Systems are described
at transition from the SPIRAL system with the hypersonic Booster-Plane of small carrying capacity to
the 49, BISAN and MAKS systems with the subsonic Carrier-Plane ensuring considerably greater
carrying capacity. - pp. 292-295
The SPIRAL Orbital Plane and the BOR-4 and BOR-5 Flying Models
S. A. Mikoyan
The paper tells about the SPIRAL system and flight tests of its analogue. It is explained use of
the BOR-4 model of the SPIRAL Orbiter for creation of the BURAN Heat Protection System.
Problems, course of tests of the BOR-4 and BOR-5 flying models and main results are described.
-pp. 296-302
The MAKS Multipurpose Aerospace System
V.A.Skorodelov
Three modification of the MAKS Aerospace System with the AN-225 subsonic Carrier-Plane
are considered: with the Orbital Plane and the External Fuel Tank (MAKS-OS), the cargo version with
the expendable Rocket Stage (MAKS-T) and the completely reusable version (MAKS-M). The main
performance of these modification and the description of the MAKS constituent elements are
described, pp. - 303-307
The MAKS-D Experimental Aerospace System
V.A.Skorodelov
Main principles of creating the MAKS-D Experimental System - Demonstrator of technologies
of the Aerospace Systems are considered. The MAKS-D Demonstrator consists of the AN-225
Carrier-Plane and Sub-orbital Rocket Powered Plane having the same airframe as the MAKS-OS
Orbital Plane. It is intended for the flight tests of the elements of the full-scale Aerospace System. The
MAKS-D Demonstrator will have additional application for injection into the Earth orbit small
commercial payloads using rocket stage as well as for tests of the advanced ramjet and scramjet
engines. - pp. 308-311
Thermal Designing of the Orbital Planes
L.P. Voinov
The concept of thermal designing the Orbital Planes is offered. The ways of its realization are
shown on the examples of the SPIRAL Orbital Plane and partially on the BOR-4 flying model and the
BURAN Orbital Ship. The predicted data are confirmed by results of the flight tests. - pp. 312-319
Gas Dynamic and Thermal Designing of the Aerospace Planes
V.E.Sokolov
The possibility of using the numerical methods of gas dynamics are considered at designing the
space flying vehicles of the SPIRAL, BOR, BURAN and other type to substantiate the temperature
scheme, calculation of the non-stationary gas dynamic and thermal flows. The coincidence of the
predicted data with the results of the flight tests is shown, pp. 320-327
422
The MAKS Orbital Plane’s Wing Deflection as a Means of the Aerodynamic
Optimization on All Modes of the Flight
V.A. Terekhin
The effect of deflection of the wing panel of the MAKS Orbital Plane on its aerodynamics is
considered. Using results of tests in aerodynamic pipes it is presented the characteristics of Stability,
Lift Capacity and Lift-to-Drag Ratio as a function of the wing panel angle. The possibility of
application of the wing deflection to satisfying requirements for the various modes of flight are shown.
-pp. 328-333
The MAKS Flight Performance
E.N.Dudar, T.A.Lobzova
The flight trajectory resulted from mathematical modeling for the elements of the MAKS
system Aerospace Complex on following legs are indicated: flight of the Carrier-Plane to the Start-up
region, Pull-up maneuver, Separation of the Second stage and its Injection into the Earth orbit,
Descent of the Orbital Plane in the atmosphere. The effect of some design parameters and parameters
of the orbit on the flight performance of the ascent for the three MAKS modification are shown:
MAKS-OS, MAKS-T and MAKS-M. It is done analysis of the main features of flight dynamics of
these modifications. The ways of the flight performance improvement are indicated. - pp. 334-342
Features of the MAKS Structure
A. T. Tarasov
There are considered the design features of the External Fuel Tank and the Orbital Plane of the
MAKS system. Due to these features the MAKS structure is of minimum weight and acceptable
technology and cost are needed for development and creation. The concept of the system with the
External Tank has allowed to receive the high payload at a allowable weight of all system. -pp. 343-344
Metal Materials for the Advanced Aerospace Systems
K.N.Sergeev, S.G.Bulgakova
The trends of application of some new metal materials developed recently by VIAM for the
Aerospace Systems are considered. The materials are partially mastered by the Russian industry and
the metallurgical base is technologically ready for their manufacture. Many of specified materials are
investigated in the NPO MOLNIYA and the part of them had been tested in the BURAN Orbital
Spaceship’s structure. - pp. 345-348
Advanced Non-Metallic Materials for the Cryogenic Aerospace Structures
L.V.Vulfovich, G.M.Kurochka
It is considered possibility of application of the new structural materials - the reinforced
thermoplastics. Their property and prospect of development are discussed. There are indicated brief
data on the materials of the heat insulation of the cryogenic tanks - foam plastics on the basis of
various polymers. - pp. 349-351
Features of the Information Provision of the Aerospace System
V.H.Risenberg
There are considered some scientific and technical aspects of the information provision
development for the Orbital Plane starting from the subsonic Carrier-Plane. The information provision
is based on the Universal Complex Navigating System including the Inertial Measuring Block and
equipment of the consumers of the Navigational Satellite Systems. - pp. 352-355
The MAKS Onboard Starting Complex
Yu. G. Mushkarev
The paper gives a brief information about the Onboard Starting Complex placed on the
AN-225 Carrier-Plane of the Multipurpose Aerospace System (MAKS). Main principles laid in the
project and characteristics of the Onboard Starting Complex are discussed. - pp. 356-362
423
The MAKS Onboard Control Complex
M.P.Balashov, S.V.Gordiyko, A. G.Karimov
Main principles and structure of the MAKS Onboard Control Complex are considered.
Problem of integration of diverse onboard equipment are analyzed. The comparative analysis of the
Federal Decentralized and Centralized structures of the Onboard Computer Complex is conducted.
