10.6. СПАСЕНИЕ ЭКИПАЖА ПРИ АВАРИЯХ В ПЛОТНЫХ СЛОЯХ АТМОСФЕРЫ

Разработка средств аварийного спасения, применяемых на аnмосферном участке траектории выведения, возможна только после качественного анализа всех теоретически возможных схем и методов с учетом их обобщенных характеристик и признаков:

типа спасаемой в аварийной ситуации части РКС;

конструктивно-компоновочных особенностей отделяемой при аварии части РКС;

типа средств отделения и увода отделяемой части РКС;

способа приземления экипажа (или спасаемой части РКС).

Схемы аварийного спасения по первому признаку делятся на три основных типа: спасение экипажа в катапультируемых креслах, спасение отсека экипажа и спасение КК.

Катапультируемое кресло как средство спасения многие годы является наиболее распространенным и надежным средством аварийного покидания самолетов и обеспечивает спасение летчиков практически во всем диапазоне высот и скоростей полета современных самолетов, включая взлет и посадку. Сравнительная простота и высокая отработанность катапультируемых кресел являются очевидным преимуществом этого метода аварийного спасения, однако для его эффективного применения в аварийных ситуациях на участке выведения требуется решение ряда сложных задач, в том числе:

осуществление увода катапультируемого кресла на большое расстояние от РКС при авариях вблизи старта из-за наличия зоны высокого избыточного давления и больших тепловых потоков при взрыве и пожаре РН;

обеспечение защиты экипажа от теплового и акустического воздействия струй ДУ РН при катапультировании в зоне высоких аэродинамических нагрузок (время полета от 40 до 80 с);

обеспечение характеристик катапультируемых кресел по предельной максимальной высоте и скорости применения, превышающих аналогичные параметры авиационных кресел.

Катапультируемые кресла в качестве средства спасения применялись на КК «Восток» и «Джемини», на ОК «Колумбия» МТКС «Спейс Шаттл» во время первых полетов.

Схемы «спасение отсека экипажа» и «спасение КК» предусматривают в случае появления аварийных ситуаций отделение отсека КК или всего КК с обеспечением их последующего автономного полета и возвращения на Землю. В частности, для схемы «спасение отсека экипажа» аварийное спасение заключается в том, что в аварийных ситуациях на участке выведения от РКС отделяется и уводится на безопасное расстояние вначале его отделяемый головной блок (ОГБ), затем от него - спасаемая часть РКС (СА, носовая часть КК или отсек экипажа), которая совершает автономный баллистический полет, управляемый спуск и приземление. По этой схеме разработаны средства аварийного спасения экипажей КК «Меркурий», «Союз» и «Аполлон».

Исходя из особенностей развитии аварийных ситуаций на атмосферном участке полета (см. раздел 10.3) для аварийного отделения и увода ОГБ на атмосферном участке полета необходимы специальные двигатели с тягой, достаточной для быстрого выхода ОГБ из опасной зоны и преодоления аэродинамического сопротивления в случае аварии в зоне максимальных скоростных напоров.

После выхода ОГБ за пределы опасной зоны от него отделяется СА, после чего начинается этап автономного полета СА, для осуществления которого необходимо обеспечить:

увод СА в условиях аварии на старте на высоту, большую, чем потери высоты во время введения парашютной системы и подготовки к посадке;

возможность разворота СА и последующей стабилизации;

функционирование бортовых систем СА и, в частности, комплекса средств посадки при авариях на малых высотах по одной или нескольким специальным, сжатым по времени аварийным программам, а при авариях на больших высотах - по основной (штатной) программе.

Таким образом, схема «спасение отсека экипажа» кроме применения специальных средств отделения и увода ОГБ, обеспечения автономного полета ОГБ требует и создания специальных программ функционирования бортовых систем КК (системы управления спуском, комплекса средств посадки, системы разделения и т. д.), обеспечивающих автономный полет и посадку СА в аварийных условиях.

Компоновка и состав ОГБ определяются компоновочной схемой КК, расположением СА в его составе, наличием ГО и т. д.

При верхнем расположении СА и отсутствии головного обтекателя ОГБ включает только СА и ДУ аварийного увода. Подобная схема была использована на КК «Меркурий» и «Аполлон».

