Информационный период номера 1 – 31 июля 2002 г.
 


Пилотируемые полеты

Космонавты. Астронавты. Экипажи

Запуски космических аппаратов

Автоматические межпланетные станции

Искусственные спутники Земли

Ракеты-носители. Ракетные двигатели

Проекты. Планы

Космодромы

Предприятия. Учреждения. Организации

Совещания. Конференции. Выставки

Космическая биология и медицина

Герои космоса рассказывают...

Военный космос

Страницы истории

Юбилеи

Люди и судьбы

Короткие новости
 

Другой корабль

К 25-летию первого полета
Транспортного корабля снабжения

И.Афанасьев. «Новости космонавтики»

17 июля 1977 г. с космодрома Байконур ракетой-носителем «Протон-К» на орбиту был выведен КА «Космос-929» – первый прототип пилотируемого Транспортного корабля снабжения. Поскольку создавался он для доставки экипажа и грузов на орбитальную пилотируемую станцию, разрабатываемую по военной программе «Алмаз», долгое время ни о его особенностях, ни о ходе программы в открытой печати сообщений не было. Сегодня мы попытаемся восполнить этот пробел.

Рисунок С.Птицына

Транспортный корабль
снабжения

К моменту развертывания проектных работ по пилотируемому ракетно-космическому комплексу (РКК) «Алмаз» (НК №8, 1999, с.64–67) в Советском Союзе начинались летные испытания корабля «Союз», а в США ВВС вели широкомасштабные работы по созданию военной станции MOL с экипажем из трех человек.

В такой обстановке ОКБ-52 главного конструктора В.Н.Челомея приступило к разработке тяжелого Транспортного корабля снабжения (ТКС) для доставки грузов и экипажа на орбитальную пилотируемую станцию (ОПС) «Алмаз». Проведенные ранее проработки вариантов использования для этих целей корабля «Союз» и его производных показывали, что такая система могла обеспечить минимальный грузопоток лишь на первой стадии летно-конструкторских испытаний РКК «Алмаз».

С самого начала концептуально ТКС строился по иным принципам, чем корабль «Союз». В соответствии с техническим заданием (ТЗ) ТКС должен был обеспечить выполнение следующих задач:

• стыковку корабля и станции на околоземной орбите высотой 250 км и наклонением 51°;

• доставку и возврат экипажей ОПС;

• доставку грузов и аппаратуры для проведения функциональных работ на борту станции;

• доставку средств обеспечения жизнедеятельности экипажей;

• подъем орбиты станции;

• ориентацию и длительное (в течение 90 суток) управление полетом всего комплекса;

• обеспечение спуска с орбиты возвращаемого аппарата (ВА), входящего в состав ТКС.

Поскольку ОПС «Алмаз» планировалось выводить на орбиту ракетой-носителем «Протон-К», который до этого был создан Филиалом №1 ОКБ-52, вполне естественно, что ТКС делался под тот же носитель.

1 – возвращаемый аппарат; 2 – герметичное днище; 3 – двигатели коррекции и сближения; 4 – БЦВМ «Аргон-16»; 5, 18 – антенна; 6 – гироскопические приборы; 7 – блок ориентации на Солнце; 8 – антенна системы «Игла»; 9 – иллюминаторы; 10 – телевизионные камеры; 11 – коническое днище; 12 – аварийные батареи электропитания; 13 – коническая обечайка; 14 – ИК-вертикаль; 15 – оптический визир; 16 – цилиндрическая обечайка; 17 – орбитальный радиолокатор; 19 – агрегаты системы жизнеобеспечения; 20 – бак с водой; 21, 36 – сферические баллоны системы наддува и разгерметизации; 22 – аппаратура системы управления; 23, 30 – электронные блоки; 24, 29 – двигатели ориентации и стабилизации; 25 – сферические гелиевые баллоны системы наддува; 26 – буферные аккумуляторные батареи; 27 – блоки контроля и управления системы электропитания; 28 – солнечные батареи; 31 – цилиндрические баки с топливом; 32 – антенны системы поиска; 33 – пульт управления сближением и стыковкой; 34 – электронные блоки системы «Игла»; 35 – емкости с кислородом и азотом; 37 – антенны системы «Игла»; 38 – блоки поглотителей системы жизнеобеспечения; 39 – контейнеры с рационом питания.