Advantages of the Federal structure are justified. The characteristics of the Onboard Computer and
structure of the Information Exchange between systems are considered. - pp. 363-370
Main Principles of the MAKS Control Organization
O.N.Nekrasov, KG.Korovin
Distribution of the control functions between the Onboard and Ground Based Complexes for
the direct operative reception by the consumers of the target information as basis of the MAKS control
organization is considered. -pp. 371-372
Missions of the Aerospace Systems
V.A.Tsarev
A set of the missions solved in the space by the Aerospace Systems with the subsonic Carrier-
Plane for the purposes of national economy and ensuring national safety is considered. - pp. 373-375
Technical-Economic Investigations of the Reusable Aerospace Systems Efficiency
Yu.M.Kosinsky
Paper presents a brief review of creating in the NPO MOLNIYA of a direction of the technical-
economic investigations in the field of the Reusable Aerospace Systems. Some results of the
investigations illustrating the efficiency of the creation and application of such systems are shown.
Possible sequence of the development of the Aerospace Systems from the MAKS-D Demonstrator of
the space technologies to the fully Reusable Two Stage Aerospace Launch System on the base of the
Carrier-Plane is resulted. - pp. 376-381
Triplane as the Means of the MAKS Efficiency Improvement
G. E. Lozino-Lozinsky
The trends of the MAKS performance improvement resulted from realization of the
HERACLES twin body subsonic aircraft executed under the triplane scheme are considered. This
plane at the AN-225 size will have carrying capacity up to 450 ton and in case of the application as the
Carrier-Plane for the MAKS will allow to expand essentially a range of the payload weights injected
into the Earth orbit. Effective application of the MAKS-M fully reusable system is thus possible
economically. The HERACLES aircraft can be also used for the air transportation on the external
brackets of the various purpose bulky cargoes. - pp. 382-385
Technical Inventions in the NPO MOLNIYA
1.1.Gusinsky
The contribution of the inventors and production-rationalizers in the decision of complex
technical problems at creation of the BURAN Orbital Spaceship as well as experience of organization
of the inventions, rationalization and information ensuring in the NPO MOLNIYA are considered in
the paper. - pp. 386-389
Scientific Potential of the NPO MOLNIYA
V.A.Fedotov
Main components of scientific potential of the NPO MOLNIYA are considered. Ways of
increasing qualification of the staff and its involving in the scientific researches, organization of
information exchange and international cooperation in the field of the Aerospace System are shown.
-pp. 390-392
424
ГОДЫ И СОБЫТИЯ
1976
1977
1978
1982
1983
1984
1985
1986
1987
Издание приказа об организации НПО “Молния”
Защита эскизного проекта ОК “Буран”
Создание на базе бомбардировщика ЗМ самолета ВМ-Т для транспор-
тировки ОК “Буран” и блоков PH “Энергия”
6 января - первый испытательный полет самолета ВМ-Т с водородными
баками PH “Энергия”
4 июня - первый запуск “Бор-4”, летающей модели ОС “Спираль”
1 марта - первый испытательный полет самолета ВМ-Т с ОК “Буран”
13 декабря - начало летных испытаний летающей лаборатории Ту-154 для
отработки программного обеспечения и системы автоматической посадки
6 июля - первый запуск “Бор-5”, летающей модели ОК “Буран”
19 декабря - завершение программы летных испытаний “Бор-4”
(4-й запуск)
29 декабря - первая рулежка дозвукового аналога ОК “Буран” для
горизонтальных летных испытаний 002-ГЛИ
Ввод в эксплуатацию полноразмерного стенда оборудования (ПРСО)
Ввод в эксплуатацию пилотажно-динамического стенда (ПДСТ)
10 ноября - первый вылет дозвукового аналога ОК “Буран” 002-ГЛИ
Разработка тактико-технического задания на самолет Ан-225
Ввод в эксплуатацию лаборатории статистических испытаний
Ввод в эксплуатацию лаборатории динамических испытаний
Ввод в эксплуатацию тепловакуумной лаборатории
Ввод в эксплуатацию трибологической лаборатории
Ввод в эксплуатацию реверберационной акустической камеры в ЦАГИ
Ввод в эксплуатацию тепловакуумной прочностной камеры в ЦАГИ
10 февраля - первый полностью, автоматический заход на посадку и
посадка ОК “Буран” 002-ГЛИ
425
ГОДЫ И СОБЫТИЯ
1988	15 апреля - завершение программы летных испытаний 002-ГЛИ Завершение программы летных испытаний на ЛЛ-Ту-154 31 мая - выдача заключения о готовности к автоматической посадке ОК “Буран” по результатам испытаний на ПРСО, горизонтальных летных испытаний 002-ГЛИ и летных испытаний на ЛЛ-Ту-154 22 июня - завершение программы летных испытаний “Бор-5” (5-й запуск) 15 октября - выдача заключения о готовности посадочного комплекса на Байконуре к первому полету ОК “Буран” 15 ноября - орбитальный полет и автоматическая посадка ОК “Буран”
1989	май - защита эскизного проекта Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС) 13 мая - первый испытательный полет самолета Ан-225 с ОК “Буран” 4 июня - демонстрация ОК “Буран” и самолета Ан-225 на авиасалоне в Ле-Бурже (Франция)
1991	Разработка проекта самолета “Молния-1” (“триплан”)
1992	18 декабря - первый вылет самолета “Молния-1”
1993	Разработка проектов самолетов средней грузоподъемности схемы “три- план” - “Молния-100”, “Молния-200”, “Молния-300”
1994	Разработка проектов тяжелых транспортных самолетов “Молния-400” и “Молния-1000” (“Геракл”) Исследование концепции демонстратора авиационно-космических систем RADEM (совместно с British Aerospace, АНТК им. О.К.Антонова и ЦАГИ) и презентация результатов в Европейском космическом агентстве 17 ноября - получение золотой медали и диплома Международной комиссии по инновациям за орбитальный самолет “Спираль”
1995	Разработка проекта демонстратора авиационно-космических систем МАКС-Д
426
УЧАСТНИКИ РАБОТ ПО ОК “БУРАН” И АКС
Ю.П. Семенов
НПО “Энергия"
В.А. Тимченко
В.П. Глушко
НПО “Энергия"
НПО “Энергия"
Н.И. Зеленщиков
НПО “Энергия"
Б.Е. Черток
НПО “Энергия"
Н.А. Пилюгин
НПО АП
ВЛ. Лапыгин
НПО АП
О.К. Антонов
КМЗ, г.Киев
П.В. Балабуев
АНТК им. О.К.Антонова
427
УЧАСТНИКИ РАБОТ ПО ОК “БУРАН” И АКС
О.С. Сироткин
НИАТ
Г.П. Дементьев
НПО “Молния”
Е.А. Самсонов
НПО “Молния”
В.В.Потопалов
НПО “Молния”
Ю.Н. Труфанов
НПО “Молния”
Я.И. Селецкии
НПО “Молния”
Д.А. Решетников
НПО “Молния”
А.И. Красиков
НПО “Молния”
М.Н. Востриков
ТМЗ
428
УЧАСТНИКИ РАБОТ ПО ОК “БУРАН” И АКС
Г.П. Свищев
ЦАГИ
А.Ф. Селихов
ЦАГИ
В.Я. Нейланд
ЦАГИ
В.А. Ярошевский
ЦАГИ
Р.В. Студнев
ЦАГИ
В.И. Кобзев
ЦА ГИ
В.Ф. Кутышов
ЦАГИ
В.С. Лебедев
НПО АП
В.В. Сычев
ЦАГИ
Примечание. Фотографии участников работ - авторов статей сборника - в данном разделе не помещены.
