CC BY
57УДК 629.786.2.077
АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПОСАДКА БЕСПИЛОТНОГО МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ «БУРАН» © 2014 г. Бровкин А.Г.1, Кравец В.Г.2
1 ФГУП «Московское опытно-конструкторское бюро «МАРС» (МОКБ «Марс») 1-й Щемиловский пер., 16, г. Москва, Россия, 127473, e-mail: office@mars-mokb.ru
2 ОАО «Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070, e-mail: post@rsce.ru
В статье приведены проблемы, с которыми пришлось столкнуться при решении задач автоматической посадки многоразового орбитального корабля «Буран». Дано краткое описание состава аппаратно-программных бортовых и наземных средств, примененных для решения этой задачи. Приведены результаты полета ОК «Буран» на стадии спуска при первой в мировой практике автоматической посадке орбитального корабля на аэродром.
Ключевые слова: многоразовый орбитальный корабль, автоматическая посадка, бортовые средства автономной системы управления орбитального корабля, наземные и бортовые средства для коррекции информации автономной системы управления, посадочный комплекс орбитального корабля.
AUTOMATIC LANDING OF THE UNMANNED REUSABLE ORBITER BURAN
Brovkin A.G.1, Kravets V.G.2
1FGUP Moscow Experimental Design Bureau MARS (MEDB MARS) 16 1st Shchemilovskiyper., Moscow, Russia, 127473, e-mail: office@mars-mokb.ru
2 S.P. Korolev Rocket and Space Public Сorporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail:post@rsce.ru
The paper discusses the problems that had to be solved in order to make it possible for the reusable orbiter BURAN to land in automatic mode. It provides a brief description of hardware and software configuration used both onboard and on the ground in order to achieve this objective. It presents the results of the BURAN orbiter flight obtained during the descent phase of the world's first automatic landing of an orbiter on a runway.
Key words: reusable orbiter, automatic landing, orbiter autonomous control system onboard equipment, ground and onboard equipment for autonomous control system data updating, orbiter landing complex.
vx
БРОВКИН А.Г.
КРАВЕЦ В.Г.
БРОВКИН Александр Григорьевич — ктн, зам. главного конструктора ФГУП МОКБ «Марс», e-mail: office@mars-mokb.ru
BROVKIN Alexander Grigorievich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Chief Designer of MEDB MARS
КРАВЕЦ Вадим Георгиевич — дтн, профессор, главный специалист РКК «Энергия», руководитель полета ОК «Буран» в 1988 г., e-mail: vadim.kravets@rsce.ru
KRAVETS Vadim Georgievich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Chief specialist at RSC Energia. Flight director of the BURAN orbiter mission in 1988
Введение
Ключевым элементом в задаче автоматической посадки орбитального корабля (ОК) «Буран» была разработка бортовых и наземных средств управления полетом.
Работы по созданию и подготовке средств системы управления (СУ) ОК «Буран» были начаты в конце 1970-х гг. практически одновременно с развертыванием работ по многоразовой ракетно-космической системе (МРКС) «Энергия-Буран» в целом. Постановление Правительства СССР о создании МРКС «Энергия-Буран» было выпущено в феврале 1976 г. В конце 1976 г. был разработан эскизный проект ОК «Буран», а в 1977 г. — технический проект, содержащий всю необходимую информацию для начала разработки рабочей документации по ОК «Буран», в т. ч. по его СУ [1].
Аппаратно-программные бортовые и наземные средства системы управления ОК «Буран» должны были обеспечить весь полет, включая автоматическую посадку первого беспилотного многоразового корабля. Средства СУ с такими задачами готовились к использованию впервые в мире. В американской программе Space Shuttle, по которой с апреля 1981 г. по август 1983 г. было выполнено уже восемь запусков, с самого начала полеты были пилотируемыми, и на завершающем участке захода на посадочную полосу, с высоты 9-10 км, пилоты-астронавты выполняли посадку корабля Space Shuttle в ручном (директорном) режиме.
Кооперация разработки системы автоматической посадки
О том, какое большое внимание уделялось ходу разработки СУ ОК «Буран», свидетельствует выпуск в августе 1983 г. специального решения Правительства СССР по вопросу ускорения создания СУ ОК «Буран» и его математического обеспечения (МО). В этом решении был уточнен состав предприятий-разработчиков СУ и МО, и оговорены мероприятия по форсированию этих работ [2, 3].
Головной организацией по разработке СУ и МО и созданию комплексных стендов по их
отработке было назначено НПО автоматики и приборостроения (НПО АП) (Лапыгин В.Л.).
