CC BY
36УДК 629.786.067(091)
ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЁТА МНОГОРАЗОВОГО РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА «ЭНЕРГИЯ - БУРАН»
(к истории создания уникальной космической техники) © Лобыкин А.А., Лебедев Г.В., Евсеенко О.В., Афанасьева Е.М., Нехорошев Н.Н., 2023
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
Статья посвящена исследованиям по обеспечению безопасности полёта многоразового ракетно-космического комплекса «Энергия - Буран» при выведении на орбиту, содержит краткие материалы о научно-исследовательских, проектных, конструкторских и экспериментальных работах, выполненных специалистами РКК «Энергия» (ранее НПО «Энергия»), НПО «Молния» и многих других предприятий-участников по этому направлению работ.
В статье рассмотрены основные проектные решения по комплексу в целом, по орбитальному кораблю, по средствам аварийного спасения, представлены результаты моделирования движения корабля в случае аварии ракеты-носителя, а также актуальность этих решений для перспективных проектов.
Ключевые слова: орбитальный корабль, многоразовый ракетно-космический комплекс, средства аварийного спасения.
ASSURING FLIGHT SAFETY OF THE REUSABLE SPACE ROCKET SYSTEM ENERGIA - BURAN
(towards a history of development of the unique space hardware) Lobykin A.A., Lebedev G.V., Evseenko O.V., Afanasieva E.M., Nekhoroshev N.N.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin st., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
The paper is dealing with studies aimed at assuring flight safety of the reusable rocket and space system Energia - Buran during ascent to orbit, and contains a summary of research, engineering, design and experimental studies, carried out by specialists of RSC Energia (formerly NPO Energia), NPO Molniya and many other companies that were involved in this project.
The paper discusses key design solutions for the system as a whole, for the orbiter, for the emergency rescue system, presents results of spacecraft motion simulations for a launch failure case, as well as demonstrates applicability of these solutions to future projects.
Key words: orbiter, reusable rocket and space system, emergency rescue system.
EDN: ISUZHF
ЛОБЫКИН А.А.
ЛЕБЕДЕВ Г.В.
ЕВСЕЕНКО О.В.
АФАНАСЬЕВА Е.М.
НЕХОРОШЕВ Н.Н.
ЛОБЫКИН Андрей Александрович — руководитель научно-технического центра РКК «Энергия», e-mail: andrey.lobykin@rsce.ru
LOBYKIN Andrey Aleksandrovich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: andrey.lobykin@rsce.ru
ЛЕБЕДЕВ Геннадий Васильевич — кандидат технических наук, старший научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: gennady.lebedev@rsce.ru
LEBEDEV Gennadiy Vasilievich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at RSC Energia, e-mail: gennady.lebedev@rsce.ru
ЕВСЕЕНКО Ольга Владимировна — инженер 1-й категории РКК «Энергия» EVSEENKO Olga Vladimirovna — 1st category Engineer at RSC Energia
АФАНАСЬЕВА Екатерина Михайловна — инженер 1-й категории РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
AFANASIEVA Ekaterina Mikhailovna — 1st category Engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
НЕХОРОШЕВ Николай Николаевич — инженер 2-й категории РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
NEKHOROSHEV Nikolay Nikolaevich — 2nd category Engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
Многоразовый ракетно-космический комплекс (МРКК) «Энергия - Буран» создавался для решения многих целевых задач, основными из которых были:
• вывод в космос, обслуживание, ремонт и возвращение гражданских космических систем;
• исследование возможности создания различных систем космического базирования в интересах различных ведомств [1].
15 мая 1987 г. был успешно выполнен первый полёт ракеты-носителя (РН) «Энергия» с космическим аппаратом специального назначения «Полюс», но из-за отказа бортовых систем космического аппарата задачи пуска были выполнены только в части РН [1].
15 ноября 1988 г. состоялся запуск РН «Энергия» с орбитальным кораблём (ОК) «Буран», который завершился
успешной посадкой ОК в автоматическом режиме [1].
Таким образом был успешно завершён первый этап лётных испытаний МРКК «Энергия - Буран».
Создание РН «Энергия» и МРКК «Энергия - Буран» в целом стало самой масштабной программой в истории отечественной космонавтики. Кооперация участников работ насчитывала 1 206 предприятий и организаций, почти 100 министерств и ведомств СССР, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры страны. В течение 18 лет над этим проектом работали более миллиона человек [1].
Однако наступивший затем общий спад и развал промышленности самым непосредственным образом отразился на дальнейшей судьбе программы МРКК «Энергия - Буран». В начале 1988 г.
основной заказчик (Минобороны) отказывается от МРКК, хороня планы о его военном применении, после чего работы по МРКК «Энергия - Буран» были прекращены [1].
Ещё 12 мая 1987 г. М.С. Горбачёв высказывал сомнения в том, что для ОК «Буран» найдётся применение [2]. Главный конструктор НПО «Молния» Г.Е. Лозино-Лозинский видел причину закрытия программы в незаинтересованности и некомпетентности Генерального секретаря Центрального комитета Коммунистической партии Советского Союза: «... Горбачёв отличился, как и во всех делах, которые он бы ни делал, исключительно умением проявлять неумение. Я потом звонил, пытался встретиться, объяснить — бесполезно.» [2, с. 446].