Ограниченный объем сборника не позволяет привести фотографии всех руководителей и участников
работ по протрамме “Буран” и перспективным АКС (см. Именной указатель на стр. 408).
429
ИМЕННОЙ УКАЗАТЕЛЬ
Абушкин Б.М. 204	Борисов О.И. 176,178	Геращенко А.Н. 8,69
Авдуевский В.С. 319,322	Борисов Ю.А. 83	Геращенко О.А. 176
Агапов Ю.Н. 178	Боровой ВЛ. 319	Гецин М.С. 83
Азаров Н.Т. 176	Боровских Н.Г. 388	Гладкий В.Ф. 162
Акимов В.И. 55	Бородай А. 81,82,86	Глазунов А.Е. 216
Аксенов В.М. 19	Бородин С.А. 204	Глинский В.А. 73
Аланичева А.В. 381	Бородин Ю.П. 178	Глотов В.И. 302
Александров Ю.Ф. 204	Бочковский Г.М. 389	Глушко В.П. 7,8,157
АлескинА.Б. 69	Братухин А.Г. 1,2,5,15,348,389	Говаренко Г.С. 230
Альтшулер А.Ш. 55,388	Браун С.В. 26	Говор И.С. 32
Альштадт Ю.И. 26	Бровкин А.Г. 200	Головатенко В.Н. 223
Амбарников А.В. 234	Бубновым Г.Г. 26	Голубев Ю.В. 200
Андреев В.П. 55,69	Буйло С.И. 176	Гольцев В.А. 176
Андрианов В.Н. 388	Булгакова С.Г. 98,345,388	Голяницкий О.А. 80
Андриянкин О.А. 388,389	Бунтов В.А. 388	Горбатенко В.В. 56,65,70,77,392
Аношкин Н.Ф. 348	Бурлаков Т.Е. 204	Горбачев Б.В. 26
Антонов А.Н. 157	Буханова Р.С. 342	Горбенко АЛ. 388
Антонов О.К. 26,292,356,382	Быстров Ю.В. 27	Горбенко Ю.М. 191
Анфимов Н.А. 319	Бюшгенс А.Г. 56,65	Горбунов Н.И. 55,56,65
Арутюнов С.Г. 21,25,26 Арчаков В.И. 377	Вавилов В.Ф. 176	Гордеев А.Н. 146 Гордийко С.В. 216,363
Асланова М.С. 142,144,146	Вайнберг Э.И. 176	Горшков В.С. 144
Астахов В.В. 388	Вайнштейн И.В. 112	Горшков Н.В. 388,389
Бабаева З.В. 55	Ванчурин Р.Д. 388 Васильченко К.К. 83	Горюнов А.П. 388 Горячев А.С. 146
БакштЗ.Е. 318	Васин В.П. 80	ГофинМЛ. 136,143,146,388
Балашов М.П. 66,88,204,363,	Васьков А.С. 70,73	Грачев И.Г. 302
391,392	Вахрушев А.Г. 389	Гресс В.Ю. 299
Барабанов Б.Н. 146	Веревкин Н.Н. 318	Гречко А.А. 296
Баранов Б.М. 27	Верле Е.С. 234	Грибков В.Н. 145
Баранов Ю.А. 55	ВечесловД.Г. 327	Григорьев В.М. 230
Баскаков И.М. 55	Виноградов В.И. 388	Григорьев Л.С. 55
Батизат В.П. 146	Виноградов Ю.А. 65	ГришакинА.И. 176
Баутин А.А. 387	Вишнев В.Н. 224	Гришанова З.А. 377
Бачурин И.И. 56,65,81,82,82	Владимирский В.Н. 144	Громов М.М. 203,204
Башилов А.С. 22,230,388	ВладычинГ.П. 73,302,319	Грушанский В.А. 381
Бежанов О.С. 82	Власов АД. 220	Гулиенко А.Н. 230
Бежевец А.С. 82	Власов А.Н. 194	Гусаков А.И. 69
Бейдер ЭЛ. 144	ВоваВ.Е. 70,73,77	Гусинский И.И. 386,389
Бекетов В.Л. 55,73,77	Возгилевич И.Ф. 200	Гуськов А.Д. 200
Белков А.В. 204	Воинов Л.П. 115,135,143,146,	Гутман И.Л. 97,103
Белова Е.Ю. 65	157,294,296,312,318,387	Гущин С.П. 27
Белянин П.Н. 176 Береговой Г.Т. 74	ВолкИ.П. 9,56,65,81,204 Волков В.Д. 381	Давыдов И.З. 146,388
Берестов Л.М. 83	Волков В.К. 82	Даменцев А.И. 82
Берсенев А.Ю. 146	Волков Н.В. 26	Данилова Е.Н. 145
Берсудский З.Е. 318	Волкова С.Н. 135	Даутов Н.К. 97
Бершанский М.И. 234	Володин В.Д. 55,56,65,388	Дейнеко В.С. 27
Беседин Э.В. 220	Воробьев А.С. 327	Дементьев В.К. 157
Бескоровайный В.В. 55	Воскресенский А.В. 65	Дементьев Г.П. 214,296,
БибкоВ.Н. 157	Востриков М.Н. 26,152,299	387,391,392
Бирюков Ю.А. 26	Вощанкин А.Н. 143	Дементьев П.В. 7
БисноватМ.Р. 15,297	Вульфович Л.В. 24,108,349,388	Дементьев Ю.С. 177
Близнюков Я.А. 388	Вшивкин Л.К. 388	Демидов В.В. 176,388
Блохин Ю.Д. 82,296	Высоканов В.А. 55	Демин А.В. 107
Бобылев А.В. 55	ВэббЭ. 291	Демух В.И. 377
Богданов Б.В. 24,388 Богдюн Г.Н. 146	Гаврилов Н.Н. 388	Демченко В.П. 377 ДенельА.С. 178
Богов Ю.П. 302	Гагарин Ю.А. 70,203	Деткин В.Б. 184,187,191,194
Большаков Г.А. 388	Гагин Е.Н. 176,388	Джанибеков В.А. 72
БонкР.И. 55,69,83	Гайдуков В.И. 230	Джойнер Р. 284,291
Борис Ю.А. 234	Галушко Л.В. 388	Дмитриев В.К. 388
430
Добромыслов В.A. 176
Долгих О.С. 82
Долгова Н.С. 176
Долинченко В.А. 259
Дорфман Г.Е. 388
Дробот Ю.П. 178
Дроздов В.Д. 184,187,191,194
Дубинкин И.М. 55
Дудар Э.Н. 2,55,56,65,279,
291,334,392
Дудник Н.П. 388
Дудова С.В. 146
ЕжовВ.П. 299,388
Ежова Т.А. 56,65,73
ЕленскийА.И. 389
Елисеев Ю.Л. 97,388
Еремин Г.Л. 176
Еремина А.И. 143,146
Ершов В.П. 73
Ерюков А.М. 200
ЕфимцовБ.М. 157
Жавыркина З.К. 318
Жеребчиков Ю.И. 83
Жестков Б.Е. 146