Однако вплоть до первой половины 1970-х годов сроки предельной длительности пребывания человека на орбите оставались неизвестны. Вопрос – сможет ли человек жить и работать в космосе 3 месяца? – накладывал ограничения на проект орбитальной станции и транспортного корабля. А к моменту начала разработки ТКС у конструкторов не было информации о поведении человека даже в 3-недельном полете. Вследствие этого при разработке ТКС многие решения носили избыточный, или «запасной», характер. Условия ставились так, чтобы ТКС мог решать свои задачи в полностью автоматическом режиме, даже при наличии на борту экипажа.

Вначале предполагали, что всем кораблем (а при стыковке к ОПС – и комплексом «Алмаз») будет управлять единая система управления (СУ), установленная в ВА. Затем, после оценки габаритно-весовых параметров СУ было решено разделить ее на две автономные части, благодаря чему функционально-грузовой блок (ФГБ) и возвращаемый аппарат получили различные СУ. ФГБ мог работать самостоятельно, решая задачу выведения, полета на орбите и подготовки условий для спуска ВА. Система управления ВА обеспечивала подготовку на орбите к спуску и управление спуском в автономном режиме.

Дальнейшая практика показала, что благодаря этим верно выбранным принципам, дающим системе большую адаптивность и гибкость, ТКС выжил и трансформировался в нынешние системы.

Головным разработчиком РКК «Алмаз» выступало ОКБ-52 в Реутове, известное с 1966 г. как Центральное конструкторское бюро машиностроения (ЦКБМ). Помимо общего руководства работами, оно осуществляло разработку станции «Алмаз» (ОПС, изделие 11Ф71), капсулы спуска информации (КСИ, изделие 11Ф76) и возвращаемого аппарата корабля ТКС (ВА, изделие 11Ф74). Ответственным исполнителем корабля ТКС (изделие 11Ф72), отвечающим также за ФГБ корабля, был назначен Филиал №1 в Филях. Изготовителем всего комплекса планировался завод имени М.В.Хруничева, на котором производились РН «Протон-К».

Таким образом, ТКС фактически включал в себя два «готовых изделия» – ВА и ФГБ. Экипаж – 3 человека. По проекту, корабль мог находиться в автономном полете до 4 суток; в состыкованном с ОПС состоянии – до 90 суток. Стартовая масса ТКС при запуске составляла 21.62 т, на орбите – 17.57 т. Объем внутренних отсеков корабля – 49.88 м3. Длина ТКС в стартовом положении – 17.51 м; на орбите – 13.2 м. По сравнению со скромным «Союзом» – налицо качественный и количественный скачок в параметрах и возможностях.

1 – антенна наведения при стыковке; 2 – наружный холодильный радиатор; 3 – антенны радиосвязи; 4 – стыковочный узел; 5 – функционально-грузовой отсек; 6 – двигатели причаливания и стабилизации; 7 – антенна обзора при стыковке; 8 – антенна дальнего обнаружения при стыковке; 9 – солнечная батарея; 10 – блок терморегулирования; 11 – топливные баки; 12 – двигатели причаливания и стабилизации; 13 – тормозная двигательная установка; 14 – возвращаемый аппарат; 15 – двигатели коррекции и сближения; 16 – антенна дальнего обнаружения при стыковке; 17 – антенна командной радиолиии; 18 – баллоны с газом наддува баков.

Масса ПГ, включая ВА и расходуемые материалы, – до 12.6 т, масса грузов, доставляемых на ОПС (до семи КСИ, запасы топлива, расходуемые материалы для системы жизнеобеспечения (СЖО) и спецматериалы), – около 5.2 т. Емкость топливных отсеков – 3.822 т. Все топливо (азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин) размещалось в восьми цилиндрических баках на внешней поверхности ФГБ. На внешней стороне блока были установлены также основные агрегаты двигательной установки (ДУ), двигатели ориентации и стабилизации, антенны и датчики, радиаторы системы терморегулирования и панели солнечных батарей (СБ) – два «крыла» по 17 м2 и 6 м2 на «кожухе», закрывающем топливные баки. Общая мощность энергоустановки составляла 3.5 кВт.

