CC BY
115УДК 629.784.06.087
СРЕДСТВА ПОСАДКИ ПИЛОТИРУЕМОГО ТРАНСПОРТНОГО КОРАБЛЯ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ
© 2014 г. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкин С.В.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
В статье приводится обзор средств приземления космических кораблей, рассматриваются виды посадки, критерии выбора способов приземления, средства обеспечения безопасности экипажа при посадке, назначение и состав комплексов средств приземления и требования к ним. Рассматриваются достоинства и недостатки средств приземления бывших в эксплуатации, эксплуатируемых и разрабатываемых космических кораблей РКК «Энергия», а также космических кораблей, разработанных за рубежом. Приводятся варианты состава комплекса средств приземления пилотируемого транспортного корабля нового поколения для реализации реактивной и парашютно-реактивной схем посадки, которые прорабатывались РКК «Энергия» на этапах эскизного и технического проектирования, приводятся их достоинства и недостатки, критерии выбора. Анализируется перераспределение функций между составными частями разработанного комплекса средств приземления, назначение и основные характеристики входящих в него составных частей, таких как парашютная система, посадочная твердотопливная двигательная установка, посадочное устройство и амортизационные кресла космонавтов. Приводится сравнительный анализ средств приземления проектируемых и эксплуатируемых космических кораблей РКК «Энергия» по массовому критерию.
Ключевые слова: средства приземления, реактивная схема посадки, парашютно-реактивная схема посадки, парашютная система, посадочная твердотопливная двигательная установка, посадочное устройство, амортизационные кресла космонавтов.
LANDING EQUIPMENT OF THE NEW GENERATION MANNED TRANSPORTATION SPACECRAFT Antonova N.P., Bryukhanov N.A., Chyotkin S.V.
S.P. Korolev Rocket and Space Public ^rporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
The paper provides an overview of spacecraft landing equipment, reviews the types of landing, criteria for selecting types of landing, equipment assuring crew safety during landing, purpose and configuration of landing equipment and requirements for it. It reviews advantages and disadvantages of landing equipment of those RSC Energia vehicles that were operated in the past, those that are operated at present, and those that are currently under development, as well as of the spacecraft that are being developed abroad. The paper presents configurations of landing equipment of the new-generation manned transportation spacecraft for implementation of rocket landing and rocket-assisted parachute landing system options, that were studied at RSC Energia during preliminary and detailed design phases, lists their advantages and drawbacks, selection criteria. The paper analyzes redistribution of functions between components of the landing system, the purpose and key characteristics of the components such as the parachute system, landing solid rocket system, landing device and shock-absorbing crew seats. The paper provides a comparative analysis of landing systems by mass criterion of the RSC Energia spacecraft that are under design and those that are currently in operation.
Key words: landing equipment, rocket landing system, rocket-assisted parachute landing system, parachute system, solid-propellant rocket landing system, landing device, shock-absorbing crew seats.
АНТОНОВА Наталья Павловна — инженер РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru ANTONOVA Natalya Pavlovna — Engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
БРЮХАНОВ Николай Альбертович — первый заместитель генерального конструктора, главный конструктор пилотируемых космических комплексов РКК «Энергия», e-mail: nikolay.bryukhanov@rsce.ru BRYUKHANOV Nikolay Albertovich — First Deputy General Designer of RSC Energia, Chief Designer of manned space systems at RSC Energia, e-mail: nikolay.bryukhanov@rsce.ru
ЧЕТКИН Сергей Владимирович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru CHYOTKIN Sergey Vladimirovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
Введение
В конце июля 2013 г. состоялось заседание научно-технического совета Федерального космического агентства, на котором был одобрен технический проект пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения, предназначенного для полетов на околоземные и окололунные орбиты. В настоящее время, в соответствии с Государственным контрактом, РКК «Энергия» приступила к следующей стадии разработки — выпуску рабочей документации на опытные изделия и макеты, проведению автономных испытаний.
В соответствии с требованиями заказчика и главного конструктора, возвращаемый аппарат ПТК после штатной посадки и проведения ремонтно-восстановительных работ должен иметь возможность повторного применения. Это существенно расширяет объем требований, предъявляемых к средствам приземления (СП) нового корабля по сравнению с эксплуатируемыми кораблями «Союз», и увеличивает количество задействуемых для решения этой задачи технических средств, входящих в СП.