Жовинский В.Н. 73,77
Жуков А.С. 200
Жуков Л.В. 204
Жукова Л.А. 157
Жуковский Н.Е. 280,335
Журавлев П.В. 26
Завгородний В.П. 318
ЗажогинГ.Н. 73
Зайко А.В. 146
ЗалогинГ.Н. 135
Залуцкий Е.Г. 2,391
ЗамулаГ.Н. 319
Захаров Л.И. 204
Зверев И.И. 234
Зверев И.К. 21,25,26,299
Землянский Б.А. 135
Зименков В.Д. 66
Зиньковский И.Г. 32
Зозулов В.И. 230
ЗонабендФ.М. 204
ЗуевМ.И. 26
Зыков Е.В. 24,388
Иванкевич Б.И. 388
Иванов МЛ. 320
Иванов С.А. 32
Иванченков А.С. 204
Ивченко В.И. 26
Иевлев А.В. 230,387
Илларионов В.Ф. 342
Ильичев В.Д. 381
Ильченко Ю.А. 204
Иноземцев О.А. 69,73
ИрейкинГ.Г. 80
Исаев А.М. 25
Исаева Н.В. 146
Кавуновский Н.П. 302
Казаков В.А. 83
Казанский А. А. 146
Калинин М.А. 69
Калугин А.П. 55
Камарда С.Дж. 291
Капранов В.П. 388
Карачун П.И. 388
Каримов А.Г. 204,206,214,363
Карлин В.С. 56,388
КармитинА.В. 162
Карнаухов С.С. 69
Карпейский ЮЛ. 322
Карпов А.С. 280
Картавченко А.В. 230
Картуков И.И. 25
КацубоН.И. 32
Качановым В.М. 27
Кербер Л.Л. 223
Кербер О.Б. 55
Кеткович А. А. 176
Кирасиров Е.Н. 388
Киреев Ю.В. 388
Кирилюк Г.А. 82
Кириченко З.С. 55
Кирпищиков В.П. 46
Кирьянова И.В. 302
Климовицкая Г.Г. 146
Клюев В.В. 178,182
Кобзев В.И. 55,56,65,73,77
Ковалев В.И. 220,223
Ковальский В.С. 55
КовыловА.Н. 204
Ковязина С.И. 111,112
КозбенкоД.Г. 260
КоконинС.С. 234
Колесников А.Ф. 146
Колобов В.А. 216
Коломенский И.М. 73,77
Колонтаев В.И. 27
Колосков В.М. 388
Колоскова Е.Б. 281
Комиссарчук В.С. 27
Комолов Б.П. 26
Конарев В.П. 204
Кондратов А.А. 302
Кондрашов А.А. 319
Кондрашов В.П. 223
Кондрашов Э.К. 144
Коннов В.В. 174,176,388,391,392
Конокотин В.В. 144
Константиновский С.Г. 388
Корин В.М. 26
Корнилов В.А. 217,220,221,224
Корноухое И.Н. 223
Коробова Т.Н. 55,388
Корованов Ю.Н. 176
Коровин К.Г. 82,371
Корсак В.В. 80
Косинский Ю.М. 376,392
Кострицо Р.П. 69
Костиков В.И. 107
Костылев В.М. 319
КостюкК.К. 319
Кошкин Д.И. 260
Кравченко В.В. 216
Крайко А.Н. 320
Красиков А.И. 32
Краснов Б.М. 55
Кремнев А.П. 327
Крупянский Э.Ф. 82
Крымов А.Б. 73,77
Крюков А.А. 234
Крюков В.П. 327
Крюков С.П. 73
Кудрявцев Ю.В. 258
Кудяков В.Е. 32
Кузнецов А.С. 26,152
Кузнецов Н.Д. 292
Кузнецов Ю.В. 69
Кузьмина Н.А. 200
Кузяев А.Д. 24
Кулаков В.И. 224
Куликов В.И. 388
Куликова Г.В. 97,103,388
Курочка Г.М. 108,349,388
КутякинЕ.П. 274,292
Лабунская Е.В. 318
Лавейкин А.И. 204
Лавочкин С.А. 25,244
Лавринович В.В. 388
Лапыгин В.Л. 5
Ларченко П.Ф. 204
Лебедев В.С. 55
Лебедев Г.В. 55
Левченко А.С. 81,87,204
Лейпунский И.О. 146
ЛепшР.А. 291
ЛеутинА.П. 280
Лехов П.А. 260
ЛещинерЛ.Н. 100,102
Линева Е.О. 388
Липкин А.Л. 55
Липкин И.М. 302
Литвинов И.Г. 152
Литвинов Ю.Ю. 55,73
Лобанов В.С. 55,73
Лобанов Ю.И. 260
ЛобзоваТ.А. 334
Лозино-Лозинский Г.Е. 1,2,3,5,6,
7,16,22,69,73,157,291,296,297,
312,323,328,382,387,391,392
Ломтев А.В. 389
Лопато Ю.В. 83
Лукашов А.И. 82
Лунев В.В. 135
ЛуняковВ.С. 82
Лысенко А.П. 55,388
Любимов А.В. 70,73,77
Люлька А.М. 292
Лютиков К.П. 191
Ляхова В.А. 260
Ляшко Б.В. 83
Маглыш В.А. 191
МайкопарГ.И. 319
Майоров А.П. 176
Майоров О.Н. 389
МалейкоЛ.В. 191
Малкин В.Н. 55
Мамин В.В. 32
Мамыкин Э.М. 27
Манучаров А.А. 80
431
Марков А.П. 32
Марченко С.Т. 204
Марченков С.П. 26
Марчуков Ю.П. 230
Матвеев В.И. 176
Матвейкин Ю.В. 24,230
Машинская Г.П. 388
Мельникова Л.М. 73
Мендзило В.В. 302
Менялов В.М. 388
Мещеряков Г.М. 69
Миронов А.Д. 81
Микрюков И.Г. 299
Микоян А.И. 7,28,66,70,72,274,
284,312,318,320,328
Микоян С.А. 78,80,200,296,299
Миль М.Л. 28
Миронов О.М. 220
N 'итрофанов В.В. 187
Митрошин Э.И. 73,77
Михайлов В.В. 204
Можайский А.Ф. 280
МозжоринЮ.А. 157
Моисеенко В.Е. 73
Моишеев И.Н. 319
Моргун В. 388
Мордовии С.Г. 144,146
Мороз А.Д. 83
Морозов Г.А. 176
Москаленко Э.Ф. 230
Мужицкий В.Ф. 176
МунинА.Г. 157
Муравлева Г.А. 55
Мурашов В.В. 177
Муханова Е.Е. 146
МушкаревЮ.Г. 201,204,356
Мысова В.М. 146
Мясищев В.М. 9,15,79,80,253,
297,302,389
Набойщиков Г.Ф. 33
Назарчук Г.Н. 204
Найденов В.П. 69,70,73,77
Неелов В.Ф. 26
НейландВЛ. 387
Некрасов О.Н. 66,69,83,200,
260,371
Никитин Е.С. 388
Никольский Е.Г. 27
Никоноров И.В. 55
Новиков А.Д. 216
Новиков В.К. 235
Новиков П.А. 26