Рис. 10.3. Отделяемый головной блок КК «Аполлон»: 1 - балансировочный груз; 2 - дестабилизаторы; 3 - ферма; 4 - СА; 5 - теплозащитный экран; 6 - двигательная установка аварийного увода; 7 - приборы автоматики средств аварийного спасения

Отделяемый головной блок КК «Аполлон» (рис. 10.3) состоит из СА и отсека ДУ аварийного увода, соединенных фермой. Для защиты СА от воздействия струй ДУ предусмотрен теплозащитйый экран. В отсеке ДУ размещены три твердотопливных Двигателя (основной, разделительный и управляющий), приборы автоматики САС, раскрывающиеся дестабилизаторы и балансировочный груз, обеспечивающие необходимые аэродинамические характеристики ОГБ. После отделения от РКС ОГБ аэродинамически статически устойчив при работе двигателей и в автономном полете во всем диапазоне скоростей применения. После раскрытия дестабилизаторов обеспечивается разворот ОГБ на 180°, при этом СА разворачивается лобовым щитом вперед.

Рис. 10.4. Отделяемый головной блок КК «Союз»: 1 - ДУ САС; 2 - ГО; 3 - орбитальный отсек; 4 - СА; 5 - ложемент; 6 - пиромеханизмы аварийного стыка ГО; 7 - решетчатые стабилизаторы; 8 - приборы автоматики средств САС

Компоновочная схема ОГБ усложняется, когда выше СА расположены другие отсеки КК, а сам КК защищен ГО. Такая компоновочная схема применена на КК «Союз» и «Союз Т».

Отделяемый головной блок КК «Союз» (рис. 10.4) включает СА, орбитальный отсек, часть ГО и ДУ САС. ГО является несущим корпусом ОГБ и служит для размещения основных агрегатов средств аварийного спасения. Силовая связь между ГО и отсеками КК обеспечивается с помощью трех ложементов, опорные площадки которых размещены в двух поясах: верхний расположен в районе стыка между СА и орбитальным отсеком и передает осевые и боковые усилия, нижний находится в районе лобового щита СА и передает только боковые усилия. Конструкция опорных площадок обеспечивает возможность сброса створок ГО после нормального прохождения атмосферного участка траектории или отделения СА от ОГБ в процессе аварийного спасения. На верхнем конусе ГО размещены приборы автоматики средств аварийного спасения, а на нижнем торцевом шпангоуте - четыре раскрываемых решетчатых стабилизатора, уложенные при нормальном полете вдоль образующей ГО (в случае аварии они раскрываются и фиксируются в раскрытом положении). Уводимая часть ГО связана с нижней (остающейся в случае аварии на РН) частью обтекателя с помощью пиромеханизмов.

Двигательная установка системы аварийного спасения КК «Союз» (рис. 10.5) состоит из основного двигателя отделения и увода ОГБ, разделительного двигателя сброса ДУ после нормального прохождения атмосферного участка или отделения СА от ОГБ в процессе аварийного спасения и управляющих двигателей формирования заданной траектории движения ОГБ.

Рис. 10.5. Двигательная установка системы аварийного спасения КК «Союз»

На современных РКС параметры двигателей, входящих в состав ДУ САС, в основном зависят от массовых характеристик ОГБ и составляют:

для основного двигателя - Р = 50 - 150 тс, τ = 2 - 6 с;

для разделительного двигателя - Р = 6-18 тс, τ ≤ 1 с;

для управляющего двигателя - Р = 0,5-2 тс, τ = 0,5 - 1 с.

Отделяемый головной блок - это своеобразный летательный аппарат, рассчитанный на использование в широком диапазоне скоростей (от дозвуковых до гиперзвуковых), поэтому существуют вполне определенные требования к его аэродинамической схеме, в том числе:

обеспечение аэродинамической статической устойчивости для ограничения боковых перегрузок при полете и уменьшения потребной энергетики для увода ОГБ;

уменьшение коэффициента аэродинамического сопротивления для снижения энергетических потерь при уводе ОГБ;

сохранение аэродинамических характеристик РН при сопряжении с ней ОГБ за счет его оптимальной формы.