Важной особенностью, которую нужно учитывать при проектировании нового корабля, является и то, что планируется осуществлять запуски ПТК с космодрома «Восточный» и совершать посадку на территории России, что обеспечит нашей стране независимый доступ в космос в части пилотируемых полетов. Районы на территории России, пригодные для приземления ПТК, имеют ограниченные размеры,
что требует уменьшения составляющей рассеивания точек посадки, в том числе от СП (ветровой снос возвращаемого аппарата на парашютной системе).
Особенности процесса посадки космических кораблей и требования к средствам приземления. Назначение комплексов средств приземления
Завершающим этапом полета любого пилотируемого космического корабля при возвращении на Землю является его посадка, осуществляемая с помощью СП. Основная задача СП состоит в последовательном уменьшении скорости снижения спускаемого аппарата до величин, обеспечивающих соблюдение требований безопасной посадки, выдерживание допустимых уровней нагру-жений и других воздействий на спускаемый аппарат и его экипаж.
Особенности спускаемого аппарата, обусловленные жесткими массовыми ограничениями со стороны всего ракетно-космического комплекса, предъявляют к СП требования оптимизации по массовому критерию.
Кроме ограничений по массе, требования к СП космического корабля во многом определяются особенностями процесса посадки. Начавшийся процесс спуска с орбиты невозможно прекратить, а значит, система посадки должна быть надежной, а именно:
• содержать резервные средства торможения;
• реализовывать алгоритмы распознавания отказов и введения в действие резервных средств в случае возникновения нештатных ситуаций;
• будучи приведена в действие, система посадки должна быть приспособлена к автономной работе без обратной связи с наземными пунктами управления.
Важными особенностями являются также ограниченность возможностей управления выходом спускаемого аппарата в намеченный район посадки, ветровой снос, возможность посадки при срочном спуске в широком диапазоне географических условий, в т. ч. на сушу с различным рельефом местности и на акваторию [1, 2].
Таким образом, с учетом перечисленных выше особенностей, СП любого пилотируемого космического корабля должны обеспечивать возможность посадки как на сушу, так и на акваторию. Однако, принимая во внимание конкретные условия эксплуатации корабля и расположение стартового комплекса (СК) космодрома, его близость или удаленность от крупных акваторий, целесообразно ограничить условия посадки, отдав предпочтение осуществлению штатной посадки на сушу или на воду, и задавать основные параметры СП и конструкции спускаемого аппарата для выбранного типа поверхности.
Например, выведение на орбиту американских космических кораблей проходит большей частью над океаном, и только в случае аварии на старте или после прекращения выведения на первых секундах полета корабль может совершить посадку на сушу. Это обстоятельство и стремление максимально снизить массовые
затраты на СП повлияли на выбор акватории в качестве основного посадочного полигона.
При выведении российских кораблей «Союз» с космодрома Байконур большая часть трассы выведения, а также трассы точек посадки спускаемого аппарата в случае аварии ракеты-носителя на старте или участке выведения, проходит над сухопутной территорией России, Казахстана и Китая, имеющей к тому же сложный горный рельеф с высотами до 3 000 м над уровнем моря, что учитывалось при разработке кораблей и их СП [2]. На рис. 1 приведена трасса точек посадки спускаемого аппарата корабля «Союз» в случае аварии ракеты-носителя при выведении с космодрома Байконур.
Выведение с космодрома «Восточный», а также имеющийся опыт обеспечения посадки кораблей «Союз», который указывает на большую безопасность сухопутной посадки, обусловили выбор посадки на сушу в качестве штатной схемы посадки разрабатываемого в настоящее время ПТК. Средства приземления ПТК предназначены для обеспечения посадки возвращаемого аппарата (ВА) не только при штатном и досрочном прекращении полета, но также при срочном спуске и при прекращении полета в случае аварии ракеты-носителя на старте или на участке выведения.
В случае штатной посадки на сухопутные участки с благоприятными внешними условиями СП обеспечивают скорости, угловые положения и параметры ударных воздействий, приемлемые для экипажа и позволяющие повторно использовать многоразовые элементы ВА. В случае же посадки на малопригодные по внешним условиям сухопутные районы и акватории на первый план выходит сохранность жизни и здоровья экипажа.