Новикова Л.Л. 376,381
Носкин Г.В. 204
Овсянников В.А. 55
Овчинников А.И. 389
Огнев В.М. 176
Огнева В.В. 200
Огородников Д.А. 230
Омельченко К.Г. 135
Орджоникидзе С. 70
ОсинМ.И. 147,387,391,392
Остапенко П. 296
Остославский И.В. 342
Охотников О.И. 157
Павлов В.Ф. 318
Павлов Ю.А. 259
Падерин ЛЛ. 146
Палатин М.А. 260
Панкевич А.А. 391
Пантелеев П.Н. 319
Панфилов Б.В. 388
Панчишный И.М. 389
Паныпин Н.В. 26,152
Паркинсон Р. 284,291
Парменов Ю.А. 234
Парфёнов В.В. 26
Патон Е.О. 26,168
Патричная М.П. 135
Пациора А.И. 55
Переверзев В.Т. 69,214
Певзнер А.Н. 234
Певзнер С.М. 388
Перов Б.В. 388
Петросян Н.А. 82
Петров В.А. 146
Петрова А.П. 144,146
Петросян Л.Л. 55
Пилюгин Н.А. 292
Пименов В.Г. 55
Пимштейн В.Г. 157
Пичков В.В. 234
Плохих В.П. 342
Погорелов Н.М. 388
Подколзин В.Г. 163
Подшивалов В.М. 234
Покровская Т.Н. 388
Поленов С.П. 223
Поликанов В.В. 24
Поляков Б.Д. 26,152
Понтрягин Л.С. 280
Попова И.С. 289
Попович П.Р. 200
Порубанский М.Н. 152
Порубиновский В.П. 26
Поспелов М.К. 82
Потапов А.И. 178
Потопалов А.В. 15,25,297,388
Привалов А.И. 25
Прилепский В.Н. 143,145,146
Прощицкий И.П. 200
Путилов А.И. 25
Пучков А.М. 56,65
Радченко П.М. 26
Радькова Н.А. 389
Рахимова Т.А. 26,145
Резников В.Ю. 146
Решетин А.Г. 157
Решетников Д.А. 24,388
Рисенберг В.Х. 69,200,352
Рисенберг Х.М. 24
Родин А.Б. 152
Родин В.Б. 204
Рожков В.И. 177
Розанов И.Г. 122,155,184,299
Романенко В.М. 26
Романовский А.П. 26
Ромашин А.Г. 19,107,145
Роселова В.М. 230
Руденко Т.Н. 55
Рузавин Н.А. 220
Румянцев С.В. 176
РуссинЛ.П. 388,389
Рябов В.В. 73
Рязанцев В.И. 111,112
Сабоцинский Е.А. 26
Савельев В.Г. 144
Савенков В.Н. 204
Савин А.Г. 145
Савин П.А. 223
Саврасов А.В. 387
Саенко В.И. 225,387
Самсонов Е.А. 55,56,65,279,294,
296,302,387
Сафронов О.М. 82
Свириденко А.Н. 56,65
Свищев Г.П. 157
СеврукД.Д. 25
Селецкий Я.И. 289,294,296,
318,319,387
Селиванов М.П. 234
Селихов А.Ф. 162
Семенов В.В. 80
Семенов Ю.П. 5,8
Сенозадский В.И. 387
Сенченко А.Т. 83
Сергеев И.В. 55,280
Сергеев К.Н. 24,98,345,388
Сердюк И.И. 280
Серебряный Е.И. 381
Силаев И.С. 8
Симонов С.М. 258
Сихарулидзе Ю.Г. 55
Скиндер Г.Ф. 234
Скороделов В.А. 303,308,392
Слуцкий А.А. 27
Слуцкий А.В. 26
Смирнов Л.В. 8
Смирнов Ю.В. 24
Снопкова Н.А. 32
Соболев Н.Л. 26
Соколов А.П. 191
Соколов В.Е. 122,318,320,387
Соколов В.Н. 281
Солнцев С.С. 143,144,146
Соловцов А.А. 391
Соловьев А.М. 220
Соловьев В.А. 82
Соломатин А.С. 32
Сотников Б.И. 55
Станкявичус Р.А. 69,82,204
Старостин А.К. 182
Степанов А.П. 95
Стеснягин А.Г. 184,187,191,194
Стражева И.В. 342
Стрельников В.В. 220
Строков А.И. 26
Студнев В.В. 260
Студнев Р.В. 56,65,73
Стычинский В.В. 388
Стэнли Д.О. 291
СуллаЭ.П. 234
Сумачев В.М. 280
432
Супруненко С.Н. 65,73	Ушаков В.М. 29	Чумаков Н.М. 381
Суриков Э.И. 72 Суслов В.Д. 204	Ушаков Г.С. 204	Шабанов А.П. 191
Сухой П.О. 26,28	Фролов В.И. 66,83	Шабанов В.К. 261
Сынгаевский А.Д. 230	Фальков А.И. 80	ШавельЕ.И. 234
Сыров А.С. 55	Фараджев Ф.А. 27	Шалимов А.С. 26
СырчинА.Ф. 157	ФастовецА.Г. 296	ШалинР.Е. 19,98,102,
СысцовА.С. 8,69	Фастрицкий В.С. 176	105,107,348
	Фатысов Ю.А. 387	Шалунов С.А. 388
ТагуноваЛ.И. 146,388	ФатъковЮЛ. 230	Шаповаленко В.А. 389
Тадеуш А.А. 388	Федин Б.А. 27	Шаповаленко В.С. 234
ТайцВ.А. 204	ФедоровА.В. 387	Шарапов А.И. 32
Талалаев В.Ф. 389	Федоров В.Е. 55,388	ШвейкусК.М. 234
Тарасов А.Т. 92,158,294,343,	Федоров В.С. 214	Шевцов Ю.П. 388
387,392	Федорович В.Ф. 299,302	Шелин А.В. 157
Тарасов В.И. 26	Федосенко Ю.К. 176	Шепелев В.В. 260
Тарасов М.Н. 27	Федотов В.А. 235,252,390,391	Шестаков К.Н. 230
ТвороговН.Г. 302	Фейгин Д.И. 97	Шибанов В.А. 388
Теглев Ю.П. 387	ФилатъевА.С. 279,291,342	ШибинП.Н. 319
Теплое А.И. 80	Филин Ю.В. 388	Шилова Г.А. 55
Терехин В.А. 328	Филиппов А.Д. 80	Шипарев В.А. 135
Тесленко С.Ф. 318	Фирстов В.Г. 176	Широких Д.П. 388
ТетянецВ.В. 83	Фишелович В.И. 381	Ширяев И.Н. 55,388
Тимашев В.В. 144	Фомин Н.Л. 231	Шитов В.М. 204
Тимофеев В.А. 388	Фридляндер И.Н. 99,101,102	ШкадовЛ.М. 342
Тимошенко В.П. 123,135,143,392	Фриман Д.С. 291	ШогинЮ.Н. 299
ТимошикСЯ. 216	Фролков В.М. 302	ШумидубТ.В. 391