Два двигателя коррекции ТКС (КРД-442, или 11Д442) с турбонасосной системой подачи компонентов топлива помещались в передней части блока и имели слегка отклоненные от горизонтали сопла, чтобы обеспечить минимальное воздействие истекающих газов на поверхность корабля. Тяга ЖРД – по 447 кгс; они были разработаны в КБ химического машиностроения (бывшее ОКБ-2 А.М.Исаева, которым после его смерти в 1971 г. руководил В.Н.Богомолов). Двигатели могли включаться до 100 раз; их ресурс составлял 2600 сек. ТКС имел достаточный запас топлива для многократного выполнения всех динамических операций, связанных с автономным полетом, стыковкой и коррекцией орбиты комплекса «Алмаз» в целом.

Двигатели управления ориентацией ФГБ были помещены в четыре связки, по две на каждом конце блока. В каждой устанавливалось по пять ЖРД причаливания и стабилизации тягой по 40 кгс. В двух передних связках стояло по восемь ЖРД точной стабилизации. Все эти двигатели оснащались вытеснительной системой подачи компонентов топлива и были разработаны также в ОКБ А.М.Исаева.

СУ корабля включала цифровой контур, что тогда было довольно смело. Правда, разработчики не решились сразу переходить на «цифру», оставив аналоговые приборы, поэтому СУ получилась «аналогово-цифровой» с различными режимами работы по ответственным операциям (например, по спасению экипажа). Для выполнения поиска и сближения ТКС оснащался системой «Игла-1Р» – вариантом той, что применялась на ДОС «Салют».

Основную часть корабля занимал функционально-грузовой блок сложной формы, имеющий зоны различного диаметра. Спереди, на зоне малого (2.9 м) диаметра на него устанавливался возвращаемый аппарат, сзади отсек имел расширение, образованное двумя коническими проставками максимальным диаметром 4.1 м. В хвостовой части ТКС располагался активный стыковочный агрегат, значительно отличавшийся от аналогичного узла «Союза»; он был приспособлен для стыковки объектов массой по 20 т; время стягивания КА и гашения колебаний с момента мягкой стыковки до жесткой стяжки составляло 3–4 мин по сравнению с 18–20 мин для комбинации «Союз»–ДОС.

В стартовой конфигурации, как и в остальном, ТКС, установленный на РН «Протон», разительно отличался от «Союза». В верхней части первого выделялся длинный цилиндрический пороховой двигатель системы аварийного спасения (САС). За ним шел ВА, стоящий на ФГБ. При выведении передняя и центральная (боковая) части корабля защищались сбрасываемым двустворчатым обтекателем диаметром 4.35 м.

Рисунок С.Птицына

Корабль ТКС состыкован с
ОПС «Алмаз».

После штатного выхода на орбиту экипаж должен был открыть люк в днище ВА и перейти через короткий цилиндрический гофрированный туннель сильфонного типа в основной объем ФГБ, где размещался «сухой» ПГ, доставляемый кораблем на станцию. По сторонам «зоны малого диаметра» (2.9 м) располагались укладки с «сухими» грузами. В зоне большого диаметра (4.1 м) должны были размещаться КСИ. Для облегчения работ с грузами вдоль всей длины внутреннего отсека ФГБ были установлены направляющие, по которым космонавты с помощью специальных захватов-транспортеров должны были после стыковки со станцией передавать грузы на ОПС.

При сближении с ОПС «Алмаз» экипаж в скафандрах «Сокол-Т» должен был располагаться в откидных креслах на посту управления в хвостовой части ФГБ рядом со стыковочным узлом и визуально наблюдать за процессами через иллюминаторы. Таким образом, разработчики обошлись без сложной системы перископов и телекамер, как на «Союзе», где прямой двусторонний контакт с целью был возможен не всегда. После стыковки экипаж выравнивал давление между аппаратами, открывал люк и проплывал в станцию.

В конструкции ТКС широко использовались технологии, созданные Филиалом №1 при разработке РН «Протон», МБР УР-100 и других изделий, выпускавшихся заводом имени М.В.Хруничева, в частности фрезерованные вафельные панели и отсеки «стандартных» для завода диаметров.