Рис. 1. Трасса точек посадки спускаемого аппарата корабля «Союз» в случае аварии ракеты-носителя при выведении с космодрома Байконур
Способы посадки космических кораблей, критерии выбора. Средства обеспечения безопасности экипажа при посадке
Первые пилотируемые корабли, созданные в СССР — «Восток» и «Восход» — имели форму шара, не обладающую аэродинамическим качеством, и спускались с орбиты по баллистической траектории, как и первый американский пилотируемый космический корабль «Меркурий», имевший сегментальную форму, но также не обладавший аэродинамическим качеством. Баллистический спуск не требует управления, однако низкая точность посадки и сравнительно высокие перегрузки обусловливают необходимость управления процессом спуска. Следующее поколение космических кораблей — «Союз», американские «Джеми-ни» и «Аполлон» — имели спускаемые аппараты, обладающие малым аэродинамическим качеством, что позволяло реализовать управляемый «скользящий» спуск с ограниченными возможностями маневрирования. Стремление к созданию многоразовых кораблей, обеспечению сохранности корпуса корабля и оборудования, а также снижению уровня перегрузок, испытываемых экипажем, требовало увеличения возможностей маневрирования и привело в итоге к созданию американского «Шаттла» и советского «Бурана» — крылатых кораблей, обладающих высоким аэродинамическим качеством, осуществляющих самолетную посадку на взлетно-посадочную полосу с возможностью совершения бокового маневра до 2 000 км. Однако, опыт эксплуатации «Шаттлов» показал их переразмеренность и значительные экономические затраты на эксплуатацию. В 2011 г. «Шаттл» совершил свой последний полет [1, 3].
В настоящее время основное внимание уделяется проработкам космических кораблей, которые смогут осуществлять полеты за пределы низкой околоземной орбиты, что при современном уровне развития технологий практически исключает применение для решения этой задачи космических аппаратов крылатой схемы. Новое поколение кораблей, разрабатываемых сейчас в России и США, реализует «вертикальную» схему посадки. Однако для низких орбит сохраняется интерес к кораблям крылатых схем. Так, США в настоящее время проводят испытания прототипов беспилотного крылатого корабля (аналогичные проекты в нашей стране не выходят за рамки НИР).
В процессе проектных изысканий при создании ПТК рассматривались различные конфигурации ВА, в т. ч. анализировались формы спускаемых аппаратов кораблей «Союз»,
«Аполлон», применяемого для доставки грузов на Международную космическую станцию корабля Dragon и разрабатываемого в США многоцелевого корабля Orion.
Предпочтение было отдано сегментально-конической форме с углом полураствора конуса боковой образующей 20°. Таким образом, выбранная форма ВА ПТК обладает малым аэродинамическим качеством, что определяет вертикальный способ посадки.
Для обеспечения вертикальной посадки ВА с малым аэродинамическим качеством могут использоваться парашютные, реактивные и комбинированные СП.
Парашютные системы (ПС), применяемые для снижения скорости спуска ВА, позволяют решить проблемы посадки при минимальных затратах массы и внутренних объемах ВА. Различают одноступенчатые (однокаскадные) и многоступенчатые (многокаскадные) ПС. Для одноступенчатой ПС характерен прямой ввод в действие основного парашюта, на котором происходит приземление объекта, однако в большинстве случаев, используя одноступенчатую парашютную систему, не удается выполнить требования, предъявляемые к массе системы и ее объему в уложенном состоянии. Поэтому проектируют многоступенчатые системы, которые могут состоять из двух, трех и более ступеней. В таких системах каждая предыдущая ступень должна затормозить и (или) стабилизировать объект. Как правило, ПС космических кораблей имеют вытяжные, тормозные и основные парашюты. Кроме того, ПС может иметь один основной купол (подобно применяемой на кораблях «Союз») или быть многокупольной (как на кораблях «Аполлон»). При использовании однокупольной ПС рационально ее резервирование запасной ПС, размещаемой в отдельном контейнере, на случай отказов в работе основной. Многокупольная ПС имеет бóльшую массу, однако ее применение позволяет исключить запасную ПС за счет «горячего» резервирования основных парашютов, что снижает массовые затраты [1, 4, 5].
Альтернативой парашютной системе может быть применение реактивной системы посадки, основанной исключительно на работе ракетных двигателей, без использования парашютов. Как правило, для таких систем применяются жидкостные двигательные установки, а в последнее время, в связи с существенным прогрессом в этой области, практический интерес представляет применение твердотопливных двигательных установок, которые имеют возможность глубокого регулирования суммарной тяги и дифференцированного управления тягой каждого сопла.