Тимченко В.А. 5,55	Фролов К.В. 251	Шумов В.А. 319
Титов А.И. 82		Шуров А.И. 70,77
Титов Г.С. 200,302	ХазанМ.А. 55,73,77	Шуршаков А.Н. 143
Тихонович В.С. 176	Хазанов В.Е. 143,146	Шустер П.А. 296
Тищенко В.В. 302	Ханов И.К. 302	
Ткачев А.А. 157	Хаустов А.И. 72	Щаренский В.А. 69,196,200
Тренев М.Г. 135	Хитрик М.С. 55	Щербаков С.Н. 55
Троицкий В.М. 388	ХлюпасО.Н. 388	Щетинкин Б.В. 66
Трубин В.П. 389	Хорев А.И. 100,388	Щукин А.Н. 81,87,204
Трунов Ю.В. 82	Хорев Д.М. 302	Щуров А.И. 177
Труфакин В.А. 56,65,73,391	Хотулев В.А. 157	
Труфанов Ю.Н. 260,392	Хохлов В.И. 27	Эриксон С.А. 223
Туманов А.Т. 105	Христоев ЮЛ. 26,112	
ТуминА.М. 387	Хрунов Е.В. 72,77	Юмашев Л.А. 319
Туполев А.Н. 25,66		Юнникова В.В. 178
Туркин Е.Л. 204	Царёв В.А. 373	Юрьев Г.П. 376
Тымко Н.В. 83 Тычкин В.И. 234	Чалый Б.В. 246	ЮшинАЛ. 319
Тютенков И.Т. 26	Чаплыгин С.А. 323	Яйлоян Н.П. 82
Тяпченко Ю.А. 204	Черников Л.Н. 83	Яковлев А.С. 28
	Чеков Н.В. 258	Яковлев В.А. 204
Удальцов В.С. 259	Ченцов С.С. 319	Яковлев В.М. 26
Удачина Н.Е. 388	Черкасов С.И. 194	Якушин М.И. 135,146
УпадышевА.Б. 176	Чернобривцев В.М. 82	Янкин И.М. 234
Уральский М.П. 177	Черноусов В.Н. 163,170,183	Ярошевский В.А. 55,56,65,
Урядов В.Е. 296	Черный Г.Г. 319	280,342
Устинов Д.Ф. 10	Чистов В.А. 302	Ярыгин Ю.Н. 246
Уткин В.В. 299	Чугунов О.Д. 66,388,391	Яхно В.А. 258,260
433
СОДЕРЖАНИЕ
Обращение к читателям............................................................5
Г.Е. Лозино-Лозинский
Стратегия и перспективы развития многоразовых космических транспортных систем . 6
Создание планера орбитального корабля «Буран» ..................................13
А.Г. Братухин
Создание планера орбитального корабля «Буран» — одна из важных
научно-технических задач авиационной промышленности ............................15
А.С. Башилов
Опытный завод НПО «Молния». Основные направления деятельности...................22
И.К Зверев, С.Г. Арутюнов
Тушинский машиностроительный завод..............................................25
В.М. Ушаков
Разработка компоновки орбитального корабля .....................................29
Г.Ф. Набойщиков
Основные аспекты аэродинамического проектирования
орбитального корабля «Буран» ...................................................33
В.П. Кирпищиков
Траектории спуска и посадки орбитального корабля «Буран».
Алгоритмы автоматического управления ...........................................46
В.А. Труфакин
Управление движением орбитального самолета...................................  .56
О.Н. Некрасов
Стенды ПРСО и ПДСТ .............................................................66
В.В. Горбатенко, А.И. Шуров, А.С. Васьков
Полунатурное моделирование на пилотажно-исследовательском
комплексе в Центре подготовки космонавтов.......................................70
С.А. Микоян
Горизонтальные летные испытания орбитального корабля «Буран» ...................78
И.И. Бачурин
«Буран» с экипажем на борту.....................................................84
М.П. Балашов
Проблемы и методология создания комплекса автоматической посадки................88
А.Т. Тарасов
Конструкция орбитального корабля «Буран»........................................92
А.П. Степанов
Створки грузового отсека орбитального корабля «Буран»...........................95
КН. Сергеев, Р.Е. Шалин, С.Г. Булгакова
Металлические материалы в конструкции планера орбитального корабля «Буран»......98
И.Л. Гутман, Г.В. Куликова
Неметаллические конструкционные материалы «Бурана»...........................  103
Л.В. Вульфович, Г.М. Курочка
Неметаллические материалы в ОК «Буран» ........................................108
В.И. Рязанцев, С.И. Ковязина
Автоматизированная технология сборки-сварки кабины
орбитального корабля «Буран» ................................................  111
434
Л.П. Воинов
Тепловое проектирование орбитального корабля «Буран» ..........................115
В.П. Тимошенко
Проектирование и экспериментальная отработка теплозащиты «Бурана»..............123
М.Я. Гофин
Теплозащитная конструкция многоразового орбитального корабля ..................136
