3.3. ОСНОВНЫЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ [1983 -

Проектирование КК обычно включает три основных этапа: предварительные изыскания, проектную разработку КК и разработку его систем и конструкции. Проектирование КК тесно связано (см. раздел 3.1) с разработкой РН, технической и стартовой позиций, с организацией наземных служб, поэтому при создании нового РКК на всех этапах проводится параллельное проектирование его составных частей со взаимным согласованием и увязкой требований к ним.

Предварительные изыскания

Предварительные изыскания служат для формирования целей разработки, обоснования решения о создании КК и определения его технического облика.

Технические характеристики КК и его систем зависят прежде всего от задач полетов, т. е. от назначения КК (основной цели полета) и совокупности задач промежуточных этапов полета (см. разделы 3.1 и 3.2). В то же время для принятия решения о создании нового КК необходимо ясное представление о целях разработки проекта, от которых также зависят технический облик КК и подход к его проектированию.

Цели разработки проекта можно определить как совокупность представлений о задачах полетов нового КК, об уровне прогнозируемых технических и научных достижений, получаемых в, результате его создания, о роли КК в решении экономических проблем и его эффективности по сравнению с другими космическими средствами. Цели разработки могут предполагать такие задачи, как унификация космических средств (например, создание ряда модификаций КК) или поэтапное развитие РКК с наращиванием его возможностей.

Решение о создании нового КК (начале его разработки) принимается с учетом и на основании целей разработки, технической обоснованности проекта, прогнозируемых сроков создания КК, возможностей финансирования проекта, наличия производственной и экспериментальной базы. Эти вопросы взаимосвязаны. Так, внедрение новых технических идей связано с некоторой неопределенностью конечных результатов, с возможным увеличением сроков и повышением стоимости разработки. Поэтому, стремясь к повышению технического уровня проекта, в то же время важно использовать рациональное сочетание новых и апробированных решений. С другой стороны, производственные возможности определяют сроки создания КК так же, как их определяют и возможности по экспериментальной отработке, а расширение тех и других, например, для сокращения сроков или внедрения новых технических идей приводит к необходимости дополнительного финансирования. Для принятия решения о начале разработки все указанные аспекты должны быть сбалансированы так, чтобы проект был обоснованным, своевременным и реализуемым, а затраты на него - оправданными.

В процессе технического обоснования разработки пилотируемого КК важно доказать необходимость или эффективность системы «человек - машина» для выбранных целей и задач полетов, т. е. показать невозможность или нерациональность их решения с помощью беспилотных КА.

В процессе предварительных изысканий для их обеспечения проводятся научно-исследовательские работы по проблемным вопросам разработки проекта, включая экономический анализ.

При техническом обосновании целесообразности разработки проекта и выбора основных характеристик КК и его систем в предварительных изысканиях могут быть выделены три направления: анализ задач полетов, проектный анализ конструктивно-компоновочных решений и подготовка исходных данных на проектную разработку.

Под анализом задач полетов в общем смысле подразумевают исследования и разработки, проводимые для выбора путей решения этих задач (в частности, для определения основ построения плана полета, структурной схемы РКС, требований к КК, к его конструкции и системам, к эксплуатации КК и управлению его полетом) и направленные на то, чтобы РКС, КК, наземный комплекс и средства управления в своей совокупности соответствовали поставленным задачам и обеспечивали их достижение.

Этот анализ имеет принципиальное значение для этапа предварительных изысканий, на котором должны быть определены общие контуры проекта, изучены возможности создания КК и рассмотрены характеристики всех необходимых средств. На этом этапе выбирают и разрабатывают наиболее рациональные и практически пригодные способы и средства реализации проекта, в том числе общие схемы КК и РКС в целом, схему полета и траектории, потребные энергетические характеристики КК (с одновременным определением массовых характеристик), нужные для выполнения полета операции, условия его проведения и функциональные особенности КК. Затем, опираясь на эти уже полученные сведения, определяют необходимые бортовые системы, требования к ним и к конструкции КК, включая ресурсы систем жизнеобеспечения, требования к двигательным установкам и к точности систем управления, основы построения систем электропитания и т. п.