По сравнению с жидкостными, твердотопливные двигательные установки обладают рядом преимуществ, среди которых стоит отметить следующие [6]:
• простота конструкции;
• простота запуска, время выхода на режим не более 0,3 с;
• большая надежность;
• твердотопливные двигатели эффективны в качестве стартовых ускорителей, действующих кратковременно. При большой тяге и малом времени работы такие комплексы легче и имеют меньшие габариты, чем изделия с жидкостными ракетными двигателями;
• стоимость разработки комплексов с ракетными двигателями твердого топлива в 2...4 раза меньше, чем аналогичных с жидкостными двигателями;
• безопасность в обращении с твердым топливом выше, чем с жидким, вследствие меньшей взрыво- и пожароопасности.
Сравнительно невысокие удельные характеристики твердого топлива компенсируются меньшей массой и габаритами конструкции.
Преимуществом реактивной системы является обеспечение небольших линейных и угловых скоростей ВА к моменту посадки (УВ < 3 м/с; УГ < 3 м/с; < 10 °/с), тогда как ПС, с учетом ограничений по массе, объемам, обеспечению безопасности при расчетных отказах, реализуют существенно большие линейные и угловые скорости ВА к моменту посадки V < 7.10 м/с; V- < 15 м/с; < 20 °/с).
В случае штатной парашютной посадки на воду при взаимодействии ВА с водной средой возникают сравнительно небольшие нагрузки на конструкцию и экипаж, тогда как при парашютной посадке на сушу возникающие нагрузки требуют существенного упрочнения конструкции и введения специальных защитных средств для экипажа.
Сравнительно небольшая скорость контакта с поверхностью при реактивной посадке обеспечивает относительно невысокие нагрузки на конструкцию и экипаж при посадке как на воду, так и на сушу.
Для снижения нагрузок при парашютной посадке применяются комбинированные средства приземления, которые могут включать различные виды амортизаторов — пневматические или работающие по принципу разрушения, пластически деформируемые конструкции, реактивные твердотопливные двигатели. Снижение нагрузок на экипаж может быть достигнуто также за счет амортизации кресел. Главное достоинство амортизаторов состоит в том, что они имеют наибольшую энергоемкость при минимальных массе и объеме.
Реактивные твердотопливные двигатели реализуют существенно меньшие перегрузки, практически недостижимые при использовании амортизаторов. При проектировании парашютно-реактивных СП целесообразно задавать такую конечную скорость парашютирования, при которой, с использованием резервных средств (например, амортизаторов кресел) в случае отказа твердотопливных двигателей, нагрузки на экипаж не будут превышать допустимых для человека значений. По такому принципу конструировались СП корабля «Восход» и эксплуатируемого корабля «Союз». При первых пилотируемых полетах на кораблях «Восток» приземление космонавта осуществлялось с использованием индивидуального парашюта после катапультирования из спускаемого аппарата. Перед посадкой катапультное кресло отделялось от человека, и космонавт приземлялся с расчетной скоростью ~6 м/с. Спускаемый аппарат приземлялся автономно на парашюте со скоростью ~10 м/с. Начиная с полетов кораблей «Восход» и «Союз», приземление экипажа обеспечивается уже в составе спускаемого аппарата. Помимо ПС и двигателей мягкой посадки, в качестве дополнительного индивидуального средства защиты, спускаемые аппараты этих кораблей оборудованы креслами амортизационного типа, в которых космонавты располагаются в индивидуально профилированном ложементе [1, 7].
На рис. 2 приведена схема посадки корабля «Союз» с использованием основной или запасной ПС и двигателей мягкой посадки [2].
Рис. 2. Схема штатной посадки спускаемого аппарата корабля «Союз»: 1 — начало спуска; 2 — отстрел крышки парашютного контейнера; 3 - ввод вытяжными парашютами тормозного; 4 — спуск на тормозном парашюте; 5 — отделение тормозного парашюта и ввод основного; 6 — спуск на основном парашюте и отделение лобовой теплозащиты; 7 — перецепка на симметричную подвеску; 8 — включение тормозных двигателей; 9 — посадка
Для обеспечения возможности повторного применения ВА в состав СП должны включаться средства, обеспечивающие исключение посадочного удара корпуса ВА о грунт (механические посадочные опоры, пневматические амортизаторы и др.). Таким образом, выбор параметров средств приземления ВА космического корабля осуществляется по следующим критериям:
• минимизация массы и занимаемого объема;
• обеспечение безопасности экипажа;
• снижение нагрузок на экипаж и конструкцию;
• повышение точности посадки;
• обеспечение минимального повреждения (или полное исключение повреждения) элементов конструкции ВА при посадке.