Была уточнена ответственность организаций за создание средств управления посадкой ОК, основные из которых:
• МОКБ «Марс» (Сыров А.С.) отвечало за разработку алгоритмов и МО на участках атмосферного спуска и посадки ОК «Буран» на аэродром;
• ВНИИ радиоаппаратуры (ВНИИРА) (Громов Г.Н.) разрабатывал комплекс аэродромных радиолокационных и радиомаячных средств и ответной бортовой аппаратуры, используемых для траекторного контроля полета ОК на спуске и для коррекции бортового навигационного вектора состояния;
• Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского (ЦАГИ) (Свищев Г.П.), Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова (ЛИИ) (Василь-ченко К.К., Манучаров А.А.) проводили аэродинамические и прочностные испытания, экспериментальную летную отработку на летающих лабораториях (ЛЛ);
• НПО «Молния» (Лозино-Лозинский Г.Е.) отвечало за исходные данные по аэродинамике ОК на спуске, создание стендов по отработке алгоритмов управления аэродинамическими исполнительными органами, комплексную отработку СУ при горизонтальных летных испытаниях ОК и за создание посадочного комплекса (ПК) ОК «Буран»;
• НПО «Энергия» (Глушко В.П.) было утверждено головной организацией и координировало все работы по созданию и отработке бортовых и наземных средств управления полетом и посадкой ОК «Буран» в целом.
Проблемы автоматической посадки
Сложность задачи создания системы управления автоматической посадкой ОК «Буран» [3, 4] и ответственность всех участников ее решения, помимо того, что такая система готовилась к применению впервые в мире, была обусловлена в т. ч. и тем, что трасса спуска ОК с высоты Н = 100 км и торможения его в атмосфере имела протяженность более 8 000 км,
что более чем вдвое продолжительнее, чем у одноразовых космических кораблей, а требуемая точность приземления на аэродром выше на три порядка (по сравнению с парашютной посадкой спускаемых аппаратов одноразовых кораблей). Для ориентации и движения ОК «Буран» с высоты Н < 100 км использовалась комбинация реактивных и аэродинамических исполнительных органов [4].
Последовательность задействования органов управления ориентацией ОК на спуске в зависимости от роста скоростного напора в интервале высот спуска 20 < Н < 100 км представлена в табл. 1.
Таблица 1
Последовательность задействования органов управления ОК на участке спуска
Высота полета на участке спуска, км Скоростной напор на спуске, кг/м2 Канал управления реактивными двигателями ориентации Канал управления элевонами и рулем направления
У и у У и у
Н > 100 q < 10 + + + — — —
Н = 92 q > 10 + + + + — —
Н = 80 q > 50 — + + + + —
Н = 75 q > 100 — — + + + —
20 < Н < 35 q > 800 — — + + + +
Н < 20 — — — + + +
Из данных, приведенных в этой таблице, следует, что на самом верхнем участке траектории спуска ^ ~ 100...90 км) в качестве управляющих органов по всем трем каналам используются только реактивные управляющие двигатели (УД). По мере роста скоростного напора УД отключаются вначале в канале крена (у), затем — в канале тангажа (и) и в канале рыскания (у).
С высоты Н = 20 км управление ко всем трем каналам осуществлялось по «самолетной» схеме уже только аэродинамическими исполнительными органами: элевонами и рулем направления — воздушным тормозом. Для коррекции балансировочного положения элевонов и их разгрузки при изменении центровки О К использовался балансировочный щиток, расположенный на обрезе кормовой части фюзеляжа. Устойчивость движения было необходимо обеспечить в диапазоне от гиперзвуковых скоростей (от числа Маха М > 20) до посадочной скорости на аэродром 320.340 км/ч, при сравнительно малом аэродинамическом качестве ОК при посадке — Ктах = 5,4.5,6 [5, 6].
ПК ОК, т.е. посадочная полоса для «Бурана» и соответствующая аэродромная инфраструктура, создавались на космодроме «Байконур» заново [7].
Для выполнения точностных требований на заключительном участке спуска (с H < 50 км), после выхода из плазмы и вхождения в зону приаэродромных радиосредств, производилась коррекция базового вектора навигации ОК «Буран» по измерениям сначала от наземных радионавигационных дальномеров, затем от курсовых и глиссадных радиомаяков. По мере снижения ОК поправки в систему управления спуском поступали также от радиовысотомеров ОК и, в качестве резерва, от системы воздушно-скоростных параметров. Посадка ОК осуществлялась в «бездвигательном» режиме, т. е. должна была быть надежно обеспечена с первого и единственного захода на аэродром.
Интегральные требования к точности навигационной информации по ОК к моменту выхода в ключевую точку захода на посадку (Н = 4 км) и при посадке приведены в табл. 2.