Исследования средств и способов обеспечения безопасности полёта многоразовых транспортных систем на участке выведения
В предлагаемой статье рассматривается одно из многих направлений работ при создании МРКК «Энергия - Буран» — обеспечение безопасности экипажа и сохранности ОК «Буран» при полёте на участке выведения.
В практике создания пилотируемых ракетно-космических систем известны различные способы и средства обеспечения спасения экипажа на участке выведения. Затраты массы полезного груза ракеты-носителя на их реализацию достаточно высоки и составляют 3,5.6,0% от массы корабля на орбите искусственного спутника Земли. Вследствие этого концепция спасения экипажа должна быть выбрана уже на начальном этапе проектирования.
В 1980-х гг. при разработке МРКК «Энергия - Буран» и в процессе поисковых исследований по перспективному ракетно-космическому комплексу «Энер-гия-М - МОК» были проведены поисковые исследования, посвящённые проблемам безопасности полёта на участке выведения.
Рассматривались два направления исследований [3]:
• разработка способов нештатного полёта МРКК в случае отказа одного из маршевых двигателей РН (внедрено с первого беспилотного полёта МРКК «Энергия - Буран»);
• разработка средств аварийного спасения экипажа или корабля.
В рамках первого направления были рассмотрены:
- манёвр возврата ОК на основной аэродром, расположенный рядом со стартовым комплексом;
- выведение ОК на одновитковую траекторию;
- выведение ОК на нештатную орбиту.
При своевременном обнаружении
аварийного отказа одного из двигателей РН задачи средств аварийного спасения в рамках первого направления работ заключаются в следующем:
• прекращение штатной программы полёта МРКК;
• осуществление нештатной программы полёта МРКК;
• отделение и автономный полёт корабля;
• спуск корабля в атмосфере;
• посадка корабля;
• покидание корабля экипажем при невозможности посадки.
При проектировании МРКК «Энергия - Буран» в рамках второго направления были рассмотрены и исследованы несколько концепций спасения экипажа на участке выведения:
• отделяемый отсек (кабина);
• отделение и увод корабля с помощью твердотопливной двигательной установки (ТТДУ) и последующая посадка ОК на аэродром;
• катапультирование экипажа на атмосферном участке (принято к реализации со второго беспилотного полёта ОК «Буран»);
• экстренное отделение корабля от РН в случае аварии на внеатмосферном участке с последующей посадкой О К на один из аэродромов вдоль трассы выведения (принято к реализации с первого пилотируемого полёта ОК «Буран»).
Рассмотрим основные результаты проектных исследований и разработок по указанным направлениям.
Программы нештатного полёта МРКК при отказе одного из двигателей РН
В случае отказа одного из двигателей РН «Энергия» в процессе старта или при полёте на участке выведения реализуется одна из программ нештатного функционирования МРКК «Энергия - Буран».
Исходя из энергетических возможностей РН при полёте с одним отказавшим двигателем, траектория выведения делится на два участка [3]:
• при отказах двигателей на начальном этапе полёта (двигателя бокового блока — до 125 с; двигателя центрального блока — до 190 с) обеспечивается спасение корабля посредством выполнения манёвра возврата на основной аэродром, расположенный рядом со стартовым комплексом (рис. 1);
• при отказах двигателей в более поздние моменты времени реализуется нештатное выведение корабля с последующим использованием его энергетики в различных вариантах (выведение на одновитковую траекторию, довыведение на нештатную или штатную орбиту).
Задача полёта при выполнении манёвра возврата состоит в том, чтобы с помощью МРКК в результате выполнения пространственного манёвра сформировать к началу автономного полёта корабля кинематические параметры, при которых реализуется посадка корабля на аэродром, расположенный рядом со стартовым комплексом. Одновременно должны быть выполнены требования по обеспечению падения отработавших ступеней РН в заданные районы.
Рис. 1. Манёвр возврата МРКК «Энергия - Буран» при отказе одного из двигателей ракеты-носителя [3]
Манёвр возврата включает следующие операции [3]:
• аварийное выключение отказавшего двигателя;
• полёт МРКК в полной конфигурации до достижения скоростного напора, необходимого для отделения боковых блоков. В случае возникновения аварийной ситуации, обусловленной отказом двигателя бокового блока, дополнительно проводится:
- выключение двигателя на боковом блоке, диаметрально противоположном блоку с аварийно выключенным двигателем;
- слив окислителя из боковых блоков с выключенными двигателями;
• нештатный полёт II ступени до выработки топлива центрального блока (при этом ракета-носитель разворачивается в плоскости тангажа с угловой скоростью в диапазоне 5...10 °/с на угол ~180°, и заключительная часть полёта проходит в направлении стартового комплекса);
• разделение корабля с центральным блоком по нештатной циклограмме с последовательным разрывом верхних и нижних узлов связи;
• автономный полёт, спуск и посадка корабля на основной аэродром.
К моменту окончания нештатного полёта МРКК должны быть сформированы значения параметров движения, при которых обеспечиваются:
• безударное разделение корабля и центрального блока;
• достижение и посадка корабля на аэродром стартового комплекса без нарушения на траектории спуска ограничений по максимальным значениям скоростного напора, поперечной перегрузки и шарнирного момента на элевонах;
• падение центрального блока в допустимый район;
• выполнение ограничений по управляемости РН в конце манёвра возврата;
• выполнение ограничений по колебаниям остатков топлива в центральном блоке;
• выполнение ограничений по работоспособности объединённой двигательной установки (ОДУ) ОК.