Средства приземления пилотируемого транспортного корабля нового поколения
В ходе работ над эскизным проектом ПТК, с целью оптимизации характеристик, некоторые системы и элементы конструкции корабля прорабатывались в виде нескольких альтернативных вариантов. В частности, при проектных изысканиях по СП прорабатывались реактивный и парашютно-реактивный варианты [8].
Прорабатываемые реактивные средства приземления основывались на следующих решениях:
• основным средством гашения скорости ВА является посадочная твердотопливная двигательная установка (ПТДУ);
• посадка обеспечивается на заранее выбранные пригодные для реактивной посадки площадки ограниченного размера с высотой над уровнем моря не более 1 000 м, что позволяет за счет аэродинамического торможения получить на момент задействования средств приземления параметры движения ВА, лежащие в области энергетических возможностей ПТДУ;
• остаточная скорость ВА гасится четырех-опорным посадочным устройством (ПУ);
• в случае посадки вне выбранных штатных районов, в т. ч. на воду (при срочном спуске или аварии на участке выведения), а также в случае отказов в системе управления или при нерасчетных отказах ПТДУ, происходит разделение командного и агрегатного отсеков ВА, и посадка командного отсека (КО) осуществляется по парашютно-реактивной схеме, путем последовательного ввода в действие многокупольной ПС и непосредственно перед посадкой короткоимпульсных твердотопливных двигателей мягкой посадки (ДМП).
На рис. 3 приведена схема приземления ПТК с использованием реактивных средств при штатной посадке и парашютно-реактив-ных средств при возникновении нештатных ситуаций.
Рис. 3. Схема посадки пилотируемого транспортного корабля с использованием штатных реактивных и резервных пара-шютно-реактивных средств приземления
Основные достоинства такого варианта посадки состоят в следующем:
• реактивная посадка обеспечивает меньший суммарный радиус рассеивания точек посадки в сравнении с парашютной посадкой;
• к моменту посадки ПТДУ обеспечивает близкие к нулю величины линейной и угловой скорости ВА (в т. ч. исключается ветровая составляющая скорости до 15 м/с, свойственная кораблям «Союз»), а также близкий к нулю угол отклонения продольной оси ВА от нормали к поверхности посадки;
• посадочное устройство исключает опрокидывание и соударение ВА с грунтом и обеспечивает внешнюю амортизацию посадочного удара для создания более комфортных и заведомо безопасных для экипажа условий посадки, а также возможности повторного применения многоразовых элементов ВА.
Однако, проработка варианта комплекса СП с основными реактивными и запасными пара-шютно-реактивными средствами выявила ряд серьезных проблем:
• Для реализации повышенной точности посадки ВА и обеспечения безопасности экипажа в рассматриваемых нештатных ситуациях потребовалось бы включить в состав ВА фактически два независимых комплекса СП, что повлекло бы за собой дополнительные затраты массы и объемов ВА, увеличение стоимости и объемов экспериментальной отработки.
• Применение запасных парашютно-реактивных средств приземления повышает высоту начала работы ПТДУ из-за необходимости обеспечения заданного перепада высот на ввод парашютной системы при отказе ПТДУ.
• В случае задействования схемы спасения экипажа в КО, отделившийся агрегатный отсек (АО) совершает неуправляемое снижение и при ударе о землю (со скоростью до 80 м/с), в связи с присутствием на борту АО твердого ракетного топлива ПТДУ и компонентов ракетного топлива СИО С (системы исполнительных органов спуска), возможен взрыв (последствия аналогичны ситуации неуправляемого полета самолета после осуществления экипажем аварийного покидания).
• Кратковременность процесса реактивной посадки (20.25 с) определяет высокие требования к характеристикам динамического контура управления, быстроте реакции на динамические возмущения и диагностирование отказов, что с учетом отсутствия беспилотных и пилотируемых прототипов увеличивает технические риски реализации проекта.
Большую часть перечисленных проблем решает применение парашютно-реактивных средств приземления как при штатной посадке, так и в расчетных нештатных ситуациях [8]. В основе парашютно-реактивных средств приземления лежат следующие решения:
• для обеспечения максимальной точности посадки ввод ПС в действие производится на возможно низких высотах, с учетом высоты прогнозируемого района посадки над уровнем моря;
• для обеспечения многоразовости ВА в состав СП входят минимизированная ПТДУ и ПУ; ПТДУ обеспечивает создание таких условий к моменту начала работы ПУ, при которых будет обеспечена посадка ВА на ПУ без опрокидывания и контакта с грунтом;
• во всех случаях посадки, включая аварии ракеты-носителя на старте или участке выведения и срочный спуск, обеспечивается посадка всего возвращаемого аппарата, без отделения КО;
• на случай рассматриваемых отказов ПТДУ, для обеспечения безопасности экипажа при посадке с повышенными скоростями, в состав средств приземления входят амортизационные кресла (рис. 4).