Возвращаемый
аппарат

ВА комплекса «Алмаз» создавался на базе аналогичных разработок, проведенных ЦКБМ по лунным кораблям ЛК и ЛК-700, с учетом результатов стендовых испытаний малоразмерных моделей и с использованием доступной информации об отработке американских кораблей Gemini и Apollo.

В первоначальной концепции РКК «Алмаз» ВА (изделие 11Ф74) являлся неотъемлемой частью ОПС, устанавливаясь в ее передней части. Идея состояла в том, чтобы экипаж начинал работать сразу после прибытия станции на орбиту. На орбите космонавты переходили бы в отсеки станции через люк в теплозащитном экране ВА. После окончания работы ВА отстыковывался от ОПС и возвращал на Землю экипаж и материалы. Кроме того, он должен был служить для экстренного спасения экипажа с ОПС на всех участках полета – от запуска и выведения до работы на орбите.

Решение вырезать переходной люк в самом теплонапряженном месте ВА вызывало очень горячие споры, но генеральный конструктор РКК «Алмаз» В.Н.Челомей оставался верен этой идее.

Позже от применения ВА в составе ОПС отказались и его предполагалось использовать только в составе ТКС, где он должен был выполнять следующие функции:

• доставка на станцию и спуск с орбиты экипажа и возвращаемых грузов;

• автономный двухвитковый полет по орбите в режиме ожидания времени посадки и автономной ориентации для выдачи тормозного импульса.

Согласно первоначальным планам, внутри аппарата могли совершать полет три космонавта в скафандрах. В дальнейшем предполагалось увеличить размеры ВА и численность экипажа довести до пяти-шести человек.

Особенности аппарата:

• неотделяемый лобовой теплозащитный экран, обеспечивающий проведение многократных повторных спусков ВА с орбиты;

• высокое аэродинамическое качество, позволяющее уменьшить термодинамические нагрузки на конструкцию аппарата и экипаж и выполнить управляемый спуск в заданную точку посадки с максимально возможного числа витков на орбите;

• обеспечение автономного полета и спуска с орбиты, что давало возможность продолжения работы ТКС в составе РКК «Алмаз» после отделения ВА.

Изделие 11Ф74 состоит из трех основных блоков:

• собственно ВА с кабиной экипажа;

• пороховая тормозная двигательная установка (ТДУ) для схода с орбиты;

• пороховая аварийная двигательная установка (АДУ).

Масса изделия на старте – около 7.3 т, максимальная длина (в сборе) – 10.3 м, максимальный диаметр – 2.79 м. Масса аппарата на орбите (после сброса АДУ) – более 4.8 т, при спуске с орбиты – около 3.8 м. Суммарный «обитаемый» объем ВА – 3.5 м3. Максимальная масса возвращаемого ПГ при запуске ТКС с экипажем – до 50 кг, без экипажа – 500 кг (достигнутая – 350 кг). Время автономного полета ВА по орбите – 3 час; максимальное время нахождения экипажа в ВА – 31 час.

Вид на пульт управления ВА через входной люк.

Спасение экипажа в случае аварии носителя должно было осуществляться за счет отделения ВА с помощью мощной АДУ, включающей основной и управляющие пороховые двигатели. ТЗ на систему аварийного спасения давало жесткие установки на ее использование, в т.ч. на увод от РН на старте или потерявшей управление и кувыркающейся в полете.

По конфигурации ВА напоминает американскую капсулу Gemini, а по размерам приближается к командному модулю корабля Apollo. Основной отсек ВА – кабина экипажа имеет форму усеченного конуса с полусферическим днищем в широком основании.

Стремление проектантов к достижению высокого аэродинамического качества привело к выбору соответствующей формы ВА, в отличие от сегменто-конической («фарообразной») на корабле «Союз», где ограничение налагал также максимально возможный внутренний объем спускаемого аппарата (СА) при меньшем предельном диаметре днища.

На днище ВА был закреплен навесной отсек с системой жизнеобеспечения. В верхней части кабины установлен носовой отсек (НО) с реактивной системой управления (РСУ) спуском, парашютной и некоторыми другими системами. НО оканчивался пороховой ТДУ с четырьмя соплами, направленными назад, вдоль образующей конуса. Над ТДУ на коротком переходнике закреплялась длинная цилиндрическая АДУ, сопла которой также были направлены вдоль образующей конуса ВА.