В результате проектно-баллисти-ческих расчётов были получены следующие параметры движения на момент начала циклограммы разделения орбитального корабля и ракеты-носителя: скорость 1 750 м/с;
высота 62,4 км;
дальность 321 км;
скоростной напор 37 кг/м2;
угол наклона траектории -2,5°.
Наличие скоростного напора потребовало применения специальной нештатной циклограммы разделения, которая содержит следующие операции:
• программный разворот связки ОК-РН с целью выхода на прицельную комбинацию угла атаки -6° и угловой скорости +2 °/с (значения зависят от массы, центровки, моментов инерции ОК);
• Т = 0 с. Включение первого двигателя орбитального маневрирования;
• Т = 5 с. Включение второго двигателя орбитального маневрирования;
• Т = 8,4 с. Выключение двигателей центрального блока;
• Т = 8,9 с. Срабатывание верхнего узла связи;
• Т = 10,9.12,4 с. Срабатывание нижних узлов связи, к этому моменту угол разворота ОК относительно РН достигает 8°.
• Т = 23.25 с. Выход ОК на балансировочный угол атаки.
Автономный полёт орбитального корабля начинается при следующих кинематических параметрах: скорость 1 200 м/с;
высота 56,2 км;
дальность 216 км;
скоростной напор 37 кг/м2;
угол наклона траектории -3,7°.
Требуемые центровочные характеристики корабля обеспечиваются выработкой топлива из основной двигательной установки (ДУ) во время двукратного запуска двух двигателей орбитального маневрирования.
Манёвр возврата выполняется в автоматическом режиме.
Верхняя граница временного интервала применяемости манёвра возврата
зависит от типа отказавшего двигателя и составляет:
• 125 с при отказе двигателей боковых блоков;
• 190 с при отказе двигателей центрального блока.
В случае отказов одного из двигателей РН в более поздние моменты времени реализуется схема нештатного выведения корабля. После завершения нештатного выведения проводится отделение ОК от РН, а затем система управления ОК выбирает один из вариантов программы полёта с использованием энергетики ОДУ:
• экстренный спуск О К;
• выведение на одновитковую траекторию;
• выведение на нештатную орбиту;
• выведение на штатную орбиту.
Программы нештатного полёта РН
и ОК прошли большой объём наземной отработки, в том числе заключительное моделирование на комплексном электрическом стенде, и были готовы к применению при первом полёте МРКК «Энергия - Буран».
Увод отделяемого отсека (кабины)
Аварийное спасение экипажа по схеме «отделение и увод отделяемого отсека (кабины)» включает в себя следующие операции:
• отделение отсека от ОК;
• увод отсека с помощью ракетных твердотопливных двигателей (РДТТ) на безопасное расстояние от аварийной РН и на высоту, достаточную для работы системы приземления;
• введение парашютно-реактивной системы;
• приземление отсека.
Исследования нескольких вариантов
отделяемых отсеков (кабин) различной конфигурации и состава (рис. 2) позволили сделать следующие выводы:
• отделяемый отсек по конфигурации, составу, задачам и характеристикам представляет собой автономный летательный аппарат, который должен функционировать в диапазоне скоростей до М = 6,5 и высот полёта — до Н = 62 км;
• создание такого аппарата требует значительного объёма работ, включающих обширные аэродинамические исследования, создание и экспериментальную
отработку комплекса средств посадки, РДТТ увода, а также других систем и агрегатов отделяемого отсека;
• затраты массы на средства отделения, увода и посадки, а также дополнительное увеличение массы конструкции корабля, довольно значительны.
Рис. 2. Схемы отделения отсеков (кабин), рассмотренные при разработке МРКК «Энергия - Буран»:
а — варианты отделяемых отсеков; б — комбинированные варианты; т и т — масса отделяемой и спасаемой
^ ' отд спас
(приземляемой) частей соответственно; п - количество членов экипажа, размещаемых в отделяемой кабине [3]
увод орбитального корабля в целом с помощью ттду
При проектировании средств спасения экипажа МРКК «Энергия - Буран» исследовалась возможность применения ТТДУ для спасения ОК в целом. Было рассмотрено несколько вариантов, различающихся составом и расположением применяемых РДТТ. В качестве основного был принят вариант с двумя сбрасываемыми твердотопливными ускорителями (ТТУ), расположенными на боковой поверхности хвостовой части ОК (рис. 3). Кроме ТТУ в состав ТТДУ входили вспомогательные твердотопливные двигатели, предназначенные для отделения ОК от РН и для сброса ТТУ.
Энергетика ТТУ выбиралась таким образом, чтобы обеспечить увод ОК от РН и формирование условий для посадки ОК на основной аэродром вблизи старта.
НПО «Энергия» и НПО «Молния» провели ряд исследований по возможности и целесообразности применения этого способа спасения. В частности, были рассмотрены:
• общая схема применения и выбор основных характеристик ТТДУ;
• компоновка ТТДУ на ОК;
• обеспечение автономного полёта ОК с ТТДУ, привода и посадки ОК;
• выбор параметров средств разделения;
• воздействие струй ТТДУ на ОК и РН;
• нагружение ОК и РН при работе ТТДУ;
• использование ТТУ в процессе штатного выведения.
В результате проведённых исследований было установлено, что применение ТТДУ связано с большим объёмом работ на ОК и РН. Кроме того, по некоторым техническим проблемам не было найдено приемлемого решения, а именно:
• по процессу отделения ОК от РН при больших значениях скоростного напора в условиях наличия знакопеременных аэродинамических сил в канале между ОК и РН;
• по защите конструкции РН и ОК от воздействия струй ТТДУ;
• по нагружению ОК в процессе разделения при больших значениях скоростного напора.