Проектный анализ конструктивно-компоновочных решений проводится для определения компоновочной схемы КК (или ее вариантов), массовых характеристик и основ разработки конструкции КК. Он ведется параллельно с анализом задач полета, причем результаты этих двух анализов в процессе предварительных изысканий дополняют друг друга и взаимно уточняются. При выборе, например, структурной схемы РКС и определении схемы полета и потребных энергетических характеристик КК и ракетных блоков используются материалы проработок по вариантам компоновочных схем КК, а при разработке последних учитываются условия полета, проводимые операции и характеристики бортовых систем.

Следует отметить, что «обратные связи» между направлениями разработки вообще характерны для процесса проектирования, а задачи этапа предварительных изысканий, получив на этом этапе свое принципиальное решение, рассматриваются и решаются при дальнейшей разработке с постепенным их расширением и развитием, все большей конкретизацией и переходом к детальным разработкам.

Полученные на этапе предварительных изысканий результаты позволяют сформулировать исходные данные (основные требования) для этапа проектной разработки КК, которые содержат постановку задачи проектной разработки, принятые принципы построения РКС, требования к КК и могут включать в себя варианты технических решений для дальнейшей проработки и выбора.

Исследования и расчеты

С проектированием КК неразрывно связаны баллистические и аэродинамические исследования, анализ теплообмена между КК и внешней средой, исследования нагрузок, действующих на КК при транспортировке и в полете, расчеты его конструкции на прочность и исследования процессов разделения КК, а также исследования и расчеты по анализу внешних условий полета (см. главу 1), по разработке систем КК (см. главы 6 - 10) и т. п.

Баллистические исследования и расчеты проводятся на всех этапах создания РКС от выбора общей схемы полета до эксплуатации КК. Главная задача исследований орбитального движения - это выбор оптимальных траекторий и плана орбитальных маневров, т. е. проектирование орбит, включая орбиту выведения, и орбитальных переходов. Основным при этом является поиск наиболее экономного по энергетическим затратам пути достижения цели (формирование рабочей орбиты, сближение с орбитальной станцией, полет к планете и т. д.). В результате исследований создаются баллистическая схема полета (см. раздел 3.2) и ее варианты для выхода из нештатных ситуаций, определяются энергетические характеристики РКС и требования к бортовым системам КК (например, по перечню обязательных операций и точности работы системы управления). Особую область исследований составляют вопросы спуска в атмосфере (см. раздел 3.5).

На этапе эксплуатации КК осуществляется баллистическое обеспечение полета, т. е. оперативный расчет траекторий с учетом текущих измерений параметров орбит и с выдачей информации для управления полетом (характеристики маневров, прогнозы орбит, время входа в зоны видимости станций слежения, периоды освещенности на орбите и т. д.).

В основе баллистических исследований лежат расчетно-теоретические методы, опирающиеся на использование ЭВМ. Широко применяются методы статистических испытаний, когда расчеты проводят многократно, а случайные величины, участвующие в расчетах, варьируются в соответствии со своими законами распределения.

Аэродинамические исследования направлены на изучение картины обтекания КА набегающим потоком и силовых воздействий, оказываемых им на КА. В эти исследования входит задача определения аэродинамических сил, моментов и распределения давления по внешней поверхности, анализ условий обеспечения аэродинамической устойчивости, подготовка рекомендаций по аэродинамической компоновке КА и др. Важное значение имеют исследования по обтеканию КА сверхзвуковым потоком и определению газодинамических параметров между фронтом ударной волны и его поверхностью, что необходимо для решения проблемы защиты от аэродинамического нагрева, а также изучение струйных течений (работа реактивных двигателей) и их влияния на элементы конструкции КА.

Для спуска в атмосфере характерны широкие диапазоны скорости полета и плотности воздушной среды. Так, при возвращении с орбиты числа Маха (М - отношение скорости движения к скорости звука) изменяются в пределах от 30 до 0,5, т. е. СА последовательно проходит зоны гипер-, сверх-, транс- и дозвуковых скоростей. В то же время изменяется характер обтекания СА потоком: при входе в атмосферу имеет место свободно-молекулярное течение, когда плотность настолько мала, что частицы воздуха ударяются о поверхность и отражаются от нее, практически не взаимодействуя между собой; по мере увеличения плотности все в большей степени проявляется эффект взаимодействия набегающих и отраженных частиц, газ перед СА уплотняется, появляется ударная волна и наступает промежуточная область течений со скольжением, когда еще есть движение частиц воздуха вдоль поверхности аппарата; затем развивается течение сплошной среды с явно выраженным пограничным слоем, когда головная ударная волна, или скачок уплотнения, может на порядок увеличить давление и плотность воздуха, при этом высокая кинетическая энергия потока в определенной части преобразуется во внутреннюю энергию газа, что вызывает процессы его диссоциации и ионизации.

