ыромятник
ГЫКОВОЧП Ы Е
УСТРОЙСТВА
космических
ап паратон
В С. СЫРОМЯТНИКОВ
СТЫКОВОЧНЫЕ
УСТРОЙСТВА
КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
Москва «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1984
ББК 39.62
С95
УДК 629.78
Рецензент чл.-корр. АН СССР В. И. Феодосьев
Сыромятников В. С.
С95 Стыковочные устройства космических аппаратов,-М.: Ма-
шиностроение, 1984.-216 с., ил.
75 к.
Рассмотрены вопросы теорнн и техники стыковки космических аппаратов. Приведены сведения
о конструкциях, созданных в СССР и США. Анализируются различные принципиальные схемы сты-
ковочных устройств, их типы, конструкции основных механизмов.
Для инженерно-технических работников, специализирующихся в области техники стыковки косми-
ческих аппаратов.
€ 3607000000-412
038(01 )-84
Своди, пл. подписных изд. 1983 г.
ББК 39.62
6T6
© Издательство «Машиностроение», 1989т.
Предисловие
Освоение космического пространства привело к возникновению и раз-
витию новых разделов науки и техники. Создание уникальных систем
космических аппаратов потребовало развития методов конструирования
и решения ряда научных и технических проблем, связанных с проектиро-
ванием, расчетами и имитацией условий работы этих систем в земных
условиях. Одной из таких систем является стыковочное устройство, которое
предназначено для непосредственного соединения космических аппаратов
(КА) на орбите.
По разнообразию выполняемых функций, по трудностям, возникаю-
щим при проектировании и воспроизведении на Земле условий работы,
стыковочное устройство является одной из наиболее сложных и трудоем-
ких в изготовлении систем космической техники.
В настоящее время в СССР и США накоплен значительный опыт
по проектированию и использованию стыковочных устройств. Обширный
материал был получен при осуществлении программы «Союз»-«Аполлон».
Однако публикации в периодических изданиях и доклады на научно-
технических конференциях посвящены в основном краткому описанию
разработанных устройств и отдельным вопросам динамики стыковки.
В то же время насущные задачи дальнейшего совершенствования
космической техники, обобщения и использования накопленного опыта,
подготовки высококвалифицированных специалистов в вузах настоятельно
требуют восполнить этот пробел. В предлагаемой книге систематически
изложены научные и технические аспекты, относящиеся к космической
стыковке, рассмотрены вопросы проектирования, испытаний и использо-
вания стыковочных устройств.
В большей части материал книги опирается на опыт, полученный
при осуществлении проекта «Союз»-«Аполлон».
Книга предназначена прежде всего для специалистов, занимающихся
системой стыковки. Однако подход к решению многих научных и тех-
нических проблем является общим для космической техники в целом,
поэтому книга может быть полезна более широкому кругу специалистов.
Автор прежде всего благодарит всех, кто принял участие в создании
стыковочных устройств и осуществлении орбитальной стыковки, а также
тех, кто прямо или косвенно участвовал в подготовке книги к изданию.
Автор признателен рецензенту члену-корреспонденту АН СССР
В. И. Феодосьеву за ценные замечания, сделанные по содержанию рукописи.
Отзывы и замечания просьба присылать по адресу 107076, Москва,
Б-76, Стромынский пер., д. 4, издательство «Машиностроение».
ВВЕДЕНИЕ
На современном уровне космических полетов все шире используется
орбитальная стыковка. Возрастают требования к стыковочным устройст-
вам и их сложность. Практика и теория орбитальной стыковки, заложен-
ные в 60-е и 70-е годы, превратились в самостоятельное направление
космической техники.
Первые стыковки на орбиТе были выполнены в конце первого деся-
тилетия космической эры, но работы над их осуществлением начались
еще раньше, в начале 60-х годов, вскоре после полета Ю.А. Гагарина.