Рис. 3. Размещение твердотопливньх двигателей системы аварийного спасения на корабле «Буран» (вариант проектной разработки): 1 — носовой двигатель экстренного отделения; 2 — твердотопливный ускоритель; 3 — хвостовой двигатель экстренного отделения [3]
Катапультирование экипажа
Катапультное кресло как средство спасения многие годы является наиболее распространённым и надёжным средством аварийного покидания самолётов. Оно обеспечивает спасение лётчиков практически во всём диапазоне высот и скоростей полёта современных самолётов, включая взлёт и посадку. Сравнительная простота и высокая отработанность катапультных кресел является очевидным преимуществом этого метода аварийного спасения, однако для его эффективного применения в аварийных ситуациях на участке выведения требуется решение ряда сложных задач, в т. ч.:
• осуществление увода катапультного кресла на большие расстояния от РН при авариях вблизи старта из-за наличия зоны высокого избыточного давления и больших тепловых потоков при взрыве РН;
• обеспечение защиты экипажа от теплового и акустического воздействия струй ДУ РН при катапультировании в зоне высоких аэродинамических нагрузок (время полёта 40.80 с);
• обеспечение применения катапультных кресел при высоте и скорости полёта РН, превышающих аналогичные параметры самолёта.
Применение катапультных кресел в качестве средства аварийного спасения на ОК накладывает ограничения на количественный состав экипажа, так как трудно представить себе возможность создания системы покидания
для более четырёх человек. Для ОК «Буран» были выполнены проектные исследования по определению оптимального состава экипажа, которые показали, что на этапе эксплуатации корабля рационален экипаж в составе четырёх человек, а на этапе лётно-конструкторских испытаний (ЛКИ) достаточен экипаж из двух пилотов. При крайне редких специальных полётах ещё три космонавта могут быть размещены в спускаемом аппарате корабля «Союз», который устанавливается в грузовом отсеке орбитального корабля и оснащается средствами экстренного отделения и увода в случае аварии [4].
Таким образом, была поставлена задача создания средств катапультирования экипажа в составе четырёх космонавтов. Для сокращения времени разработки было принято решение на этапе лётно-конструкторских испытаний МРКК «Энергия - Буран» ограничить экипаж двумя космонавтами-пилотами. Кроме того, подобные средства спасения на базе авиационного кресла К-36Л были применены на макетном варианте корабля для горизонтальных лётных испытаний. Эти решения позволили предусмотреть на этапе ЛКИ создание средств катапультирования для двух космонавтов.
Совокупность бортовых систем и оборудования, обеспечивающих катапультирование экипажа ОК «Буран», получила название «Комплекс средств аварийного покидания» (КСАП).
Блок-схема КСАП О К «Буран» для четырёх космонавтов приведена на рис. 4.
Рис. 4. Блок-схема комплекса средств аварийного покидания (КСАП) орбитального корабля (ОК) «Буран»:
МПУ — механизмы перемещения и установки; СОАВ — система образования аварийных выходов; ЛУР — линейное устройство разделения; БАС — бортовая автоматика спасения; ПВУ — программно-временное устройство; КСМ — комбинированный стреляющий механизм; НАЗ — неприкосновенный аварийный запас; СУ РН — система управления ракеты-носителя; СЭП ОК — система электропитания ОК; ИСЖО — индивидуальные средства жизнеобеспечения; КРЛ ОК — командная радиолиния ОК (рисунок создан авторами)
Для создания КСАП была задействована достаточно мощная кооперация предприятий многих отраслей:
• НПО «Энергия» (головное предприятие) — анализ аварийных ситуаций МРКК, определение исходных требований к КСАП, разработка режимов применения КСАП на участках выведения и спуска, создание бортовой и кресельной автоматики, обеспечение интерфейсов с бортовыми системами РН и ОК, разработка параметров аварийности РН и ОК, экспериментальные работы по повышению границ по высоте и скорости полёта, при которых допускается применение катапультирования;
• КБ и завод «Звезда» — создание скафандров экипажа и катапультного кресла К-36Б с повышенной энергетикой. Работы проводились с привлечением кооперации следующего состава: МКБ и завод «Искра» комбинированный стреляющий механизм с РДТТ, дополнительный РДТТ, пиромеханизмы кресла; НИИ автоматических устройств (НИИ АУ) — парашютная система кресла, парашюты
стабилизирующих штанг, а также многие другие предприятия [5];
• ЭМЗ им. В.М. Мясищева (головной разработчик кабины ОК «Буран») — создание конструкции установки кресел в кабине и механизмов перемещения с обеспечением различных углов установки в зависимости от участка полёта, создание системы образования аварийных выходов (с привлечением Института электросварки им. Е.О. Патона для создания линейных устройств разделения для кабины и фюзеляжа ОК), обеспечение экспериментальной отработки на наземных стендах и установках;
• ЛИИ Министерства авиационной промышленности (МАП) — обеспечение экспериментальной отработки элементов КСАП на наземных установках и стендах, создание специальных манекенов, снабжённых измерительной аппаратурой;
• экспериментальные базы МАП для проведения отработки средств катапультирования в составе комплексной экспериментальной установки на ракетной дорожке.