Рис. 4. Кресло «Чегет»: 1 — часть пола космического корабля; 2 — стойка вертикального амортизатора; 3 — плечевая часть платформы; 4 — тазовая часть платформы; 5 — направляющая смещения платформы в момент срабатывания горизонтального амортизатора; 6 — ползун с вертикальным амортизатором; 7 — головные обхваты; 8 — плечевые обхваты; 9 — тазовые обхваты; 10 — подножка
ПС, ПТДУ и ПУ выполняют снижение скорости ВА с ограничениями по линейным ускорениям и угловым возмущениям, обеспечивающими умеренный уровень воздействия на экипаж и конструкцию. Амортизационные кресла в расчетных случаях посадки с повышенными скоростями обеспечивают улучшение условий физиологической переносимости космонавтами факторов ударных инерционных сил.
ПС обеспечивает гашение вертикальной скорости снижения ВА к моменту начала посадочных операций до значений:
• в штатном случае — до УВ = 6,5 ± 1,5 м/с;
• при отказе одного основного купола — до УВ = 8,0 ± 1,7 м/с.
• ПТДУ (рис. 5) обеспечивает гашение скорости установившегося спуска ВА на основных куполах ПС до значений вертикальной и горизонтальной составляющих скорости УВ = 0 м/с; УГ = 0 м/с при штатной работе ПС, отказе одного основного купола ПС и при скорости ветра в этих случаях до 15 м/с.
Рис. 5. Посадочная твердотопливная двигательная установка: 1 — корпус для размещения твердого ракетного топлива (камера сгорания ПТДУ); 2 — система газоходов; 3 — сопловые управляющие блоки; 4 — клапаны сброса продуктов сгорания
Соответственно, потребный импульс ПТДУ определяется из условия гашения скоростей ВА до значений:
• вертикальной составляющей скорости УВ с 9,7 до 0,0 м/с;
• горизонтальной составляющей скорости УГ с 15,0 до 0,0 м/с.
Максимальные нормальная (УН) и тангенциальная (УТ) составляющие остаточной скорости после работы ПТДУ при штатном состоянии ПС и при отказе одного из ее куполов принимаются УН = 3,0 м/с; УТ = 3,0 м/с.
Остаточные скорости обусловлены следующими случайными факторами, которые не могут быть парированы системой управления:
• начальными угловыми возмущениями ВА на ПС;
• погрешностями системы управления (погрешности измерителей высоты, скорости, углового положения ВА, погрешности разворота ВА перед выдачей импульса горизонтального торможения ПТДУ, временные задержки схем);
• погрешностями управления тягами сопловых блоков, отработки суммарного импульса ПТДУ, определения давления в камере сгорания ПТДУ, управления внутрикамерными процессами, отработки рулевых приводов ПТДУ;
• воздействиями на ВА газодинамических силовых факторов при работе ПТДУ, включая донное разряжение и отражение струй от грунта;
• уклоны грунта в месте посадки.
Последним в работу вводится четырех-
опорное механическое посадочное устройство, которое обеспечивает:
• в случае штатной работы ПС или при от -казе одного купола при штатной работе ПТДУ:
- гашение остаточных скоростей после работы ПТДУ на торможение УН до 3,0 м/с, УТ до 3,0 м/с;
- парирование угловых возмущений;
- устойчивость ВА на ПУ к опрокидыванию и многоразовость ВА в заданном диапазоне начальных кинематических параметров ВА;
- клиренс между ВА и грунтом не менее 0,25 м.
• в случае штатного состояния ПС и отказа работы ПТДУ по штатной схеме — максимально возможное гашение энергии преимущественно при первом ударе для обеспечения безопасности экипажа.
На рис. 6 и 7 представлены ВА ПТК с выпущенным ПУ и посадочная опора ПУ в раскрытом состоянии.
Посадочное устройство рассчитывается для условий безлесной равнинной сухопутной местности, без объектов человеческой
деятельности, с уклонами места посадки до 10°, а также для посадки на мерзлые/скальные грунты, песчаные и глинистые грунты низкой, средней прочности и прочные грунты естественного залегания, без крупнокаменистых россыпей и валунов.