При выборе аэродинамической схемы ОГБ требуется увязка аэродинамических характеристик СА (основного элемента ОГБ) и ОГБ в целом. Эта задача имеет два решения: первое - при выборе обводов СА принимают компромиссное решение, в равной степени удовлетворяющее как требованиям автономного полета СА, так и полета СА в составе ОГБ; по этому пути пошли американские специалисты при разработке РКС «Меркурий» и «Аполлон», приняв относительно большое значение угла обратного конуса СА, которое хотя и ухудшает соотношение поверхности и объема СА (что приводит к росту массы конструкции и теплозащиты), но, с другой стороны, улучшает положение центра давления ОГБ и позволяет без применения специальных стабилизаторов обеспечить его аэродинамическую статическую устойчивость; второе - оптимизация аэродинамических характеристик ОГБ за счет соответствующего выбора обводов ГО, используемого в качестве корпуса ОГБ, с применением аэродинамических стабилизаторов; этот путь, использованный в РКС «Союз», позволяет практически независимо друг от друга выбирать обводы СА и ОГБ.

Конфигурация отделяемого головного блока РКС «Союз» представляет собой сочетание цилиндрических и конических отсеков ГО и ДУ. При выборе аэродинамической компоновки были рассмотрены различные сочетания геометрических характеристик цилиндрических и конических отсеков и разные варианты сопряжения ГО с отсеком ДУ, а также различные виды аэродинамических стабилизаторов. Было установлено, что наиболее рационально применить в составе ОГБ раскрываемые решетчатые стабилизаторы, которые достаточно эффективно обеспечивают нужное смещение центра давления в раскрытом положении при незначительном увеличении лобового сопротивления, а в закрытом положении не оказывают заметного влияния на аэродинамические характеристики РН.

Проектно-баллистические расчеты - один из основных методов исследования - предполагают анализ и выбор параметров средств спасения, в частности, тяги и импульса ДУ, характеристик средств стабилизации, алгоритмов работы системы управления и т. д.

На участке выведения основные параметры движения РКС (высота, скорость, скоростной напор, угловые отклонения, угловые скорости и т. д.) изменяются в широком диапазоне, что приводит к большому многообразию аварийных ситуаций. Полный анализ всех аварийных ситуаций баллистическими расчетами, даже при условии использования ЭВМ, практически невозможен, поэтому выбирают несколько предельных расчетных случаев, которые в совокупности полностью определяли бы работу средств аварийного спасения. Число расчетных случаев и их параметры зависят не только от условий полета на участке выведения, но и от программы работы и характеристик средств спасения. Рассмотрим некоторые из этих случаев, которые являются основными при разработке средств спасения:

авария на старте; она характерна необходимостью увода ОГБ на высоту, достаточную для срабатывания средств приземления, и на безопасное расстояние по дальности от места аварии;

авария при максимальном скоростном напоре на участке выведения; она вызывает наибольшие трудности отделения и увода ОГБ на безопасное расстояние от РН вследствие больших аэродинамических сил; в процессе аварийного увода в этом случае на ОГБ воздействуют максимальные боковые (n_Y, n_Х) и продольная отрицательная (-n_Х) перегрузки;

авария на границе плотных слоев атмосферы перед сбросом ДУ САС; она характерна максимальной продольной положительной перегрузкой (n^Х).

Для каждого из рассмотренных случаев разрабатывают расчетную модель аварийной ситуации, учитывающую параметры движения РКС в момент аварии, внешние условия полета (плотность воздуха, параметры ветра, факторы взрыва РН и т, д.), а также методику расчета траекторий движения ОГБ или СА.

Осуществление процесса аварийного спасения можно представить в виде последовательного решения комплекса баллистических задач, в каждой из которых проверяется выполнение одного из условий реализации программы спасения, т. е. весь процесс разделяется на ряд участков, характерных своей расчетной моделью и методикой расчета. Среди условий успешного выполнения процесса спасения, одновременно являющихся основными расчетными баллистическими критериями для определенного участка полета, могут быть:

отсутствие соударений и зацеплений элементов конструкции ОГБ и РН в процессе отделения;

увод ОГБ на безопасное расстояние от места аварии и высоту, достаточную для срабатывания системы приземления;

достаточное относительное расстояние между ОГБ и РН;

выполнение ограничений по величинам продольных и боковых перегрузок исходя из переносимости экипажем и сохранения несущей способности конструкции;

обеспечение условий ввода системы приземления;

приземление отсека экипажа вне пределов опасной зоны.