С практической точки зрения наиболее важны режимы течений сплошной среды, и выбор параметров СА опирается на исследования в этой области. Аэродинамические характеристики КК, используемые для прогнозов снижения орбиты из-за его постепенного торможения атмосферой и оценки возмущающих моментов при низких орбитах, определяются по режимам свободномолеку-лярного течения.

Особенностью полета отделяемого головного блока САС является аэродинамическое влияние струй пороховых двигателей в процессе увода и скорости полета от нуля (начальная при аварии на старте) до М = 4 - 5.

Решение задач аэродинамики основано на неразрывно связанных между собой теоретических и экспериментальных методах. Без экспериментов в аэродинамических трубах определение характеристик КА практически невозможно, кроме того, необходимо использование летных испытаний на моделях и макетах.

Анализ теплообмена между КК и внешней средой необходим для всех участков полета и, в частности, для тахих характерных случаев, как аэродинамический нагрев на участке выведения, теплообмен в орбитальном полете и нагрев на участке спуска в атмосфере.

В первом случае необходима защита всего КК как от нагрева, так и от воздействия скоростного напора, при этом тепловые потоки, как правило, не превышают 30 ккал/м2-с, а скоростные напоры - 3000 - 4000 кгс/м2. В компоновочной схеме с головным обтекателем, принятой для КК «Союз», тепловые и силовые воздействия принимает на себя головной обтекатель, а защита самого КК разрабатывается из условий орбитального полета. В компоновочных схемах без головного обтекателя, принятых для КК «Джемини» и «Аполлон», тепловые и силовые воздействия заметно влияют на конструкцию КК, например в части максимального исключения выступающих элементов или установки скрытой экранно-вакуумной изоляции.

Вопросы теплообмена в орбитальном полете решаются исходя из регулирования температуры конструкции КК и атмосферы жилых отсеков в необходимых пределах (подробнее см. главу 6).

Задачи теплообмена и тепловой защиты па участке спуска в атмосфере вытекают из принятого способа торможения при возвращении на Землю, а успех в их решении определяет саму возможность использования такого способа. Торможение в атмосфере основано на рассеивании кинетической и потенциальной энергии, которую имеет СА относительно поверхности Земли, путем преобразования этой энергии в тепловую энергию воздуха. Однако определенная се часть (около 1%) неизбежно поступает к конструкции СА. Поэтому защита от аэродинамического нагрева требует исследования условий теплообмена между потоком и поверхностью СА и предохранения последнего как от разрушений, так и от прогрева конструкции.

Движение СА в атмосфере происходит в сложных условиях. Максимальные удельные тепловые потоки достигают 250 ккал/м² х с при спуске с орбиты и 2500 ккал/м² х с при входе в атмосферу со второй космической скоростью, а общий приток тепла - до 20 000 и 150000 ккал/м² соответственно. Скоростные напоры, как. правило, лежат в пределах от 3000 до 7000 кгс/м². Нагрев определяется конвективной теплопередачей в пограничном слое и тепловым излучением слоя воздуха между ударной волной и СА. Исследования показывают, что затупленные формы более выгодны с точки зрения снижения конвективного нагрева, а его значительному уменьшению способствует также отрыв потока от поверхности и образование застойных зон (донная область). С другой стороны, приток тепла от излучения воздуха может быть снижен заострением носовой части аппарата, когда ударная волна придвигается к его поверхности и уменьшается слой излучающего воздуха. Это противоречит задаче снижения конвективного нагрева и, в целом, оказывается нерациональным. Отсюда следует, что условия теплообмена влияют на выбор формы СА.

При использовании абляционной тепловой защиты (см. раздел 3.5) газообразные продукты разрушения ее внешнего слоя оказывают обратное воздействие, трансформируя пограничный слой, и тем самым влияют на тепловой поток. Поэтому условия теплообмена зависят и от выбора материалов тепловой защиты.

Исследования по теплообмену и тепловой защите, опираясь на решение газодинамических задач, теорию пограничного слоя, теплофизику и изучение физико-химических процессов в воздухе за ударной волной и в материалах тепловой защиты, требуют экспериментальных исследований в аэродинамических трубах, на газодинамических и тепловых установках по испытаниям моделей, образцов материалов, фрагментов тепловой защиты и макетов КА. Заключительные проверки тепловой защиты проводят в процессе летных испытаний.