В.Н. Прилепский
Технологические особенности получения непрерывных структур
из дискретных кварцевых волокон ...............................................145
М.И. Осин
Автоматизированные системы проектирования, математического моделирования
и изготовления орбитального корабля «Буран»....................................147
И.Г. Розанов
Газодинамические нестационарные нагрузки на ОК «Буран» ........................155
А. Т. Тарасов
Прочность орбитального корабля «Буран».........................................158
В. Г. Подколзин, В.Н. Черноусов
Основные направления развития технологии при создании орбитального
корабля «Буран» .............................................................. 163
В.Н. Черноусов
Особенности организации технологической подготовки производства ОК «Буран» .... 170
В.В. Коннов
Технология неразрушающего контроля и технической диагностики
орбитального корабля «Буран» ..................................................174
В.Н. Черноусов
Методы и средства контроля герметичности конструкции ОК «Буран» ...............183
В.А. Щаренский
Радионавигационное обеспечение атмосферного участка спуска и посадки
орбитального корабля «Буран» ................................................. 196
Ю.Г. Мушкарев
Система отображения информации и органов управления орбитального корабля
многоразового использования «Буран»............................................201
А.Г. Каримов
Управление бортовым комплексом оборудования....................................206
В.А. Корнилов
Система распределения и коммутации электроэнергии БКС-СРК . . . ...............217
В.А. Корнилов
Обеспечение электромагнитной совместимости оборудования планера
орбитального корабля «Буран» ................................................. 221
В.А. Корнилов
Особенности установки антенн на орбитальном корабле «Буран» ...................224
В.И. Саенко
Вспомогательная силовая установка орбитального корабля ........................225
Н.Л. Фомин
Гидросистема и приводы ........................................................231
В.А. Федотов, В.К Новиков
Кабина.......................................................................  235
В.В. Чалый, Ю.Н. Ярыгин
Обеспечение надежности и безопасности орбитального корабля «Буран».............246
В.А. Федотов
Воздушная транспортировка .....................................................252
В.А. Яхно
Посадочный комплекс ОК «Буран».................................................258
435
В.К Шабанов
Экспериментальная отработка «Бурана»...........................................261
М.Я. Гофин
Конверсия аэрокосмических технологий помогает НПО «Молния» выжить,
чтобы вернуться в космос ......................................................268
От «Спирали* до МАКС ..........................................................273
Э.Н. Дудар
Анализ различных концепций МКТС ...............................................279
Е.П. Кутякин
Двухступенчатые АКС горизонтального старта.....................................292
С.А. Микоян
Орбитальный самолет «Спираль» и летающие модели «Бор-4» и «Бор-5» .............296
В.А. Скороделов
Многоцелевая авиационно-космическая система МАКС...............................303
В.А. Скороделов
Экспериментальная авиационно-космическая система МАКС-Д .......................308
Л.П. Воинов
Тепловое проектирование орбитальных самолетов..................................312
В.Е. Соколов
Газодинамическое и тепловое проектирование воздушно-космических самолетов......320
В.А. Терехин
Раскладка консолей крыла как средство оптимизации аэродинамики
ОС МАКС на всех режимах полета ................................................328
Э.Н. Дудар, Т.А. Лобзова
Летно-технические характеристики МАКС..........................................334
А.Т. Тарасов
Особенности конструкции МАКС...................................................343
К.Н. Сергеев, С.Г. Булгакова
Металлические материалы для перспективных АКС..................................345
Л.В. Вульфович, Г.М. Курочка
Перспективные неметаллические материалы для криогенных конструкций