Как правило, баллистические расчеты выполняют в два этапа: на первом, проектном, анализируют и выбирают основные проектные параметры средств спасения, на втором, поверочном, определяют с использованием точных массово-инерционных и энергетических характеристик параметры движения отделяемых и уводимых частей РКС в процессе аварийного спасения, а также рабочие алгоритмы автоматики.

На проектном этапе выбирают энергетику ДУ САС, схему управления движением ОГБ и средства его стабилизации, увязывают средства аварийного спасения с системой приземления, задают временную программу работы средств спасения и разрабатывают требования к чувствительным элементам автоматики (гироскопическим, барометрическим датчикам и т. д.).

Баллистические исследования позволяют сформулировать несколько основных положений, определяющих выбор энергетики средств спасения:

суммарный импульс основного двигателя ДУ САС определяется потребной высотой и дальностью увода отсека экипажа при аварии на старте (авария при максимальном скоростном напоре не является определяющей при выборе этого параметра), а его тяга - в основном условиями спасения в случае аварии при максимальных скоростных напорах и в меньшей степени условиями спасения при аварии на старте;

тяговооруженность (отношение тяги ДУ САС к весу ОГБ) для получения максимальных относительных расстояний между ОГБ и РН должна не менее чем в два раза превышать значение начальной максимальной аэродинамической перегрузки (тем больше, чем больше суммарный импульс ДУ САС) и при этом во всех случаях быть не менее 6 - 8 ед.

При тяговооруженности 6 - 8 ед. высота и дальность увода ОГБ при аварии на старте практически не зависят от тяговооруженности; увеличение тяговооруженности нерационально, так как приводит к неоправданному возрастанию продольных и поперечных перегрузок и, следовательно, к увеличению массы конструкции; при тяговооруженности до 10 ед. возможно вполне допустимое снижение быстродействия системы спасения (в отношении скорости отхода ОГБ от места аварии).

Управление ОГБ заключается в обеспечении определенного соотношения между высотой и дальностью увода ОГБ, а в некоторых случаях и определенного направления увода и формирования траектории увода с ограничениями по величине поперечной перегрузки. Различают несколько путей обеспечения бокового увода и управления ОГБ:

перекос вектора тяги основного двигателя (КК «Меркурий»);

использование одного управляющего двигателя (КК «Аполлон»);

использование нескольких управляющих двигателей (КК «Союз», «Союз Т»).

Наиболее рационален способ бокового увода с помощью управляющих двигателей, так как он требует наименьших энергетических затрат. Кроме того, введение нескольких управляющих двигателей позволяет учесть при выборе направления бокового увода направление и скорость ветра (определяющего направление и величину ветрового сноса приземляющего отсека экипажа) и, следовательно, значительно увеличить дальность точки посадки отсека экипажа от места аварии.

На проектном этапе баллистических расчетов в связи с большим объемом вычислительных работ (из-за большого числа оптимизируемых параметров) целесообразно использование некоторых допущений и упрощенных расчетных моделей.

На поверочном этапе, как правило, решают полную систему уравнений пространственного движения ОГБ и отсека экипажа с учетом всех воздействующих факторов. Наиболее точные результаты получают в случае применения метода Монте-Карло, при котором все величины (массово-инерционные и аэродинамические характеристики, параметры двигателей, системы управления и т. д.), влияющие на параметры движения, задают в виде случайных чисел, распределенных в пределах допусков по определенным законам.

Рис. 10.6. Характер изменения по времени скорости V, высоты Н и дальности L при полете ОГБ и СА в случае аварии на старте

Рис. 10.7. Характер изменения по времени относительного расстояния между РН и ОГБ в случае аварии при максимальном скоростном напоре

Характер изменения основных параметров движения ОГБ КК .«Союз» в случае аварии на старте показан на рис. 10.6, в случае аварии при максимальном скоростном напоре - на рис. 10.7.