Исследования нагрузок, действующих на КК в полете, позволяют получить исходные данные для расчета его конструкции на прочность.

Нагрузки на участке выведения определяются характеристиками РН и условиями ее полета. Для схем с головным обтекателем это в основном инерционные силы, а в схемах без него еще и распределенные нагрузки, вызываемые воздействием набегающего потока. Особую группу расчетных случаев нагружения создают режимы работы системы аварийного спасения (см. главу 9).

В автономном полете на КК действуют малые силы (нагрузки от работы двигателей и бортовых механизмов), которые, как правило, лежат в пределах других расчетных случаев. Основными для расчета конструкции являются перепады давлений на оболочках корпусов отсеков, а также большие нагрузки, возникающие при стыковке. В совместном полете из-за упругих колебаний системы «станция-КК» и ее элементов возникают циклические нагружения (например, колебания, возбуждаемые при работе системы управления или при перемещениях экипажа).

На участке спуска в атмосфере на СА действуют нагрузки, определяемые распределенным по его поверхности давлением воздуха, результирующая сила которого создает линейные перегрузки (см. раздел 3.5), на участке работы системы приземления они определяются рывками при вводе парашютов и работой двигателей мягкой посадки.

Общий уровень перегрузок на всех этапах полета ограничен 5 - 6 ед. (при использовании баллистического спуска как штатного - 9 - 10 ед.), за исключением нештатных ситуаций. Особым расчетным случаем является посадка СА на грунт или воду с ударными перегрузками до 70 - 100 и 15 - 20 ед. соответственно; при посадке на воду опасно давление на днище (около 1,5 - 2 МПа), которое может быть причиной потери плавучести.

Для КК характерны динамические нагрузки 'в виде вибраций, акустических воздействий и ударных импульсных нагружений, источником которых являются реактивные двигатели и пиромеханизмы.

Для определения нагрузок используются результаты баллистических расчетов, аэродинамических исследований и анализа внешних условий, характеристики конструкции (геометрия, жесткость, распределение масс) и систем управления, результаты испытаний на моделях и макетах, данные летных испытаний и др. Во многих случаях нагрузки уточняют в процессе отработки конструкции КК. Нагрузки при транспортировке (статические и динамические) зависят от видов транспорта (железнодорожный, автомобильный, воздушный и др.) и подъемных механизмов и проверяются при транспортировочных испытаниях.

Расчеты на прочность КК необходимы так же, как и для любой другой машины и подтверждаются статическими и динамическими испытаниями узлов, агрегатов, отсеков и собранного КК на макетах или головных образцах.

Исследования процессов разделения отсеков и отделения сбрасываемых элементов конструкции имеют две стороны: расчет самого процесса отделения и анализ относительных траекторий. Разделение КК при спуске подчинено, например, требованиям как надежности, так и отсутствия соударений в дальнейшем движении. В связи с этим разделение КК «Союз» происходит за 10 - 15 мин до входа в плотные слои атмосферы, с тем чтобы отсеки уверенно разошлись даже при небольшой (около 1 м/с) относительной скорости. В задаче штатного сброса ДУ САС расчет ее отделения и увода специальным пороховым двигателем проводится с учетом исключения соударений с нормально летящей РН. При аварии в начале участка выведения должны быть исключены соударения РН с СА после его отделения и с вводимым в поток некоторое время спустя парашютом.

В некоторых случаях отделяемая часть КК может решать и дополнительную задачу. Так, на СА космического корабля «Союз» крышка парашютного контейнера вводит в поток вытяжной парашют, что требует обеспечения достаточной скорости и энергии относительного движения крышки. При расчете процесса разделения учитываются условия отделения (скоростной напор, угловые возмущения и т. д.), геометрические и массово-инерционные характеристики разделяемых частей, особенности конструкции КК и его состояние на момент отделения.

В результате расчетов, проводимых с использованием статистических методов, задаются требования к системам разделения, которые в дальнейшем проходят отработку на специальных установках и макетах КК.

Проектная разработка

При проектировании пилотируемого КК учитывают большое число разносторонних факторов, требований и ограничений. Многие из них противоречивы, и выбор общей схемы КК, как правило, включает элементы технического компромисса. В результате проектной разработки должны быть определены основные проектные характеристики КК и установлены необходимые требования, обеспечивающие широкий фронт работ для всех проектных групп, занимающихся как бортовыми, так и наземными системами и конструкциями.