Исходным моментом при разработке КСАП были проектно-исследовательские работы по определению технических требований к средствам катапультирования, которые проводились по следующим направлениям:
• анализ аварийных ситуаций МРКК (на РН и ОК) и определение параметров аварийности для формирования исходной команды «Авария»;
• определение тротилового эквивалента при взрыве МРКК на различных участках полёта, включая взрыв на старте;
• определение опасных факторов при разрушении и взрыве МРКК (воздействие ударной волны, огненного шара и разлетающихся осколков на катапультное кресло, экипаж и парашютные системы);
• проведение натурных экспериментальных работ по воздействию ударной волны на парашютные системы (при взрыве эквивалентного заряда тротила массой 600 т);
• определение характеристик опасной зоны для средств катапультирования при аварии на старте (наиболее тяжёлый случай аварии);
• анализ расположения сооружений в районе старта (включая высотные сооружения) для выбора оптимальных траекторий движения катапультных кресел и района приземления космонавтов;
• выбор расчётных случаев (и определение их параметров) для применения средств катапультирования:
- авария на старте (наиболее сильное влияние опасных факторов, наличие стартовых сооружений);
- авария при полёте РН на участке блокировки аварийного выключения двигательной установки — обеспечение движения кресла на безопасном расстоянии от струй, исходящих из ДУ РН;
- авария на границе применяемости кресел из-за ограничений по высоте и скорости полёта на участках выведения и спуска ОК;
- авария ОК на малых высотах и при пробеге по взлётно-посадочной полосе.
В итоге предварительных исследований были определены требования к энергетическим характеристикам кресла, которые оказались существенно выше характеристик базового авиационного
кресла К-36Л. Поэтому были введены дополнительный блок РДТТ, кресельная автоматика, дополнительный комплект стабилизирующих штанг, улучшены характеристики кислородной системы кресла, введено несколько различных программ функционирования кресел и КСАП в целом, которые применялись на различных участках полёта. Модернизированное кресло получило обозначение К-36Б.
Наиболее сложным является процесс катапультирования экипажа в условиях аварии МРКК во время старта и на начальном участке полёта в связи с наличием следующих неблагоприятных факторов:
• максимальная величина тротилового эквивалента (~600 т) при взрыве МРКК, что требует увода катапультного кресла за пределы опасной зоны воздействия ударной волны взрыва на катапультное кресло и его агрегаты, на парашютную систему и экипаж;
• сложная конфигурация стартовых сооружений (прожекторные вышки, здания, хранилища компонентов реактивного топлива и т. д.), поэтому необходимо предусмотреть облёт этих сооружений и приземление экипажа в безопасных районах.
В результате совместных работ НПО «Энергия» и КБ «Звезда» было выполнено комплексное моделирование процесса катапультирования, которое показало достаточность принятых характеристик кресла К-36Б.
Расчётная схема стартового комплекса, принятая в процессе моделирования, приведена на рис. 5.
Особо следует отметить уникальные работы по повышению верхней границы высоты и скорости применения катапультного кресла К-36Б. По инициативе НПО «Энергия» был создан экспериментальный сбрасываемый отсек (ЭСО), который применялся вместо макетной ДУ системы аварийного спасения в составе космической головной части грузового корабля «Прогресс».
В подготовке и проведении испытаний принимали активное участие КБ и завод «Звезда», МКБ и завод «Искра», НИИ АУ, ЛИИ МАП.
Схема проведения испытания катапультного кресла К-36Б приведена на рис. 6.
Рис. 5. Катапультирование экипажа корабля «Буран» при аварии на стартовом комплексе (приведены траектории двух катапультных кресел): 1 — комплекс «Энергия - Буран»; 2 — сброс разгонных кресел; 3 — отделение космонавтов от кресел; 4 — траектории заголовников кресел; 5 — траектории спуска космонавтов на парашюте; 6 — траектории каркасов кресел (рисунок создан авторами)
а)
4 5 6
е)
Рис. 6. Испытания катапультного кресла К-36Б в составе космической головной части грузового корабля «Прогресс»: а — схема экспериментального сбрасываемого отсека (ЭСО); 1 — двигательная установка; 2 — катапультное кресло; 3 — манекен; 4 — сверхзвуковая парашютная система торможения (СПСТ); б — схема полёта ЭСО после отделения от ракеты-носителя (РН); в — параметры испытаний; Н — высота; М — число Маха (рисунок создан авторами)
В 1988-1990 гг. было проведено пять испытаний катапультных кресел в составе ЭСО во время запусков грузовых кораблей «Прогресс».
Испытания проводились по следующей схеме: в заданный момент времени полёта РН «Союз» выполнялись отделение и увод ЭСО с помощью ракетного двигателя разделения; на нисходящей ветви траектории полёта ЭСО с помощью двух каскадов гиперзвуковых парашютов (выполненных из углепластичных материалов) проводилось снижение скорости полёта ЭСО до установленного значения, а затем проводилось отделение катапультного кресла, и начинался его автономный полёт. Во время испытаний последовательно увеличивались высота и скорость полёта (число Маха) М в момент отделения кресла от ЭСО. После каждого эксперимента оценивалось состояние кресла и скафандра после полёта на режимах гиперзвуковых скоростей, проводились необходимые доработки.
В результате были получены уникальные параметры верхней границы применимости катапультных кресел К-36Б: Н < 40 км, М < 4,2. Эти характеристики до настоящего времени не были повторены в мировой практике.