Второе десятилетие отмечено широким использованием стыковки,
прежде всего, для осуществления проектов «Союз», «Союз»-«Салют»,
«Джемини» - «Аджена», «Аполлон», «Аполлон»-«Скайлэб», «Союз»-
«Аполлон». Их выполнение подтвердило предсказание основоположни-
ка теоретической космонавтики К.Э. Циолковского о широких перспекти-
вах, которые обеспечивает стыковка в космосе, и существенно расширило
представление специалистов о возможностях и средствах ее осуществле-
ния. Особенно наглядно это было продемонстрировано при создании
и использовании космического комплекса «Союз»-«Салют»-«Прогресс».
Применение долговременной орбитальной станции с двумя стыковочны-
ми агрегатами, обеспечивающими жесткое соединение с образованием
герметичного туннеля, а также электрических и гидравлических комму-
никаций, использование транспортных и грузовых кораблей предоставля-
ет огромные возможности длительной и эффективной эксплуатации косми-
ческого комплекса.
Первые стыковочные устройства были созданы для космических кораб-
лей (КК) «Союз» (СССР) и «Джемини» (США); их конструкции не пре-
дусматривали образования герметичного переходного туннеля между КА.
Уже в этих первых разработках использовались разные типы механиз-
мов: чисто электромеханические с применением электромеханического
демпфирования в амортизаторах для КК «Союз» и комбинированные
электрогидравлические для КК «Джемини». Другим существенным отли-
чием является то, что для кораблей «Союз» возможно как полностью
автоматическое управление сближением и стыковкой, так и с участием
космонавтов, а на «Джемини» участие экипажа в управлении было обя-
зательным. Так начали складываться два различных подхода к разработ-
ке техники стыковки в СССР и США.
Осуществление проекта «Союз»-«Салют» и лунной программы «Апол-
лон», явилось большим шагом вперед в развитии техники стыковки.
Был решен ряд принципиальных технических проблем, созданы конструк-
ции с образованием жесткого герметичного стыка с переходным тун-
нелем. Стыковка в первых проектах осуществлена с помощью устройств
4
типа «штырь - конус». Один из агрегатов, имеющий стыковочный ме-
ханизм со штырем, выполнял активную роль, а второй с приемным
конусом - пассивную.
На следующем этапе СССР и США объединили свои усилия по созда-
нию совместимых средств стыковки, было решено разрабатывать прин-
ципиально новую конструкцию андрогинного1 периферийного типа, кото-
рую можно было бы в будущем использовать для осуществления нацио-
нальных и международных проектов, а также оказания в случае необ-
ходимости помощи на орбите.
При осуществлении проекта были пройдены все этапы работ, необ-
ходимых для создания сложной комплексной системы космической тех-
ники, какой является стыковочное устройство. Специалисты обеих стран
совместно выполнили эскизное проектирование и составили техническое
задание (ТЗ) на совместимое стыковочное устройство. В соответствии
с этим ТЗ в обеих странах разработали конструкции стыковочного аг-
регата. Несмотря на общность основной идеи и согласованную конфи-
гурацию, конструктивные схемы основных механизмов АПАСов (андро-
гинных периферийных агрегатов стыковки) КК «Союз»» и «Аполлон» бы-
ли существенно различны. Обе группы специалистов сохранили свой
подход к проектированию. Это оказалось возможным благодаря методу
обеспечения совместимости различных по конструкции агрегатов; совме-
стимость достигалась унификацией минимального количества взаимодей-
ствующих элементов. Большую роль сыграл также предложенный ранее
при создании стыковочного устройства комплекса «Союз»- «Салют» об-
щий принцип обеспечения андрогинности стыкуемых конструкций - прин-
цип обратной симметрии расположения взаимодействующих и соединяе-
мых элементов.
Для отработки конструкции и подтверждения совместимости был вы-
полнен большой цикл экспериментальных работ. Испытания проводились
в обеих странах как раздельно, так и совместно. На заключительном
этапе была выполнена наземная контрольная стыковка летных экземпля-
ров стыковочных агрегатов.