Таблица 2
Точность навигационной информации на заключительном участке спуска
Высота полета ОК, м Допустимые интегральные погрешности измерений (3а)
Погрешность высоты, м Погрешность координат, м Погрешность скорости, м/с
продольных боковых продольной боковой вертикальной
4 000 100 100 100 3 3 3
0 0,6 50 10 1 1 0,5
Радиолокационные средства слежения за полетом с обработкой и отображением траекторной информации ОК (три группы дублированных радиолокаторов с радиусом действия 500, 200 и 25 км), резервированные дальномерная и маячные системы с ответной бортовой аппаратурой для коррекции автономной системы управления, были созданы как единый радиотехнический навигационно-посадочный комплекс «Вымпел» (разработка ВНИИРА). Эти средства отрабатывались до пуска при моделировании на наземных стендах и с использованием специальной ЛЛ ТУ-134. Следует отметить, что система «Вымпел» по срокам развертывания и надежности выиграла техническое соревнование у рассматриваемой параллельно, но так и не принятой радионавигационной маячной системы (затем однопунктовой радионавигационной системы) разработки НПО космического приборостроения (НПО КП).
Построение навигационной системы автоматической посадки
Функциональное объединение, называемое навигационной системой, состоит из бортовых навигационных датчиков (включая инерциальную систему на базе гироста-билизированной платформы в составе СУ), наземного радионавигационного оборудования и алгоритмов, реализуемых в составе программного обеспечения (ПО) бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВК) [3].
Навигационная система на участке спуска и посадки работает в двух режимах: «Навигация» и «Посадка».
В режиме «Навигация» с Н < 100 км до Н < 20 км управление исполнительными органами ОК осуществляется для формирования и отслеживания «попадающей» траектории в заданную область на высоте 20 км. Область приведения на высоту H = 20±0,1 км определяется радиусом R = 13 км, скоростью ОК в пределах V = 520+60 м/с (М = 1,8) и допустимой ошибкой направления скорости по курсу Ау = ±15°.
Управление движением на этих высотах производится посадочными алгоритмами и ПО БЦВК разработки НПО АП с использованием данных инерциальной системы (ИНС) СУ.
Текущими управляемыми параметрами наведения на этом участке спуска являются оставшаяся дальность до заданной области на H = 20 км и угловой промах по направлению на цилиндр рассеивания энергии. «Попадающая» траектория формируется через расчет программной зависимости продольной перегрузки от скорости полета ОК. Поиск «попадающей» траектории осуществляется в ПО БЦВК с тактом 1 с.
Для обеспечения эффективного торможения на «попадающей» траектории, при выполнении ограничений по нагреву конструкции и перегрузкам, полет ОК при входе в атмосферу на гиперзвуковых скоростях происходит с большими углами атаки а = 34° при М < 28 и последующим уменьшением угла атаки до значений а = 22° при М = 5 и а = 15° при М = 3.
Надежную работу СУ на этапе посадки обеспечивает использование следующих резервированных средств:
• гиростабилизированная платформа (ГСП) с устанавливаемыми на каждом комплекте ГСП акселерометрами и интегрирующими гироскопами, с полной развязкой пространственного положения от движения ОК;
• датчики угловых скоростей (ДУС);
• автономные акселерометры (ААКС);
• БЦВК;
• программно-временные устройства (ПВУ) для синхронизации работы всех резервированных комплектов аппаратуры СУ.
Поступающие в БЦВК сигналы ГСП служат для образования ИНС, сигналы от ДУС используются для решения задачи ориентации ОК относительно центра масс, сигналы от ААКС — для поддержания траектории с заданным профилем перегрузки. При работе всех перечисленных средств СУ, с учетом их резервирования, для защиты от неисправностей и сбоев используются схемы голосования «два из трех» (для ГСП, ДУС и ААКС), «два из четырех» (для БЦВК), «три из пяти» (для ПВУ).
До выхода из плазмы (Н < 50 км) ИНС не корректируется. Расчет и отслеживание «попадающей» траектории спуска осуществляется, исходя из прогнозируемой дальности до цилиндра рассеивания энергии (ЦРЭ). При этом продолжают выполняться ограничения по нагреву конструкции ОК, скоростному напору и перегрузкам.
В интервале высот 20 < Н < 50 км ИНС начинает корректироваться по показаниям бортовых датчиков радиодальномерной системы (РДС), измеряющей дальность до определяемых бортовыми алгоритмами ПО посадки трех наземных ретрансляторов навигационного дальномера (РНД), а также по данным бортового радиовысотомера больших высот (РВБ).
В режиме «Навигация» с Н < 20 км управление движением ОК осуществляется уже только аэродинамическими исполнительными органами через посадочные алгоритмы и ПО разработки МОКБ «Марс». Информация ИНС продолжает корректироваться, при этом по-прежнему используются сигналы РДС и РВБ [5, 6].