Задачи проектной разработки вытекают из необходимости иметь сбалансированный во всех отношениях проект КК и включают в себя выбор, разработку или определение:

состава бортовых систем, их размещения и общей логики их функционирования;

запасов и балансов по электроэнергии, топливу и расходуемым материалам СЖО;

компоновочной схемы КК и головного блока РН (см. раздел 3.4);

основных проектных характеристик КК, а также СА (см. раздел 3.5) и ОГБ САС (см. главу 10), как аппаратов, осуществляющих самостоятельный полет;

массово-инерционных и центровочных характеристик;

условий эксплуатации бортовых систем и конструкции;

требований по технологии изготовления и подготовки КК к полету, по его надежности и безопасности, включая решения по резервированию систем и режимов работы (см. разделы 3.1 и 3.2).

Параллельно с решением указанных вопросов происходит увязка КК, РН и наземного комплекса в части определения и согласования взаимных требований, связей и сопряжений (см. раздел 3.1). Ниже приведено краткое описание задач проектной разработки, кроме тех, по которым даны ссылки.

Состав бортовых систем и общая логика их функционирования определяются функциональными признаками, в том числе необходимостью выполнения всех предусмотренных программой полета операций, управления движением КК и работой его бортовых систем, поддержания внутри КК необходимых условий и т. д. На состав систем существенно влияют требования по надежности и безопасности полета.

Системы по отсекам КК распределяются с учетом их назначения, конструкции, особенностей функционирования и способа управления ими, а также их взаимосвязей между собой и требований по расположению центра масс КК. Системы, агрегаты и оборудование, с которыми непосредственно работает экипаж (органы ручного управления и индикации, приборы наблюдения, система жизнеобеспечения, оборудование рабочих мест и т. п.), размещают в основном в жилых отсеках, хотя некоторые из них могут быть вынесены и за его пределы (емкости с кислородом, сборники жидких отходов и т. п.). Системы, не требующие прямого доступа экипажа или разрабатываемые исходя из этого положения, могут быть расположены в любых отсеках при соблюдении необходимых для их работы условий (температура, давление и др.) и ограничений по коммуникационным связям.

Солнечные батареи, антенны, датчики ориентации, реактивные двигатели, радиаторы системы терморегулирования и другое подобное оборудование размещают на внешней поверхности КК. Кроме того, существуют системы, элементы которых размещены практически во всех отсеках (теплообменники системы терморегулирования и ее арматура, элементы систем электропитания и управления, датчики и коммутирующие устройства системы телеизмерений и т. д.), и специальные системы, расположение которых определяется назначением отсеков (например, системы управления спуском и приземления СА).

Бортовые системы становятся единым комплексом лишь при наличии общей логики их функционирования, которая «координирует» их работу и определяет межсистемные связи. Как правило, такая логика разрабатывается для этапов полета или операций и реализуется в бортовых автоматических программах, приводимых в действие в соответствии с установленным программой полета порядком (объединяются программой в единое целое). При ручном управлении последовательность операций определяется бортовой документацией, также составленной на основе логики работы систем.

Разработка общей логики функционирования - необходимый элемент проектирования КК, так как позволяет обеспечить требуемые для полета взаимодействие систем и заданную схему функционирования КК в целом.

Рис. 3.5. Запас электроэнергии в аккумуляторных батареях по времени полета: 1 - в системе без солнечных генераторов; 2 - в системе «солнечные генераторы - буферная батарея»

Расчет запасов и балансов по электроэнергии и топливу проводится на этапе проектирования для выбора характеристик систем КК и получения его сбалансированной массовой сводки, а на этапе его эксплуатации - для определения потребных заправок топлива и контроля обеспеченности электропитанием. Аналогичные расчеты необходимы и по системам жизнеобеспечения (см. главу 7). Выбор характеристик системы электропитания рассмотрим на примерах использования электрохимических источников энергии (аккумуляторных батарей) и солнечных генераторов в совокупности с буферной батареей. В первом примере (рис. 3.5) как в процессе проведения КК динамических операций (потребный ток 50 А), так и в дежурном режиме (ток 5 А) происходит постоянный расход запасов электроэнергии, а время полета ограничено емкостью аккумуляторной батареи. Во втором примере после каждой динамической операции емкость буферной батареи восстанавливается за счет подзаряда от солнечных генераторов (зарядный ток 8,5 А), причем система сбалансирована и не ограничивает время полета. При больших длительностях полета вариант без солнечных батарей проигрывает и в отношении затрат массы (рис. 3.6).