Четырехлетняя напряженная работа была увенчана успешной двухкрат-
ной стыковкой в космосе, причем каждый из андрогинных агрегатов
выполнил поочередно активную и пассивную роль.
В целом, успешное осуществление проекта «Союз»-«Аполлон» способ-
ствовало дальнейшему прогрессу в технике стыковки. Широкий обмен
опытом и идеями, сосредоточение значительных усилий в течение сравни-
тельно короткого отрезка времени и, в определенной степени, состяза-
тельный характер работы были очень полезны.
Содержание книги так же, как разработанные ранее и изложенные
здесь методы проектирования, анализа и испытаний базируются на фак-
тическом материале по созданным до настоящего времени в СССР и
США стыковочным устройствам; их описание и основные технические
характеристики приведены в гл. 1. Здесь же рассмотрены общие сведения
по стыковочным устройствам, такие как технические требования, клас-
сификация, структурный анализ и др.
1 Андрогы:ный-древнегреческий термин, означающий «двуполый».
5
В ограниченном объеме стыковочного агрегата сосредоточено большое
количество взаимодействующих механизмов и связанных между собой
элементов. Поэтому значительные трудности вызывают проектирование
принципиальной схемы устройства в целом и общая компоновка сты-
ковочных агрегатов. Сложность выполняемых операций, пространствен-
ность кинематики, многофункциональность дополнительно затрудняют вы-
бор и проектирование принципиальных схем основных механизмов. Внеш-
няя конфигурация, расположение и размеры направляющих элементов
определяют взаимодействие после первого касания. Их выбор опреде-
ляется в основном* начальными условиями стыковки, обеспечиваемыми
системами сближения КА на конечном участке. Проведенные разработ-
ки и анализ, классификация стыковочных устройств и основных механиз-
мов позволили выработать общие и детальные рекомендации по выбору
принципиальных схем и отдельных параметров конструкций. Этим воп-
росам посвящена гл. 2.
Высокая надежность является одним из важнейших требований, предъяв-
ляемых к космической технике. Задача усложняется тем, что необходимо
обеспечить надежность сложной комплексной системы, спроектирован-
ной с минимальными запасами по развиваемым силам и прочности.
Эта конструкция должна выполнять заданные функции в жестких косми-
ческих условиях, диапазон изменения которых и воздействие на элемен-
ты не всегда могут быть определены с достаточной достоверностью.
В силу уникальности каждого космического эксперимента, высокой «це-
ны» отказов в полете необходимо обеспечить выполнение задачи, как
правило, с первой попытки. Все эти причины вызывают необходимость
тщательно продуманной программы экспериментальной отработки и ис-
пытаний. Программа экспериментальной отработки должна быть увязана
с теоретическим анализом, прежде всего, надежности.
В гл. 2 излагается метод анализа и обеспечения надежности на основе
оценки критичности потенциальных отказов для многофункциональных
систем, к которым относится стыковочное устройство. Этот метод эффек-
тивен не только на этапе разработки, он позволяет подготовить обосно-
ванную программу отработки и эксплуатации системы. При подготовке
к летным испытаниям составляется перечень так называемых нештатных
ситуаций, возникающих при отказах в системах КА, и путей выхода
из них. Описаны также методы обеспечения совместимости стыкуемых
агрегатов и андрогинности.
Более детально вопросы конструирования стыковочных устройств рас-
смотрены в гл. 3. Систематизируются и детализируются требования
к конструкции. Излагается и обосновывается подход к проектированию
основных механизмов, узлов и элементов. Поскольку большая. часть
механизмов стыковочного устройства работает в открытом космосе, опи-
сываются меры, которые принимаются для обеспечения работоспособ-
ности в этих условиях. Большое внимание уделяется проектированию
замков стыковочного шпангоута являющихся, как правило, наиболее
критичным механизмом этого устройства. Приводится перечень мероприя-
тий, обеспечивающих высокую надежность при выполнении всех задан-
ных функций. Описываются особенности конструкций, разработанных
6
Значительный раздел книги посвящен динамике стыковки. Космиче-
ская стыковка, по существу, впервые поставила задачу амортизации при
произвольном столкновении двух свободных в пространстве конструкций
Это потребовало не только разработки и применения целой амортиза-
ционной системы-необходимо было создать методы математического
моделирования этого процесса. Основы этих -методов изложены в гл. 4.