ТДУ обеспечивала тормозной импульс скорости (~100 м/с) для схода ВА с орбиты. Управление ориентацией аппарата на орбите и при спуске в атмосфере – посредством РСУ. Внешнее оборудование системы жизнеобеспечения, установленное в навесном отсеке, связывалось с кабиной экипажа через отрывной разъем. РСУ отделялась от аппарата до развертывания парашютов и не спасалась.

Космонавты (по проекту сначала – в полетных костюмах, а потом, после гибели «Союза-11», – в скафандрах) должны были располагаться внутри герметичной кабины перед пультами системы отображения информации в креслах, установленных не «веером», как в СА «Союза», а параллельно, что обеспечивало оптимальные условия воздействия перегрузок на всех членов экипажа. Внутри кабины размещались блоки и агрегаты различных систем ВА.

Кресла экипажа ВА – модифицированные «Казбеки» разработки завода «Звезда», используемые на кораблях «Союз»; центральное откидывалось, давая экипажу доступ к переходному люку. Все кресла были оснащены механизмами подготовки к посадке – шарниром в ногах и системой поглощения удара в головной части. Амортизатор, взводимый специальным пиропатроном перед посадкой, поднимал головную часть кресла на высоту примерно 25 см от первоначального положения, а при посадке гасил энергию удара. Испытания показали, что система позволяла значительно уменьшить уровень ударных перегрузок.

Доступ экипажа в корабль на стартовой площадке, а также его выход после посадки на землю осуществлялся через быстрооткрывающийся люк на боковой поверхности ВА. Механизм экстренного открытия создавался с учетом горького опыта корабля Apollo 1, в котором на старте при пожаре во время наземных испытаний сгорели три астронавта. После приземления (приводнения) космонавты могли выйти из ВА через запасной люк в его верхней части.

Система жизнеобеспечения экипажа включала основные и дублирующие агрегаты, расположенные в навесном отсеке (обеспечивали автономный полет ВА по орбите, необходимый для выбора подходящей точки посадки), а также средства вентиляции и снабжения кислородом скафандров при спуске в атмосфере после отделения навесного отсека. Электропитание систем ВА осуществлялось от аккумуляторных батарей.

Система терморегулирования ВА – комбинированная. При полете аппарата в составе ТКС его тепловой баланс поддерживался активной газо-жидкостной системой. После отделения и в автономном полете терморегулирование осуществлялось пассивными элементами – многослойной теплоизоляцией и покрытиями с определенными оптическими свойствами. Основное оборудование, требующее наибольшей защиты, – РСУ с емкостями компонентов топлива, которые должны быть защищены от замерзания, а также агрегаты системы жизнеобеспечения.

Возвращаемый аппарат с ТДУ в цехе
завода им. М.В.Хруничева.

Одной из проблем, которая ограничивала ресурс ВА, был срок хранения топлива (в основном, окислителя) РСУ. К сожалению, азотный тетроксид, имеющий практически неограниченный срок годности, хранится в достаточно узком температурном диапазоне (температура замерзания -2°С), и вместо него была использована азотная кислота, отличающаяся большой коррозионной активностью, но не замерзающая при гораздо более низких температурах, вплоть до -40°С.

В конструкции ВА преобладали решения, характерные для авиационной промышленности. Гермооболочку образовывали вафельные панели, скрепленные автоматической сваркой с полным рентгенографическим контролем сварных соединений. Она была испытана при давлении в 1.9 атм, что более чем в 1.5 раза превышает максимальное расчетное давление, которое должна была выдержать кабина экипажа. В процессе запуска ВА в производство были пересмотрены многочисленные технологии сварки, штамповки и механообработки в сторону возможности выполнения регламента и ремонта.

При проектировании всех подсистем и блоков ВА разработчики руководствовались принципами допустимости единичного отказа и методами управления надежности, свойственными для пилотируемых систем. Основной целью технологической проработки ВА стала простота эксплуатации и восстановления. Единственное отступление от правил – гермокабина. Ее отказ (разрегметизация) считался недопустимым (хотя экипаж в скафандрах и мог продолжать работу после наддува последних). И это несмотря на то, что через оболочку гермокабины проходят многочисленные узлы ввода трубопроводов, кабелей и т.д., а также три люка (один – с иллюминатором) и оптическое окно системы ручной ориентации.