Рис. 3.6. Изменение массы систем электропитания по расчетной продолжительности полета: 1 - на электрохимических батареях; 2 - с солнечными генераторами

Потребные запасы топлива зависят прежде всего от баллистической схемы полета и определяются заданными орбитальными маневрами и расходами топлива на ориентацию и стабилизацию КК (см. раздел 3.2). В расчетах учитывают запасы на нештатные ситуации, гарантийные остатки и незаборы из баков, потери на выбросах при запуске двигателей и др. Емкости баков выбирают с учетом расчетов по максимальному с точки зрения энергетических затрат варианту программы полета.

Проектные характеристики КК задаются па ранних этапах проектирования. В ходе разработки, как правило, некоторые из них уточняются в связи с изменениями в конструкции, системах и схеме полета КК при углублении и расширении проработок, но в любом случае эти уточнения не должны противоречить поставленным задачам.

Проектные характеристики содержат основные контрольные данные по КК, отражают его возможности и включают: состав экипажа;

массу полезного груза (контрольное значение массы КК), выводимую РН;

параметры орбиты выведения (наклонение, высота); требования к баллистической схеме полета; общие массово-инерционные, центровочные и геометрические характеристики КК и его отсеков;

максимальное время полета в зависимости от ресурсов бортовых систем, запасов топлива и расходуемых материалов; энергопотребление бортовых систем;

параметры двигательных установок (тяга, удельный импульс и т. п.);

точность ориентации на орбите и отклонения точки посадки; характеристики систем приземления и др.

Массово-инерционные и центровочные характеристики определяют массу КК и ее составляющие, распределение масс, моменты инерции и положение центра масс. В процессе разработки они постоянно уточняются и должны соответствовать возможностям РН, характеристикам системы управления и ДУ, требованиям по устойчивости движения и нормам, принятым в расчете нагрузок. Эти характеристики задаются раздельно как для КК, так и для самостоятельно функционирующих его частей (СА, ОГБ САС), а так как масса и состав КК в полете изменяются, их расчет проводят по этапам полета. Контроль массово-инерционных характеристик в процессе разработки является одним из инструментов контроля состояния проекта в целом.

Требования к конструкции как к основе КК вытекают из принятой компоновочной схемы, действующих нагрузок, условий эксплуатации и во многом зависят от деятельности экипажа и условий обеспечения работы бортовых систем. Два последних фактора определяют функциональные особенности конструкции и налагаемые на нее ограничения.

Для экипажа должны быть обеспечены условия жизни и работы (см. раздел 3.1), создан интерьер жилых отсеков, разработаны необходимые механизмы и устройства (люки, приводы, контейнеры для укладки предметов и др.), рационально установлены элементы оборудования и систем, с которыми придется работать в полете. Для бортовых систем во многих случаях требуется разработка специальных узлов и механизмов (например, внешних радиаторов системы терморегулирования или механизмов раскрытия антенн).

Конструкция КК должна обеспечивать метеорную и радиационную защиту экипажа и оборудования, причем первой цели могут служить двойные оболочки, противометеорные экраны или элементы экранно-вакуумной изоляции, второй - корпус КК и любые массы, распределенные по его поверхности, например слой тепловой защиты или рационально размещенное на корпусе оборудование (см. главу 1).

Условия эксплуатации - это совокупность требований, учитывающих как внешние условия полета (давление газа, солнечную и космическую радиации, метеорные потоки), так и условия, создаваемые при работе КК (внутренние давления, их перепады, температуры, перегрузки, вибрации), условия транспортирования, хранения и подготовки к полету и др. Эти требования задаются в виде формализованных единых норм, охватывающих диапазоны реальных условий и выражаемых или некоторыми предельными значениями, или в форме распределений случайных величин, включая спектральные.

Требования по технологии на этапе проектной разработки имеют вид директивных указаний и направлены на экономное построение технологического процесса и выработку единого подхода. Так, для обеспечения фронта сборочных работ задается деление КК на отсеки и агрегаты (схема агрегатирования) с указанием технологических разъемов, определяются особенности сборки (вертикальная или горизонтальная, на заводе или на космодроме и т. д.), формулируются требования к электрическим, вакуумным (проверка герметичности) и другим испытаниям.