Рис. 6. Возвращаемый аппарат пилотируемого транспортного корабля с выпущенным посадочным устройством: 1 — корпус возвращаемого аппарата; 2 — посадочные опоры посадочного устройства; 3 — сопла посадочной твердотопливной двигательной установки
Рис. 7. Посадочная опора в раскрытом состоянии: 1 — опорная тарель; 2 — механизм ориентирования опорной тарели; 3 — выдвижной шток; 4 - центральная стойка; 5 - кронштейны крепления к силовой раме ВА; 6 - откидная рама; 7 - разрушаемые элементы при нештатных ситуациях; 8 - подкосы; 9 - пневмопривод; 10 - пневмомагистрали
В случае посадки на сухопутные участки, непригодные для работы ПУ, а также при посадке на акваторию, осуществляется блокировка раскрытия ПУ.
Амортизационные кресла обеспечивают безопасность экипажа при вертикальной скорости контакта ВА с грунтом (при отказе ПТДУ) до 7 м/с.
Расчетный случай обеспечения безопасности при отказе ПТДУ приводит к некоторой неоптимальности перераспределения функций между ПС и ПТДУ по критерию массового совершенства (рис. 8). Минимальная масса ПС и ПТДУ — 855 кг — реализуется при проектной скорости парашютирования 8,5 м/с. Выбранная скорость парашютирования 6,8 м/с приводит к перетяжелению ПС и ПТДУ (их суммарная масса составит 920 кг), но при этом в случае отказа ПТДУ вероятность спасения экипажа, размещенного в амортизационных креслах, составит 60-70% (в остальных 30-40% случаев экипаж может получить травмы, не опасные для жизни).
1000
-
и
пГ и и св
920 855
600
400
200
[ 2
>
- - -
6
11
7 8 9 10
Скорость парашютирования, м/с
Рис. 8. Зависимость затрачиваемой массы от перераспределения функций между трехкупольной ПС и ПТДУ: ■■■ — масса ПС + ПТДУ; ■■■ — масса ПТДУ; ■■■ — масса ПС; 1 — выбранное перераспределение функций между ПС и ПТДУ; 2 — оптимальное перераспределение функций между ПС и ПТДУ Примечание. ПС — парашютная система; ПТДУ — посадочная твердотопливная двигательная установка.
Необходимо отметить, что приведенный на рис. 8 график построен по результатам разработки ПТК парашютно-реактивной схемы посадки с трехкупольной ПС и ПТДУ газосвязанной схемы. Количественные оценки оптимальной проектной скорости парашютирования могут отличаться при другой массе ВА, иной конструкции ПС (например, однокупольной), применении вместо ПТДУ отдельных твердотопливных двигателей мягкой посадки и др.
Сравнение средств приземления по критерию массы
В табл. 1 приведен укрупненный поблочный состав и массовая сводка СП корабля «Союз», реактивных и парашютно-реактивных СП ПТК.
В табл. 2 приведены сводные данные по массовому критерию сравнения СП корабля «Союз», реактивных и парашютно-реактивных средств приземления ПТК.
Таблица 1
Рассматриваемые средства приземления, масса их составных частей и их суммарные массы рассматриваемых средств приземления
«Союз ТМА»*, кг ПТК с реактивными СП, кг ПТК с парашютно-реактивными СП, кг
Основная парашютная система 110 Посадочная твердотопливная двигательная установка 1 630 Парашютная система 450
Запасная парашютная система 85 Посадочное устройство 450 Посадочная твердотопливная двигательная установка 500
Вытесни-тельные емкости 6 Парашютная система отделяемого командного отсека 160 Посадочное устройство 450
Двигатели мягкой посадки 56 Двигатели мягкой посадки отделяемого командного отсека 123 Амортизационные кресла (4 шт.) 108
Амортизационные кресла (3 шт.) 82 Амортизационные кресла (6 шт.) 162 Обеспечивающая конструкция 293
Обеспечивающая конструкция 171 Обеспечивающая конструкция 200
Итого: 510 Итого: 2 725 Итого: 1 801
Примечание. * В состав средств приземления (СП) корабля «Союз ТМА» входит автономная автоматика; средства приземления пилотируемого транспортного корабля (ПТК) управляются системой управления бортовым комплексом; для возможности их сопоставления в массовую сводку средств приземления корабля «Союз ТМА» составные части автоматики не включены.