аэрокосмической промышленности.................................................349
В.Х. Рисенберг
Особенности информационного обеспечения воздушного старта......................352
Ю.Г. Мушкарев
Бортовой стартовый комплекс МАКС ..............................................356
М.П. Балашов, С.В. Гордийко, А.Г. Каримов
Бортовой комплекс управления МАКС .............................................363
О.Н. Некрасов, КГ. Коровин
Основные принципы организации управления МАКС .................................371
В.А. Царёв
Задачи авиационно-космических систем ..........................................373
Ю.М. Косинский
Технико-экономические исследования эффективности многоразовых
авиационно-космических систем..................................................376
Г.Е. Лозино-Лозинский
«Триплан» и перспективы повышения эффективности МАКС ..........................382
И.И. Гусинский
Техническое творчество НПО «Молния» ...........................................386
В.А. Федотов
Научный потенциал НПО «Молния».................................................390
436
Научные и проектные разработки аэрокосмических вузов России
для промышленности .............................................................  393
Казанский государственный технический университет имени А.Н. Туполева ............396
Московский государственный авиационный институт (технический университет) ........398
Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана.............402
Российский государственный технологический университет имени К.Э. Циолковского . 405
Рыбинская государственная авиационная технологическая академия ...................408
Самарский государственный аэрокосмический университет имени С.П. Королева.........409
Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического
приборостроения ................................................................. 411
Уфимский государственный	авиационный технический университет .....................413
Аннотация статей на английском языке (Abstracts) ...............................  415
Годы и события....................................................................425
Участники работ по ОК	«Буран»	и	АКС ............................................427
Именной указатель.................................................................430
437
Российская инженерная академия
секция “Авиакосмическая”
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ
АВИАКОСМИЧЕСКАЯ
ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИЯ
AEROSPACE TECHNOLOGY
Вниманию читателей!
В связи с регистрацией журнала “Авиакосмическая техника и технология” в
Государственном комитете РФ по печати объявляется подписка на журнал для
организаций и частных лиц. Стоимость годовой подписки для организаций - 120
рублей, для частных лиц - 40 рублей, стоимость одного номера журнала в
розничной продаже - 15 рублей. Журнал выходит каждый квартал.
Оплата принимается на счет:
123459 г. Москва, ул. Новопоселковая, 6, Секция “Авиакосмическая” РИА,
инн 771006097, р.с. 40703810500000000200 во Внешторгбанке РФ,
БИК 044541187, к.с. 30101810700000000187, код Н7, ОКПО 00046172,
ОКОНХ 98400.
Телефоны для справок: 912-66-28,497-49-61.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
ЛОЗИНО-ЛОЗИНСКИЙ Глеб Евгеньевич, БРАТУХИН Анатолий Геннадьевич и др.
Редакторы А. Т Тарасов, Э.Н.Дудар, Е.Г.Залуцкий
Технический редактор Е.Б.Кудрина
Художественный редактор В.В.Огородников
Корректор В.И.Фадин
ИБ №297
Приложение к журналу “Авиационно-космическая техника и технология”
Регистрационный №014671 в Государственном комитете РФ по печати от 9 апреля 1996 г.
Сдано в набор 20.03.96. Подписано в печать 29.09.96. Формат 60 х 84 1/8.
Бумага офсетная №1. Гарнитура Таймс. Печать офсетная. Зак. тип. № 185.
Усл. печ. л. 51,15 + 3,72 цв. вкл. Тираж 3000. Заказ 2118. С. 26.
Оригинал-макет подготовлен секцией “Авиакосмическая”
Российской инженерной академии,
123459, Москва, ул. Новопоселковая, 6
Отпечатано с готового оригинал-макета в типографии НПО «Полигран»
125438, Москва, Пакгаузное шоссе, 1