После прохождения области приведения на Н = 20 км начинается движение ОК на ЦРЭ (радиус 25 км с центром 22,5 км от центра посадочной полосы аэродрома). Движение по ЦРЭ происходит со снижением до Н ~ 10 км и гашением скорости ОК с V ~ 450 м/с до V ~ 230 м/с. После схода с ЦРЭ ОК выходит на высоте H ~ 7 км на касательную к цилиндрам выверки курса (ЦВК) и дальше — в ключевую точку траектории спуска на H = 4 км, с удалением от центра взлетно-посадочной полосы (ВПП) на L = 15...18 км при скорости с V ~ 150 м/с (с допустимыми ошибками, приведенными в табл. 1).
В режиме «Посадка» с Н < 4 км при управлении движением ОК ИНС продолжает корректироваться со сменой источников коррекции. В этом режиме для коррекции ИНС используются сигналы:
• радиомаячной системы (РМС), измеряющей азимут и угол места ОК относительно
точек размещения наземных курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) радиомаяков;
• РДС, измеряющей на этом участке полета ОК дальность до наземного ретранслятора посадочного радиодальномера (РПД);
• высотомера малых высот (РВМ) (используются на высотах Н < 1 км и для непосредственного управления в режиме выравнивания вплоть до касания ВПП).
Для захода на ВПП из ключевой точки (Н = 4 км) была принята двухглиссадная схема: вначале полет по крутой глиссаде с углом наклона траектории -17.-20°, затем выравнивание на высоте 500 м и полет по пологой глиссаде с углом наклона траектории -2°, с переходом в заключительное выравнивание с высоты 20 м и посадку на ВПП.
Общее расчетное время полета ОК на участке спуска с Н = 100 км до посадки составляло около 33,5 мин, из них на атмосферном участке полета после выхода из плазмы около 12 мин.
Расчетная траектория движения ОК на атмосферном участке спуска показана на рис. 1.
Рис. 1. Расчетная траектория движения орбитального корабля на атмосферном участке спуска
Примечание: Параметры траектории ОК в отмеченных на рис. 1 точках следующие: I — И = 40 км; V ~ 2 100 м/с; (М ~ 7); II — точка приведения на ЦРЭ: И = 20+0,1 км; Я ~ 13 км; Ау = ±15°; V = 520+60 м/с; (М = 1,8); III — выход на ЦРЭ: И = 14.18 км; V = 450+50 м/с; (М = 1,5);
IV — сход с ЦРЭ: И = 10 км; V = 230 м/с; (М = 0,7);
V — выход на касательную к ЦВК: И = 7±1 км; V = 180 м/с;
VI — ключевая точка: Н = 4 км; Ь (до ВПП) = 15.18 км;
V = 150+20 м/с; Аг = ±500 м; Ау = ±10°; VII — выход на срез ВПП: И ~ 50.30 м; V ~ 108+5 м/с; в ~ 2°; Аг = ±30 м; Ау = ±2°; VIII — посадка: И = 0; V = 95+5 м/с;
V < 2,0 м/с; у ~ ±2°; Аг = ±10 м; Ау = ±1°.
ЦРЭ — цилиндр рассеивания энергии, ЦВК — цилиндр выверки курса.
Общая структура алгоритмов и ПО автоматической посадки ОК приведены в табл. 3.
Таблица 3
Структура алгоритмов и ПО посадки
Высота полета, км Режим Содержание алгоритма и ПО Ответственный
50 < И < 100 Навигация Управление движением ОК по прогнозу, через алгоритмы и ПО ИНС (без коррекции) НПО АП
20 < И < 50 Навигация Управление движением ОК через алгоритмы и ПО с учетом коррекции ИНС по показаниям РДС/ РНД и РВБ. Алгоритмы оценки достоверности сигналов РДС и РВБ НПО АП МОКБ «Марс»
4 < И < 20 Навигация Управление движением ОК через алгоритмы и ПО навигации и посадки с использованием откорректированных данных ИНС по сигналам РДС/РНД и РВБ МОКБ «Марс»
И < 4 Посадка Управление движением ОК через алгоритмы и ПО посадки, с использованием данных ИНС, откорректированных по сигналам РДС/РПД, РМС/КРМ, ГРМ и РВМ МОКБ «Марс»
Особенности бортовых и наземных радионавигационных средств и использования их информации для коррекции ИНС
Сигналы, поступающие в БЦВК от перечисленных выше радионавигационных систем (РНС) в режимах «Навигация» и «Посадка», используются для коррекции ИНС только после оценки достоверности программами предварительной обработки информации (ПОИ) и пересчета в координаты центра масс ОК в посадочной системе координат (ПСК) [6].
Бортовое оборудование РДС представляет собой четыре однотипных комплекта измерителей дальности, каждый из которых методом «запрос-ответ» одновременно измеряет дальности до трех выбранных в ПО БЦВК ретрансляторов наземного навигационного дальномера. Всего на удалении 20.50 км от центра ВПП было установлено шесть РНД, работающих в режиме «Навигация». Еще по одному РПД установлено на обоих торцах ВПП. В режиме «Посадка» за-действуется один из них, в соответствии с выбранным направлением захода на посадку.