Таблица 2
Сравнение средств приземления по массовому критерию
Средства приземления Суммарная масса, кг Масса ВА, кг Отношение массы СП к массе ВА, %
«Союз ТМА» 510 3 100 16
ПТК с реактивными СП 2 725 8 500 32
ПТК с парашютно-реактивными СП 1 801 8 500 21
Примечание. ВА — возвращаемый аппарат; СП — средства приземления; ПТК — пилотируемый транспортный корабль.
Из табл. 2 следует, что реактивные средства приземления имеют наибольшую массу, отнесенную к массе ВА. Парашютно-реактивные средства приземления ПТК имеют сравнительно большую массу, отнесенную к массе
ВА в сравнении со средствами приземления «Союз ТМА». Это является, в основном, следствием требования обеспечения возможности повторного применения ВА и увеличения численности экипажа с трех до шести человек.
Заключение
Статья обобщает результаты разработки РКК «Энергия» средств приземления пилотируемого транспортного корабля нового поколения. Требования безопасной посадки возвращаемого аппарата ПТК, обеспечения безопасности экипажа при посадке и сохранения конструкции для ее повторного применения выполняются за счет разрабатываемых парашютно-реактивных средств приземления в составе парашютной системы, посадочной твердотопливной двигательной установки, посадочного устройства и амортизационных кресел космонавтов.
Список литературы
1. Рабинович Б.А. Безопасность космонавта при посадочном ударе спускаемого аппарата о грунт. М.: 2014. 278 с.
2. Космические аппараты / Под ред. проф. Феоктистова К.П. М.: Военное издательство, 1983. 319 с.
3. Шумилин А.А. Авиационно-космические системы США. История, современность, перспективы. М.: Вече, 2005. 528 с.
4. Лялин В.В., Морозов В.И., Пономарев А.Т. Парашютные системы. Проблемы и методы их решения. М.:Физматлит, 2009. 576 с.
5. Рысев О.В., Пономарев А.Т., Васильев М.И., Вишняк А.А., Днепров И.В., Моисеев Ю.В. Парашютные системы. М.: Наука. Физ-матлит, 1996. 288 с.
6. Калиничев В.А., Ягодников Д.А. Технология производства ракетных двигателей твердого топлива: учебное пособие. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011. 687с.
7. Барер А.С. Предел переносимости: Очерки об устойчивости человека к неблагоприятным факторам авиационного и космического полетов. М.: БЛОК-Информ-Экспресс, 2012. 427 с.
8. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева в первом десятилетии XXI века. 2001-2010 / Под ред. Лопоты В.А. М.: РКК «Энергия», 2011. 832 с. Статья поступила в редакцию 11.07.2014 г.
References
1. Rabinovich B.A. Bezopasnost' kosmonavta pri posadochnom udare spuskaemogo apparata o grunt [Crew safety during landing impact of a descent vehicle against hard soil]. Moscow, 2014.278p.
2. Kosmicheskie apparaty [Spacecraft]. Ed. prof. Feoktistov K.P. Moscow, Voennoe izdatel'stvo publ, 1983.319 p.
3. Shumilin A.A. Aviatsionno-kosmicheskie sistemy SShA. Istoriya, sovremennost', perspektivy [US Aerospace Systems. History, present day, future prospects]. Moscow, Vechepubl., 2005.528p.
4. Lyalin V.V., Morozov V.l., Ponomarev A.T. Parashyutnye sistemy. Problemy i metody ikh resheniya [Parachute systems. Problems and techniques for their solution]. Moscow, Fizmatlitpubl., 2009. 576p.
5. Rysev O.V., Ponomarev A.T., Vasil'ev Ml., Vishnyak A.A., Dneprov I.V., Moiseev Yu.V. Parashyutnye sistemy [Parachute systems]. Moscow, Nauka. Fizmatlit publ., 1996.288p.
6. Kalinichev V.A., Yagodnikov D.A. Tekhnologiya proizvodstva raketnykh dvigatelei tverdogo topliva: uchebnoe posobie [Manufacturing process for solid-propellant rocket motors: Textbook]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2011. 687p.
7. Barer A.S. Predel perenosimosti: Ocherki ob ustoichivosti cheloveka k neblagopriyatnym faktoram aviatsionnogo i kosmicheskogo poletov [Survivability limit: Essays on the resistance of human body to the adverse effects of air and space flights]. Moscow, BLOK-lnform-Ekspresspubl., 2012. 427p.
8. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva vpervom desyatiletii XXI veka. 2001-2010 [S.P.Korolev Rocket and Space Corporation Energia in the first decade of the XXI century. 2001-2010]. Ed. Lopota V.A. Moscow, RKK «Energiya»publ, 2011. 832p.