Таким образом, до закрытия программы «Энергия - Буран» были завершены работы по готовности КСАП к применению для экипажа в составе двух космонавтов (для этапа лётно-конструк-торских испытаний, рис. 7) и выполнены проектные и экспериментальные исследования для варианта КСАП с катапультированием четырёх космонавтов (для этапа штатной эксплуатации).
Рис. 7. Катапультирование экипажа: а — катапультирование экипажа на старте; б — катапультирование экипажа при высоте Н < 40 км и скорости М < 4,2 на участке взлёта; в — катапультирование экипажа при высоте Н < 40 км и скорости М < 4,2 на участке спуска; г — катапультирование экипажа при посадке ОК «Буран» (рисунок создан авторами)
Экстренное отделение орбитального корабля от РН
После выхода МРКК из плотных слоёв атмосферы и уменьшения аэродинамических нагрузок появляется возможность в случае аварии РН провести отделение ОК с помощью сравнительно небольших твердотопливных двигателей при условии проведения аварийного выключения ДУ РН.
Способ «Экстренное отделение ОК от РН» предусматривает проведение следующих операций:
• отделение ОК от РН с помощью твердотопливных двигателей и штатных средств разделения;
• увод ОК от аварийной РН с помощью двух двигателей ОДУ корабля;
• выработка и слив топлива ОДУ для обеспечения посадочных значений центровки и массы ОК;
• спуск ОК с обеспечением прохождения ограничений по шарнирному моменту элевонов, поперечной нагрузке и скоростному напору;
• приведение ОК в зону одного из аэродромов, расположенных по трассе полёта и пригодных для посадки ОК (в случае невозможности решения этой задачи обеспечиваются полётные условия, допустимые для катапультирования экипажа).
Проведённые НПО «Энергия», НПО «Молния» и НПО автоматики и приборостроения проектные исследования показали возможность реализации вышеуказанных операций, при этом наиболее сложным оказалось решение задачи по прохождению ограничений при спуске ОК и по приведению его в зону аэродромов (на некоторых участках полёта практическое решение этих задач возможно только при благоприятном сочетании параметров автономного движения ОК). Способ был принят к реализации на первом пилотируемом полёте орбитального корабля, так как для его приведения на аэродромы вынужденной посадки требовалось участие пилотов.
Выбор способов спасения
После завершения предварительных исследований был проведён сравнительный анализ вышеуказанных способов спасения по следующим критериям:
• эффективность способа спасения экипажа, которая оценивалась по степени влияния способа спасения на итоговый уровень безопасности экипажа (в этой оценке учитывались надёжность самого способа, временной интервал зоны возможного применения способа, полнота охвата аварийных ситуаций и т. д.), для оценок была создана расчётная модель безопасности полёта МРКК «Энергия - Буран»;
• затраты массы полезного груза на реализацию способа спасения;
• возможность спасения корабля;
• наличие проблемных вопросов при реализации способа.
В результате анализа были получены следующие выводы:
• целесообразно применение способов нештатного полёта МРКК, которые
обеспечивают спасение экипажа и корабля, однако применение только этих способов не позволяет получить заданный уровень безопасности экипажа 0,995;
• способы спасения «отделяемая кабина» и «отделение и увод корабля с помощью ТТДУ» не были приняты из-за трудностей в их реализации;
• применение средств катапультирования (на начальном участке полёта) и экстренного отделения ОК от РН (после 145 с полёта) в дополнение к способам нештатного полёта РН обеспечивает получение заданного уровня безопасности экипажа.
Схема применения способов спасения ОК и экипажа при возникновении аварийных ситуаций на участке выведения приведена на рис. 8.
В ходе разработки пилотируемого комплекса на основе РН «Энергия-М» и многоцелевого орбитального корабля (МОК) малых размеров в НПО «Энергия» были продолжены исследования по выбору концепции аварийного спасения корабля и экипажа [6].
Нештатное выведение и продолжение полета по одновитковой схеме 125... 190 с Манёвр возврата Разгонный Отдслснискарабля^_ рггт импуяь^ / \ траектории /V" V \ Штатное / - / ¿Основной | \ выведение/ .?/ „ > \аэродром / / / лср^ Экстренное отделение корабля \ \ / • } у /^Манёвр^4^ Ж = 100кмА^р^^^ 190 с/ возврата N \ / /у \\ \ Тормозной // * \ импульс 125 с/ / \ Г / \ & Катапультирование , } Посадка корабля 102 с' , щ " - ^ V аэродром ] ' Отделение \ по трассе || / ) П корабля Х^ыведения: / /Посадка на основной аэродром / / на стартовом комплексе Экстренное отделение корабля 102 с Катапультирование
♦ Способы нештатного завершения полета при отказе одного двигателя носителя: - маневр возврата; и - полет по одновитковой траектории Способы спасения экипажа и корабля т при полном отказе носителя: - катапультирование экипажа; - экстренное отделение корабля '
Рис. 8. Способы спасения экипажа орбитального корабля «Буран» [3]
Вследствие особенностей этого пилотируемого комплекса (отсутствие возможностей реализации нештатного полёта при отказе одного двигателя) в проектный анализ были включены только два возможных направления работ:
• использование ТТДУ для аварийного отделения и увода МОК;
• применение катапультных кресел.