Для повышения надежности иллюминаторы имели по три кварцевые панели остекления с уплотнениями между ними и специальной системой разгрузки от избыточного давления. Пространство между панелями заполнялось сухим азотом. Края каждой панели остекления были «запечатаны» материалом, допускающим относительное расширение панелей и рамок без возникновения внутренних напряжений.

ВА содержал 39 пиротехнических устройств 12 типов. Все они были построены по безосколочному принципу, высоконадежны, отказоустойчивы, имели малую массу и высокое быстродействие. Широкое использование пиротехники также являлось отличительной чертой проекта ВА.

Система развертывания парашютов оснащалась специальными устройствами, предотвращающими запутывание строп и куполов.

Как уже говорилось выше, отличительной особенностью ВА являлся люк для перехода экипажа из гермокабины аппарата во внутренний отсек ФГБ. Люк диаметром около 550 мм был устроен в лобовом теплозащитном экране-щите. Крышка люка открывалась внутрь гермокабины аппарата. С отсеком ФГБ люк соединялся сильфонным переходом-лазом, который перерубался пирошнуром у основания перед отделением ВА. В дальнейшем пирошнур был заменен специальным механизмом с шаровыми замками, срабатывающими от дублированных пиропатронов. Люк имел исключительно продуманный механизм запирания, не требовавший от экипажа значительных усилий, как для открытия, так и для герметизации аппарата. Система уплотнений не давала высокотемпературной плазме попасть в зазор люка.

Удивительно, но, несмотря на то что люк был устроен практически в самом теплонапряженном месте ВА, ни одного случая его прогара по результатам наземных и летных (в т.ч. трех повторных орбитальных) испытаний не было зарегистрировано.

Основная теплозащита ВА состояла из трех основных элементов переменной толщины:

• донного полусферического сегмента (лобового экрана);

• сегмента в виде усеченного конуса (боковая теплозащита);

• сегмента носового отсека.

Каплевидный нарост тефлона ниже центра донного сегмента обеспечивал защиту во время пика нагрева при входе в атмосферу, возникающего в момент отгорания остатков переходного тоннеля экипажа.

Подход к проектированию теплозащиты ВА комплекса «Алмаза» значительно отличался от того, который был принят до этого разработчиками в СССР для СА кораблей «Восток» и «Союз» и в США для капсул Mercury, Gemini и Apollo, где применялась абляционная система теплозащиты однократного использования. ТЗ на комплекс «Алмаз» требовало исключительно большой частоты полетов ВА, в связи с чем был выбран подход, позволяющий многократно использовать основные системы аппарата. От качества изготовления и нанесения теплозащиты на ВА во многом зависит безопасность жизни космонавтов, поэтому к нему предъявлялись очень высокие требования.

Кресла экипажа ВА со вкладышами-ложементами.

Теоретические и экспериментальные исследования на моделях показали зоны наибольших тепловых потоков на различных участках ВА. Оказалось, что отдельные участки теплозащиты (в т.ч. даже в его донной части) испытывают тепловые и динамические нагрузки, во много крат ниже пиковых. Все это позволило сделать рациональный выбор системы теплозащиты ВА.

Система теплозащиты ВА состояла из слоев кремнеземной ткани специального плетения, пропитанных фенолформальдегидной смолой. При спуске с орбиты под действием тепловых нагрузок смола начинает испаряться из объемно структурированной матрицы; продукты ее пиролиза образуют газообразный слой-подушку, защищающий экран от обгара и деформации. Специалисты ЦКБМ разработали конструкцию теплозащиты и технологический процесс ее восстановления для повторного (до 10 раз) использования. Во внедрении технологии приняли участие также специалисты различных предприятий, в т.ч. научно-исследовательских институтов смежных организаций, таких как ВИАМ, ВНИИСПВ, МХТИ и др.

Через лобовой теплозащитный экран проходили четыре механических узла крепления ВА к смежному отсеку, узлы крепления навесного агрегата, а через боковую теплозащиту – механизм ввода линий для электроснабжения, охлаждения, газоснабжения и передачи данных. При разделении отсеков ТКС отдельные пиромеханизмы разрезали переходной тоннель, служебные линии и места механического крепления, а пружинные толкатели обеспечивали начальную скорость отхода ВА от ФГБ.