Бортовое оборудование РМС представляет собой три однотипных комплекта измерителей азимута и угла места, каждый из них измеряет временной интервал между импульсными посылками, в котором закодирована информация об азимутальном и уг-ломестном положении ОК по отношению к узконаправленным сканирующим наземным антеннам КРМ и ГРМ в моменты фиксации фактического положения ОК соответственно по азимуту и углу места.
РВБ используется в режиме «Навигация» и состоит из двух однотипных каналов измерения высоты по запаздыванию отраженного от подстилающей поверхности Земли импульсно-модулированного радиолокационного сигнала, излучаемого РВБ.
РВМ используется в режиме «Посадка» и состоит из трех однотипных каналов измерения высоты по запаздыванию отраженного от подстилающей поверхности Земли частотно-модулированного радиолокационного сигнала, излучаемого РВМ.
Состав бортовых и наземных средств, обеспечивающих движение ОК по траектории спуска и работу РНС, показан на рис. 2.
Достоверность передачи в БЦВК (в алгоритмы И НС) корректирующих данных от РНС достигается сопоставлением результатов измерения одной и той же величины разными устройствами, при этом допустимая степень рассогласования результатов определяется уровнем априорной погрешности измерения этих устройств.
При разработке бортовых программ, решающих задачи оценки достоверности информации, получаемой от сигналов РНС, и определения состояния аппаратуры РНС (исправна/неисправна/сбой) было необходимо:
• назначить допуски на сопоставление сигналов бортовых приборов РНС;
• установить интервал времени, в течение которого возможны ошибки в измерениях, не связанные с отказом аппаратуры;
• выстроить непротиворечивую логическую схему отбора источников сигналов для взаимного сопоставления.
Решение указанных задач было выполнено в программе ПОИ. Для решения этих задач использовались данные встроенного контроля бортовой аппаратуры РНС, а также информация о характере влияния на ее показания трактов обмена информацией между РНС и БЦВК.
Выходные данные встроенных систем контроля РДС, РМС, РВМ и РВБ были унифицированы и упакованы в двухбитную матрицу кодограмм, передаваемую в БЦВК в виде
биполярного последовательного кода в соответствии со стандартом ARINC-429. Четыре состояния этой матрицы декодировались следующим образом:
00 — рабочее состояние, данные готовы;
01 — данные не готовы по разным причинам (нет сигнала, выполняются вычисления и т.п.), кроме отказа;
10 — контрольное значение;
11 — отказ.
а)
РИД
р_нд
РИД
О " U
КРМП [ЩРПД ] ГРМ
впп
□
РИД
]грм крмП Прпд
п D
иРИД рнд б)
Рис. 2. Состав бортовых и наземных средств, обеспечивающих работу системы управления спуском
с Н ^ 50 км: а — расположение бортовой аппаратуры на ОК: ГСП — гиростабилизированная платформа; ДУС — датчики угловых скоростей; ААКС — автономные акселерометры; БЦВК — бортовой цифровой вычислительный комплекс; 1 — устройство обмена информацией; 2 — радиовысотомер малых высот (РВМ); 3 — радиовысотомер больших высот (РВБ); 4 — радиодальномерная система (РДС); 5 — радиомаячная система (РМС); б — расположение наземных радиомаяков относительно ВПП: РНД — ретранслятор навигационного дальномера; РПД — ретранслятор посадочного дальномера; КРМ — курсовой радиомаяк; ГРМ — глиссадный радиомаяк
Кроме последовательного кода, выходная информация систем встроенного контроля поступала в БЦВК в виде «разовых команд».
Помимо средств встроенного контроля в системе оценки состояния аппаратуры РНС для выявления неисправностей использовалось сравнение выходных сигналов резервированных каналов измерения навигационных параметров. Эта функция также выполнялась программами ПОИ. В ПОИ при выборе и оценке поступающих в БЦВК данных РНС (после успешного прохождения оценки по встроенному контролю) использовался метод голосования. При полностью исправной аппаратуре РНС реализуются следующие схемы голосования:
• РДС (четыре однотипных комплекта) — «три из четырех»;
• РМС и РВМ (по три однотипных комплекта) — «два из трех»;
• РВБ (два однотипных комплекта) — «два из двух».
Таким образом, в целом алгоритмы ПОИ решают две задачи:
• обеспечение достоверности параметров РНС, поступающих в БЦВК для коррекции ИНС;
• обнаружение отказов в радиотехнических системах посадки и блокирование информации, поступающей от отказавших подсистем, путем установки соответствующих флагов (признаков) в словах контрольной информации.
В зависимости от степени избыточности достоверной информации, поступившей в БЦВК от исправных подсистем РНС, в качестве значений для коррекции ИНС используются:
• при четырех однотипных сигналах — среднее арифметическое двух значений, оставшихся после отбрасывания минимального и максимального значений поступивших однотипных сигналов (для РДС);
• при трех однотипных сигналах — их медиана (РМС и РВМ);
• при двух однотипных сигналах — их среднее арифметическое (для РВБ).