Для эффективного использования
топлива ТТДУ предусматривается использование её и в штатном полёте. После отделения МОК с переходным отсеком (ПхО) от II ступени РН включаются РДТТ. Они обеспечивают выдачу импульса скорости, обеспечивающего выведение МОК на суборбитальную траекторию с высотой апогея Н = 300 км и высотой перигея Н = 40 км.
a 1 п
После выработки топлива РДТТ, ПхО с РДТТ отделяется, при этом обеспечивается падение ПхО с РДТТ в антиподную точку.
Ключевым моментом в оценке целесообразности применения этого способа спасения на РН «Энергия-М» является эффективность применения ТТДУ для штатного выведения корабля при наличии ограничений по району падения кислородно-водородной ступени.
Перспективные работы
В процессе работ по МРКК «Энергия -Буран» был получен уникальный опыт разработки средств и способов обеспечения безопасности экипажа и сохранности многоразового корабля при выведении на орбиту, востребованный в настоящее время при создании перспективного транспортного корабля [6]. Следует отметить, что отсутствие средств аварийного спасения экипажа на многоразовой космической системе Space Shuttle привело к трагической гибели 14 космонавтов [7].
В рамках создания перспективного многоразового пилотируемого корабля, начатого в 2010 г., последовательно были проведены несколько этапов работ по выбору концепции корабля, его возвращаемого аппарата, а также ракеты-носителя.
По кораблю и его возвращаемому аппарату рассматривались следующие варианты:
• несущий корпус;
• крылатая схема;
• сегментально-коническая форма.
В итоге к дальнейшей разработке был принят вариант корабля с сегментально-конической формой возвращаемого аппарата [8].
В проектных исследованиях этого периода для всех рассмотренных вариантов корабля при выборе концепции обеспечения безопасности экипажа и сохранности корабля (или его возвращаемого аппарата) были приняты основные положения, ранее реализованные на МРКК «Энергия -Буран», а именно — наличие на всём участке выведения средств экстренного отделения (без временных задержек) возвращаемого аппарата или корабля в целом.
В итоге была утверждена (эскизный проект, 2011 г.) [9] компоновочная схема ракетного блока аварийного спасения в виде двух блоков:
• блок ТТДУ, сбрасываемый после прохождения атмосферного участка траектории выведения;
• блок экстренного отделения, сбрасываемый в конце траектории выведения.
В настоящее время на кораблях «Союз МС» применяется более простая схема спасения [10]. Твердотопливные двигатели аварийного спасения сбрасываются вместе с головным обтекателем на 157-160 с полёта РН. На последующих участках полёта РН отделение корабля или его отделяемой части возможно только после временной задержки 3.6 с. Высокая надёжность РН «Союз» подтверждена в ~2 000 пусков, что позволяет сохранить подобное техническое решение по составу средств аварийного спасения.
Вторая часть концепции обеспечения безопасности полёта на участке выведения за счёт возможности продолжения нештатного полёта РН при отказе одного из двигателей, реализованная на МРКК «Энергия - Буран», не была внедрена в систему аварийного спасения перспективного корабля.
Это объясняется длительным процессом выбора РН («Русь-М», «Ангара», «Союз-5», СТК, «Ангара-А5М»).
Так как процесс выбора РН в настоящее время завершён, целесообразно начать проектные исследования по обеспечению возможности продолжения полёта РН «Ангара-А5М» в случае отказа одного из двигателей на первой или второй ступенях.
Необходимость подобных исследований продиктована следующими обстоятельствами:
• сложные характеристики трассы выведения при полёте пакета I и II ступеней РН (наличие населённых пунктов, горный и таёжный рельеф местности);
• сложность выбора районов падения РН после проведения аварийного выключения двигателей при аварии РН;
• сложность обеспечения поиска и эвакуации экипажа в случае аварийной посадки в акватории Тихого океана.
В зависимости от времени отказа одного из двигателей во время работы I ступени РН можно рассматривать следующие варианты нештатного полёта РН:
• продолжение полёта I и II ступеней РН с последующим отделением возвращаемого аппарата с помощью ракетного блока аварийного спасения и посадкой в выбранном сухопутном или морском районах, при этом обеспечивается падение блоков РН в выделенных районах;
• продолжение полёта РН с последующим отделением корабля с помощью блока экстренного отделения для обеспечения нештатного полёта, включая варианты выведения корабля на одно-витковую траекторию или нештатную орбиту.
Реализуемость подобных схем полёта обеспечивается многодвигательным построением ступеней РН «Ангара- А5М», наличием на всех двигателях РН системы аварийной защиты, предназначенной для выключения отказавшего двигателя до его разрушения, широкие возможности по изменению тяги работоспособных двигателей.
выводы
Опыт создания и развития средств аварийного спасения МРКК «Энергия -Буран» позволяет сформулировать ряд рекомендаций, которые целесообразно использовать при разработке перспективных ракетно-космических комплексов:
• выполнение требований по безопасности полёта возможно только при условии оснащения комплекса средствами аварийного спасения;
• при выборе средств и способов аварийного спасения предпочтение
следует отдавать тем, которые обеспечивают спасение не только экипажа, но и космического корабля.
Выражаем благодарность и большое уважение руководителям и рядовым инженерам, создателям космической техники, благодаря творческой работе которых претворялись в жизнь самые смелые научно-технические решения, и были созданы средства, обеспечивающие высокий уровень безопасности полёта на участке выведения.
Список литературы
1. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946-1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с.
2. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди / Под ред. Ю.М. Батурина. М.: РТСофт, 2005. 752 с.