Во время автономного полета по орбите космонавты могли реализовать двукратную попытку «захода на посадку». В расчетный момент начинались процедуры подготовки к спуску. Система управления разворачивала ВА днищем по направлению вектора скорости, включалась ТДУ и происходил сход с орбиты, после чего бортовая автоматика выдавала команды на сброс навесных агрегатов перед входом в плотные слои атмосферы.

При движении в атмосфере с номинальным углом атаки 18° аэродинамическое качество ВА на гиперзвуковой скорости составляет примерно 0.25. Управление продольной и поперечной («боковой») дальностью спуска достигается изменением положения аппарата в потоке с помощью двигателей РСУ. Баллистический коэффициент меняется от 472 кгс/м2 до 647 кгс/м2, что сравнимо с 379 кгс/м2 для командного отсека Apollo. Такие показатели позволяют проводить спуск в атмосфере при перегрузках ниже 3 единиц. Однако, поскольку основная задача СУ – привести ВА в нужный район посадки, величина и направление подъемной силы не остаются постоянными и перегрузка в некоторые моменты спуска может достигать 4 единиц.

В последней фазе полета ВА, на высоте 10 км и при динамическом давлении 900 кгс/м2 выполнялось отделение НО и последовательный ввод вытяжного, тормозного и основного трехкупольного парашютов, выдвижение антенн, включение системы радиопеленга, светового проблескового маяка и отстрел поискового радиомаяка «Комар» (спускается отдельно на своем парашюте). После развертывания трех основных куполов общей площадью 1770 м2 скорость спуска ВА снижалась до 6.5 м/с. Безопасная посадка возможна и на двух куполах.

Рисунок С.Птицына

Перед приземлением включался РДТТ мягкой посадки тягой 2.5 тс, смонтированный не в стропах парашютов, как на «Восходе», и не на днище СА, как на «Союзе», а снаружи верхней части кабины экипажа, под вертлюгами парашютной системы. Его сопла направлены вдоль образующей конуса. Номинально он включался на высоте 1–5 м от земли и замедлял скорость спуска до 3 м/с. Момент зажигания определял конечную скорость перед посадкой и вычислялся с использованием сигнала гамма-лучевого высотомера «Кактус», который позволял отсеять помехи, вносимые подстилающим слоем (кроны деревьев, глубокий рыхлый снег, лед, вода, слой опавших листьев). В момент касания земли амортизаторы в креслах поглощали остаточный удар. Возможна была и посадка на воду – при проверках было установлено, что ВА имеет единственное устойчивое положение в воде – лобовым экраном вниз.

Точка посадки ВА после управляемого спуска в атмосфере находится внутри эллипса рассеивания (большой радиус – 27 км, малый радиус – 13 км), положение которого определялось, прежде всего, условиями ориентации перед спуском.

На случай, если автоматике не удалось бы выстроить необходимую ориентацию, имелась резервная ручная система: экипаж стабилизировал аппарат, определив положение горизонта с помощью оптического визира либо ИК-датчика, после чего ВА ориентировался по курсу вручную или с использованием ионного датчика набегающего потока. Определив реперные точки, экипаж запускал гироскопы, удерживающие ориентацию аппарата вплоть до включения ТДУ.

Если ВА терял стабилизацию уже после успешного срабатывания тормозного двигателя и до входа в атмосферу, путем сброса части кожуха ТДУ аппарату придавалась аэродинамическая конфигурация, имеющая единственное устойчивое положение на гиперзвуковой скорости – лобовым теплозащитным экраном вперед. Используя эту особенность и естественное аэродинамическое демпфирование, ВА правильно ориентировался в верхних слоях атмосферы до пика нагрева и динамического давления.

В случае, если ориентация по крену для управляемого спуска не могла быть выполнена, аппарат закручивался вокруг продольной оси и переходил на баллистический спуск. Пиковая перегрузка при этом могла превысить 8 единиц.

Продолжение следует

 

 

Интереснейший психологический тест раскроет все черты Вашего характера, пройдите прямо сейчас!