При обнаружении невозможности получения достоверной информации по используемому корректирующему средству происходит временное прекращение коррекции ИНС. При этом производится оценка допустимости продолжительности автономной некорректируемой работы ИНС с точки зрения разрешенного для различных участков полета времени движения ОК по прогнозу, без нарушения точностных ограничений. Необходимо отметить, что данные, полученные
при статистическом моделировании спуска с вводимыми отказами и сбоями информации РНС (при использовании отмеченного выше резервирования бортовой и наземной аппаратуры и оценки достоверности сигналов в алгоритмах ПОИ), показали исчезающе малую вероятность появления недопустимой продолжительности работы ИНС без коррекции.
Предварительная допусковая
отработка системы автоматической посадки
Особенности спуска и посадки многоразового корабля и сложность его СУ, в т. ч. при взаимодействии с наземными средствами, заставили всех разработчиков системы управления провести очень большой объем предварительной донатурной отработки [3, 6, 7].
Проверка аэродинамических характеристик и управляемости на гиперзвуковых скоростях полета осуществлялась на геометрически подобной модели ОК — изделии «Бор-5», выведенном на суборбитальную траекторию серийной ракетой-носителем (РН). Отработка средств и МО управления посадкой осуществлялась на многочисленных наземных стендах в НПО АП, МОКБ «Марс», НПО «Молния» и НПО «Энергия» при моделировании всего диапазона посадочных высот и скоростей полета ОК с возможным разбросом аэродинамических характеристик, ветровых возмущений и имитаций отказов в бортовой и наземной аппаратуре. Всего на наземных стендах было выполнено статистическое моделирование около 13 000 посадок [6].
Натурная отработка СУ посадкой на дозвуковых скоростях и отработка наземных посадочных средств проводились с использованием ЛЛ ТУ-154 (при полетах в ЛИИ и на ПКОК) и на БТС-002 — полноразмерном аналоге орбитального корабля, оборудованном дополнительными двигателями для самостоятельных взлетов при горизонтальных летных испытаниях (ГЛИ) на аэродроме ЛИИ в г. Жуковском. Всего на ЛЛ было выполнено около 200 автоматических заходов на посадку, в т. ч. 86 автоматических посадок до касания ВПП и 17 автоматических посадок аналога орбитального корабля при ГЛИ. Первый полет БТС-002 был осуществлен в ноябре 1985 г., его взлет и пилотирование при ГЛИ осуществлялись экипажами планируемых пилотируемых полетов ОК из команды И.П. Волка.
Взлет БТС-002 на аэродроме ЛИИ показан на рис. 3.
Рис. 3. На взлете аналог орбитального корабля — БТС-002
Объем статистического моделирования посадки на наземных стендах и натурная отработка СУ посадки на ЛЛ и аналоге ОК при ГЛИ позволили на дополетном этапе подтвердить заданную в ТЗ вероятность успешной посадки ОК — 0,999 при доверительной вероятности 0,95 [6].
Ряд технических проблем пришлось решать при создании ПК ОК, в т. ч. выбор расположения посадочной полосы, типа и обеспечения точности ее покрытия, «добу-рановскую» натурную проверку ВПП, разработку и монтаж средств обслуживания ОК после посадки [7]. Отдельной задачей была отработка средств приема, обработки и отображения телеметрии и траекторной информации на отдельном командно-диспетчерском пункте (ОКДП) [3].
Наземные средства приема телеметрической информации (всего пять станций, одна из которых в холодном резерве), телевизионной и телефонной информации, располагаемые в районе аэродрома посадки, совместно с внешнетраекторными средствами системы «Вымпел», отрабатывались при полетах специально оборудованного самолета МиГ-25 с выполнением захода на посадку по крутой «бурановской» глиссаде (было выполнено 30 таких полетов). Этот самолет затем использовался на спуске для сопровождения и телевизионного наблюдения за ОК. Тра-екторная информация с радиолокационных средств и телеметрия с ОК обрабатывалась и отображалась на рабочих местах для персонала региональной группы управления посадкой на ОКДП аэродрома. Эти же данные в цифровом виде по специально выделенным телефонным каналам транслировались в Центр управления полетом для идентичного с ОКДП отображения в масштабе реального времени [3].
Руководством РКК «Энергия» и НПО «Молния» первый испытательный полет орбитального корабля из соображений безопасности с самого начала был определен как беспилотный, что было традиционно для советской космонавтики [4].