3. Дегтяренко Г.Н., Тимченко В.А., Лебедев Г.В., Овсянников В. А., Высо-канов В.А. Исследование средств и способов обеспечения безопасности экипажа многоразовых транспортных систем на участке выведения // Труды первой международной аэрокосмической конференции «Человек - Земля - Космос». М.: РИА, 1994. Т. 1. Проблемы развития и эффективности применения авиакосмических систем. С. 131-146.
4. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Под редакцией Ю.П. Семёнова, Г.Е. Лозино-Лозинского, В.Л. Ла-пыгина и В.А. Тимченко. М.: Машиностроение, 1995. 448 с.
5. Рабинович П.А. Кресла космонавтов космических кораблей «Восток», «Восход», «Союз» и «Буран». М.: МАИ-ПРИНТ, 2019. 104 с.
6. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва в первом десятилетии XXI века. 2001-2010. М.: РКК «Энергия», 2011. 832 с.
7. Либерман В.В., Лебедев Г.В. МТКС «Спейс Шаттл» // Машиностроение: энциклопедия. М.: Машиностроение. Т. IV-22. Ракетно-космическая техника / Под ред. В.П. Легостаева. В 2-х кн. Кн. 1. 2012. С. 766-771.
8. Соловьёв В.А., Решетников М.Н., Синявский В.В., Шачнев С.Ю. Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С.П. Королёва 75 лет // Космическая техника и технологии. 2021. № 2(33). С. 16-46. EDN: RICQXU
9. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва во втором десятилетии XXI века. 2011-2015. М.: РКК «Энергия», 2016. С. 220-225.
10. Хамиц И.И., Лебедев Г.В., Овчинников А.Г., Хомяков М.К., Овсянникова Н.Ю., Евсеенко О.В. Аварийное
спасение экипажа пилотируемого транспортного корабля «Союз» на участке выведения // Космическая техника и технологии. 2020. № 2(29). С. 115-129. ЕБЫ: АНСУБ
Статья поступила в редакцию 15.12.2022 г. Окончательный вариант — 07.02.2023 г.
References
1. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya "Energiya" im. S.P. Koroleva. 1946-1996 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia. 1946-1996]. Moscow: RSC Energia; 1996 (in Russian).
2. Baturin YuM, editor. Mirovaya pilotiruemaya kosmonavtika. Istoriya. Tekhnika. Lyudi [World manned cosmonautics. History. Technology. People]. Moscow: RTSoft; 2005 (in Russian).
3. Degtyarenko GN, Timchenko VA, Lebedev GV, Ovsyannikov VA, Vysokanov VA. Issledovanie sredstv i sposobov obespecheniya bezopasnosti ekipazha mnogorazovykh transportnykh sistem na uchastke vyvedeniya [Study of crew safety assurance facilities and techniques for reusable transportation systems in insertion phase]. In: Trudy pervoi mezhdunarodnoi aerokosmicheskoi konferentsii "Chelovek -Zemlya - Kosmos" [Proceedings of the First International Aerospace Conference "Man - Earth - Space"]. Moscow: RIA; 1994. Vol. 1. Problemy razvitiya i effektivnosti primeneniya aviakosmicheskikh sistem [Problems of development and efficient use of aerospace systems]. P. 131-146 (in Russian).
4. Semenov YuP, Lozino-Lozinskiy GE, Lapygin VL, Timchenko VA, editors. Mnogorazovyi orbital'nyi korabl' "Buran" [Buran reusable orbiter]. Moscow: Mashinostroenie; 1995 (in Russian).
5. Rabinovich PA. Kresla kosmonavtov kosmicheskikh korablei "Vostok", "Voskhod", "Soyuz" i "Buran" [Cosmonaut seats of Vostok, Voskhod, Soyuz and Buran spacecraft]. Moscow: MAI-Print; 2019 (in Russian).
6. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya "Energiya" imeni S.P. Koroleva v pervom desyatiletii XXI veka. 2001-2010 [S.P.Korolev Rocket and Space Corporation Energia in the first decade of the 21st century. 2001-2010]. Moscow: RSC Energia; 2011 (in Russian).
7. Liberman VV, Lebedev GV. MTKS "Space Shuttle" [Space Shuttle RSTS]. In: Mashinostroenie [Machine engineering]: encyclopedia. Moscow: Mashinostroenie. Vol. IV-22. Raketno-kosmicheskaya tekhnika [Rocket and space technology], edited V.P. Legostaev. In 2 books. Book 1. 2012. P. 766-771 (in Russian).
8. Soloviev VA, Reshetnikov MN, Sinyavskiy VV, Shachnev SYu. 5th anniversary of S.P. Korolev rocket and space corporation Energia. Space Engineering and Technology. 2021; 2(33): 16-46. Available from: https://www.elibrary.ru/ricqxu (accessed 06.02.2023) (in Russian).
9. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva vo vtorom desyatiletii XXI veka. 2011-2015. [S.P.Korolev Rocket ad Space Corporation Energia in the second decade of XXI century]. Moscow: RSC Energia; 2016. P. 220-225 (in Russian).
10. Khamits II, Lebedev GV, Ovchinnikov AG, Khomyakov MK, Ovsyannikova NYu, Evseenko OV. Emergency recovery of the crew of the manned transportation spacecraft Soyuz during ascent to orbit (towards a history of development of the unique space hardware). Space Engineering and Technology. 2020; 2(29): 115-129. Available from: https://www.elibrary.ru/aizcyd (accessed 06.02.2023) (in Russian).
