Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Первоначально в случае аварии ракеты на начальном участке полета предполагалось спасение всего орбитального корабля с помощью пороховой системы аварийного спасения, установленной в хвостовой части. Однако перегрузки на экипаж при работе САС, да и риск потери орбитального корабля с гибелью экипажа оказались недопустимо высоки. Поэтому было решено отказаться от такой схемы. Для повышения надежности выхода из аварийной ситуации увеличили тяговооруженность ракеты «Энергия», для чего установили на блоке Ц четвертый двигатель РД0120.

При отказе и выключении одного двигателя первой ступени (блока А) выключается и двигатель диаметрально расположенного блока во избежание нерасчетных возмущений в угловых каналах управления (с блокировкой выключения в пристартовой зоне), а при отказе одного двигателя центрального блока (блока Ц) продолжается работа трех остальных. Маневр возврата выполняется в случае отказа двигателя в зоне от контакта подъема (КП) до некоторой верхней по времени полета границы, задаваемой с учетом энергетических возможностей ракеты-носителя по выполнению маневра возврата и общих возможностей ракеты-носителя и ОК по формированию одновитковой траектории, зона которой следует за зоной маневра возврата. Зона маневра возврата заканчивается на 125-130 секунде полета при отказе двигателя блока А (первой ступени) и на 180-190 секунде при отказе двигателя центрального блока Ц (второй ступени). Реализация маневра возврата начинается после отделения блоков А первой ступени, но не позже 190 секунды полета. Ракета-носитель разворачивается в плоскости тангажа и начинает торможение, создавая петлю маневра, с задачей создания ОК кинематических условий, пригодных для посадки на аэродром посадочного комплекса, при этом дальность полета (удаление от стартового комплекса) может достигать 480 км, а высота траектории – 120 км. В процессе разворота ракеты-носителя создаются условия для отделения ОК, выключаются двигатели ракеты, происходит разделение, и ОК после автономного полета приземляется на ВПП ПК. В совместном полете с ракетой-носителем и после отделения работают двигатели ОК для выработки топлива в целях обеспечения центровки в автономном полете и посадочной массы.

Полет по одновитковой траектории реализуется при отказе одного из двигателей ракеты-носителя после прохождения зоны маневра возврата. Ракета-носитель при обнаружении отказа продолжает движение с задачей выведения ОК на орбиту и прекращает свою работу, израсходовав топливо, когда дальнейший набор скорости становится невозможным. ОК после отделения выполняет разгонный импульс, а затем импульс торможения для формирования условий входа в атмосферу. Оба импульса рассчитываются системой управления автономно по кинематическим параметрам на момент отделения от ракеты-носителя. Особенностью работы СУ в случае отказа двигателя вне зоны маневра возврата является то, что она определяет по указанным параметрам, какой маневр в сложившейся обстановке (в порядке приоритета) должен быть выполнен с учетом запасов топлива на ОК: штатное довыведение, выведение на нештатную орбиту или полет по одновитковой траектории. Первые два маневра могут иметь место при отказах в конце участка выведения и планируются с учетом запаса топлива на орбитальный полет и спуск, третий – формирование одновитковой траектории, когда проведение первых двух невозможно по запасам топлива. Излишний запас топлива при одновитковой траектории в целях обеспечения центровки перед входом в атмосферу вырабатывается.

При полном отказе ракеты-носителя в зависимости от участка полета предусмотрено или катапультирование экипажа, или экстренное отделение ОК от ракеты-носителя. Экстренное отделение орбитального корабля от ракеты-носителя как способ спасения ОК и экипажа предусматривается при авариях ракеты-носителя выше зоны катапультирования. При обнаружении комплексом автономного управления полного отказа ракеты двигатели последней выключаются, происходят отделение и стабилизация ОК, а его автономный полет завершается посадкой на ВПП одного из аэродромов по трассе выведения. В этом случае система управления ОК выбирает аэродром (из числа намеченных и аттестованных) с учетом зон досягаемости и далее управляет полетом и посадкой на ВПП, при этом управление на заключительном этапе в зоне видимости ВПП должно выполняться экипажем. В крайнем случае (при невозможности посадки) может быть использовано катапультирование. Автономный полет ОК в первой фазе сопровождается работой его двигателей для выработки топлива с одновременным улучшением траекторных параметров.

Катапультирование как средство спасения экипажа предусматривалось на этапе ЛКИ, когда экипаж ОК должен был состоять из двух космонавтов. Катапультирование экипажа осуществляется в открытых катапультных креслах К-36, разработанных на заводе «Звезда» под руководством Г. И. Северина. Разработанные для авиации, они позволяют катапультировать экипаж в защитном снаряжении в полете при М=2,2–2,5 и высотах 22–25 км, а также при взлете и посадке самолетов. Такие характеристики соответствовали условиям применения кресел на ОК только при отказах в процессе его посадки. Однако аварии на старте и первых секундах полета могут сопровождаться пожаром и взрывом ракеты-носителя, при которых экипаж должен быть удален на достаточно большое расстояние, безопасное (с учетом защитного снаряжения) по давлению во фронте ударной волны и по влиянию пожара, при этом траектория катапультирования должна иметь высоту, достаточную для облета башни обслуживания стартового комплекса.

Катапультные кресла ОК, в которых члены экипажа должны находится в скафандрах (защитное снаряжение), снабжены твердотопливным разгонным блоком и обеспечивают удаление экипажа на расстояние 500 метров за 9-10 секунд. Кресла оснащаются электрической системой управления, которая сопряжена с автоматикой спасения на борту ОК и реализует вместе с ней необходимый порядок выполнения операций, в том числе облет башни обслуживания при катапультировании на стартовой позиции. Максимальный диапазон применения катапультирования составляет по высоте до 35 км и скорости полета до М=3,5. Зона катапультирования заканчивается там, где скорость высота полета выходят за предельно допустимые значения с учетом защитного снаряжения экипажа. Для ОК «Буран» это примерно 102 секунда полета от контакта подъема по штатной траектории выведения.

Для обеспечения орбитального полета «Бурана» была разработана новая командно-измерительная система «Квант-ОК», которой были оснащены практически все наземные пункты командно-измерительного комплекса Министерства обороны. О ее возможностях говорит хотя бы тот факт, что максимальная скорость передачи командно-программной информации на борт орбитального корабля составляет 128 кбит/с. Кроме того, для контроля полета ОК на участке выведения и на посадочном витке привлекались корабли слежения в Тихом и Атлантическом океане. Для связи с ОК предполагалось использовать геостационарные спутники-ретрансляторы «Альтаир», что позволяло расширить зону связи до 45 минут (при задействовании одного СР). Главная оперативная группа управления «Бураном» размещалась во вновь построенном здании Центра управления полетом в Подлипках, расположенном рядом со старым. В Центре было оборудовано один главный зал управления, два вспомогательных и много помещений групп поддержки. В одном из вспомогательных залов мне довелось работать в 1988-1989 годах, управляя межпланетными станциями «Фобос». Центр был оснащен самыми мощными отечественными ЭВМ «Эльбрус»с быстродействием 100 миллионов операций в секунду.