Далеко не все поддерживали такую идеологию. За несколько месяцев до пуска в адрес Правительства было направлено коллективное письмо, подписанное в т. ч. летчиками-космонавтами А.А. Леоновым и И.П. Волком, о том, что ОК «Буран» не сможет надежно выполнить полет в автоматическом режиме, и что первый полет, как и все полеты у американцев на Space Shuttle (к этому времени прошло уже 25 запусков Shuttle), должен быть пилотируемым. Но специальная комиссия, рассмотрев состояние подготовки ОК «Буран», в т. ч. полноту и качество создания и отработки системы управления автоматической посадки, согласилась с предложением технического руководства о первом беспилотном пуске. Продолжительность этого полета была определена в течение двух витков или 206 мин, из них после отделения от РН — 197,5 мин самостоятельного полета.
Первый старт ракетно-космической системы «Энергия-Буран» и автоматическая посадка ОК
И вот итог многолетней работы всей кооперации предприятий, участвовавших в разработке ОК «Буран» — первый старт многоразовой космической системы «Энергия-Буран» [2, 3, 4].
Старт был назначен на 29 октября 1988 г. Но в этот день, за 51 с до старта, РН была выдана автоматическая команда на его отмену в связи с ненормальным отведением от ракеты фермы стартовой башни с приборами прицеливания. Был осуществлен слив компонентов топлива с РН и ОК, выявлены детальные причины отказа и проведено их устранение. Напряженнейшая работа на космодроме шла в течение почти 20 суток.
После всех проверок была назначена новая дата старта — 15 ноября. И вот старт — в 06 ч 00 мин 02 с московского времени «Энергия-Буран» оторвалась от стартового стола и почти сразу же ушла в низкую облачность. Старт был осуществлен в условиях резкого ухудшения метеоусловий, что потребовало специального экстренного решения Технического руководства пуском и Государственной комиссии.
После завершения (без замечаний) участка выведения на РН «Энергия» и отделения ОК от РН в 06 ч 08 мин 03 с, в соответствии с заложенным в БЦВК полетным заданием, были осуществлены два маневра довыве-дения корабля на рабочую орбиту высотой 263/251 км. Затем была выполнена перезагрузка оперативной памяти БЦВК для работы на участке спуска (посадочные алгоритмы приводятся в готовность № 1), и осуществлена перекачка топлива из носовых баков ОК в кормовые для обеспечения посадочной центровки.
Через полтора часа полета БЦВК уже рассчитывает параметры тормозного маневра для схода ОК с орбиты, которые передаются в ЦУП в составе телеметрических данных. В 08 ч 20 мин включается основной двигатель ОК, отрабатывает заданную величину тормозного импульса, и корабль начинает снижение. Еще через полчаса орбитальный корабль «цепляет» за атмосферу, а в 08 ч 53 мин на высоте ~90 км связь с ним прекращается из-за плазменных образований.
Наконец в 09 ч 11 мин, когда корабль находился на высоте ~50 км, он был обнаружен на ОКДП аэродромными локаторами, и оттуда начался прием телеметрии. В этот момент «Буран» отделяло от посадочной полосы около 550 км, а скорость его хотя и уменьшилась с космической, но все еще почти в десять раз превышала скорость звука.
На этом участке полета, по прогнозируемой логике движения, ОК при снижении должен был пройти на высоте ~16 км вдоль ВПП аэродрома в западном направлении, пойти на правую половину (по ходу полета) ЦРЭ и, раз-
вернувшись на 180°, пойти на ВПП «восточным заходом», практически против ветра.
Однако, по данным радиолокационных средств и телеметрии, через ~7 мин после выхода из плазмы, в ~09 ч 18 мин на высоте точки приведения Н ~ 20 км при М = 1,9, ОК неожиданно заложил левый крен до -50° и, резко поменяв курс, пошел на левую половину ЦРЭ. Через ~1,5 мин на высоте Н ~ 14,5 км при М ~ 1,0 ОК прошел практически поперек оси ВПП, затем с правым креном до 50° начал движение по левой половине ЦРЭ.
Как показал послеполетный анализ, «Буран» (т. е. его БЦВК с МО спуска и посадки, с учетом коррекции от наземных средств) выбрал траекторию гашения энергии на предпосадочном маневре, оптимальную для конкретных начальных условий захода на ВПП в этот день. В точке приведения на Н = 20 км скорость полета ОК хотя и не превышала расчетного допустимого значения, но была выше номинальной (см. рис. 1). При более продолжительном торможении на левой половине цилиндра рассеивания энергии к моменту схода с ЦРЭ достигалось снижение скорости полета ОК до номинального значения.
В ~09 ч 21 мин 30 с ОК вышел с ЦРЭ, развернувшись почти на 180° по курсу, и в 09 ч 22 мин на Н ~ 7 км при уже дозвуковой скорости вышел расчетным «восточным заходом» на касательную к ЦВК.
Основные параметры траектории спуска и посадки ОК «Буран» показаны на рис. 4. Эти данные приведены по результатам послеполетной обработки траекторной и телеметрической информации по ОК, выполненной сотрудниками ЛИИ им. М.М. Громова.
5000 0 -5000 -10000 -15000 -20000 Центр ВПП
Рис. 4. Траектория спуска и посадки ОК «Буран» 15.11.1988 г.
Примечание: ВПП — взлетно-посадочная полоса; Н — высота полета; М — скорость полета в числах Маха; у — крен орбитального корабля; 2 — боковое отклонение орбитального корабля относительно оси ВПП.
На высоте ~7 км на сближение с «Бураном» вышел самолет сопровождения МиГ-25, пилотируемый М. Толбоевым, в ЦУП и на ОКДП аэродрома начали получать телевизионное изображение орбитального корабля.
Началось завершающее предпосадочное маневрирование. В ключевой точке на высоте 4 км — выход на посадочную глиссаду. Изображение в ЦУП начали передавать аэродромные телекамеры. Еще минута, выпуск шасси... И вот в 09 ч 24 мин 42 с ОК «Буран», преодолевая почти предельно допустимый боковой ветер, легко коснулся посадочной полосы, выстрелились тормозные парашюты, и через 42 с ОК замер практически в центре ВПП. Дистанция пробега 1 620 м, отклонение от осевой линии ВПП всего 3 м. Бортовые и наземные средства управления, при надежной совместной работе, обеспечили все требования по точности навигацион-
ной информации при посадке ОК и контролю его полета.
Необыкновенно красивая и правильная посадка 80-тонной машины! Просто не верится, что посадка беспилотная.
ЦУП еще в течение 10 мин после остановки корабля на полосе аэродрома контролирует приведение бортовых систем в исходное состояние и их выключение. По просьбе группы послеполетного обслуживания на ОКДП из ЦУП через спутник связи выдается последняя команда на борт. Системы «Бурана» обесточены. Программа первого испытательного полета ОК выполнена полностью.
Первый полет орбитального корабля завершен, впервые в мировой практике осуществлена беспилотная посадка орбитального корабля на посадочную полосу аэродрома.
На рис. 5 показана заключительная стадия посадки ОК «Буран».
' - ~ " : v •
■ _________¿L____¿.V.. - i^L^JLMjSILM
а)
б)
Рис. 5. Посадка ОК «Буран»: а — несколько секунд до посадки; б — ОК «Буран» на ВПП. Уходит самолет сопровождения МиГ-25
Заключение
Работы по многоразовой системе «Энергия-Буран» и ее успешное первое испытание способствовали взаимному обогащению современным опытом разработок космической и авиационной техники, созданию средств всепогодной автоматической посадки, развитию мощной экспериментальной и стендовой базы, совершенствованию и применению компьютерной техники. Чрезвычайно важным было получение опыта разработки и отладки больших объемов математического обеспечения реального времени. Важной стороной создания многоразовой системы было получение опыта организации работы по разработке автоматизированной системы управления полетом при сложной кооперации ее участников [8].
Все это — неоценимый вклад «Энергии» и «Бурана» в общее развитие и прогресс нашей российской науки и техники.
Опыт разработки ОК «Буран» использовался в последующие годы и продолжает применяться в проектных и реальных разработках космической техники РКК «Энергия» имени С.П. Королева и в широкой кооперации смежных организаций. В частности, опыт «Бурана» использовался при реализации проекта и в полете Российского сегмента Международной космической станции, в работах по проекту и эксплуатации ракетных систем и систем слежения за полетом в «Морском старте», в новых проектных разработках по Перспективной пилотируемой транспортной системе.
Список литературы
1. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва 1946-1996. Королёв: РКК «Энергия» им. С.П. Королёва, 1996.
2. Кравец В.Г., Бобков О.И. Первый полет // Авиация и космонавтика. 1989. № 4. С. 26-28.
3. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» // Под ред. Семенова Ю.П., Лози-но-Лозинского Г.Е., Лапыгина В.Л. и Тимченко В.А. М.: Машиностроение, 1995.
4. Кравец В.Г. 10 лет со старта «Бурана» // Авиакосмическая техника и технология. 1998. № 4. С. 6-11.
5. Сыров А.С. Разработка системы автоматической посадки многоразового орбитального корабля // Авиакосмическая техника и технология. 1998. № 4. С. 19-21.
6. «Буран». Основы проектирования
интеллектуальной системы управления орбитальным кораблем на атмосферном участке полета / Под ред. Сырова А.С. М.: МОКБ «Марс», 2013.
7. Студнев В.В. Наземная и летная отработка посадочного комплекса и орбитального корабля «Буран» на космодроме «Байконур» // Авиакосмическая техника и технология. 1998. № 4. С. 32-39.
8. Благов В.Д. «Кто управляет станциями», интервью // Новости космонавтики. 2004. № 4. С. 46-48.
Статья поступила в редакцию 17.12.2013 г.