Для анализа используются как элементы теории классического удара
твердых тел, так и уравнения, учитывающие конечные деформации амор-
тизаторов и конструкций. Наибольшие трудности вызывают описание
геометрии взаимодействующих поверхностей и- отыскание точек взаимо-
действия, особенно для периферийных стыковочных' устройств.
Для проектирования, синтеза и анализа амортизационной системы
необходимы более простые инженерные 'методы. Ц гл. 5 излагается
метод, который основан на сведении- произвольного взаимодействия двух
твердых тел через систему амортизаторов к существенно более простой
модели, описываемой системой дифференциальный уравнений деформации
амортизаторов. Задача рассматривается при различных видах связей
в точке взаимодействия, характерных для процесса амортизации до и
после сцепки. Приводятся уравнения, учитывающие инерционность под-
вижных частей амортизаторов. Изложенный метод используется далее
для анализа и расчета амортизационных систем двух основных типов
стыковочных устройств: «штырь-конус» и периферийных. Рассматривается
влияние массовых и геометрических характеристик стыкуемых КА на про-
цесс амортизации. Анализируются различные схемы амортизационных
систем, типичные случаи их работы при различных фазах стыковки и со-
ответствующие уравнения, описывающие их поведение. Показывается влия-
ние отдельных параметров системы на процесс амортизации и даются
конкретные рекомендации для проектирования.
Создание стыковочных устройств потребовало усовершенствования из-
вестных и разработки новых механизмов и элементов. К ним, в част-
ности, относятся некоторые энергопоглощающие элементы амортизаторов
(гл. 6). Среди них центральное место занимают электромеханические демп-
феры, применение которых позволило обойтись без гидравлических меха-
низмов и создать чисто электромеханические стыковочные устройства.
Работа электромеханических демпферов в силовых ударных амортизато-
рах, не имеющая прецедента в технике, имеет существенные особенности.
При амортизации ротор тормоза может разгоняться за единицы милли-
секунд до скорости в несколько тысяч оборотов в минуту. Требуется
тщательность при выборе параметров тормоза и демпфера в целом.
В гл. 7 приведены материалы по испытаниям стыковочных устройств
и по наземному испытательному оборудованию. Наибольшие трудности
вызывает воспроизведение на Земле движения и взаимодействия КА
в условиях невесомости. В настоящее время используются динамические
стенды, основанные на чисто механических моделях стыкуемых КА.
Нашли применение также комбинированные методы моделирования, так
называемые гибридные стенды, использующие вычислительную технику
и силовые следящие приводы для воспроизведения относительного движе-
ния испытуемых агрегатов при стыковке. Рассмотрены вопросы теории
и проектирования стендов, проведен их сравнительный анализ.
7
Глава 1
ТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА СТЫКОВКИ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
1.1. ОСНОВНАЯ ТЕРМИНОЛОГИЯ
/
Управляемые системой сближения и ориентации космические аппараты
(рис. 1.1) доводятся до касания с определенной скоростью и положением
(начальными условиями), с этого момента начинается процесс стыковки,
который завершается жестким соединением. После окончания полета в
состыкованном состоянии происходит расстыковка путем освобождения
механических связей и расталкивания КА. Для пилотируемых полетов,
как правило, осуществляется герметичное соединение с образованием пе-
реходного туннеля.
Соединение КА осуществляется двумя установленными на них сты-
ковочными агрегатами (СТА). Два ответных (создаваемых друг для друга)
агрегата называются стыковочным устройством (СТУ). Стыковочный аг-
регат наряду со стыковкой с ответным агрегатом может также стыко-
ваться с другим, существенно отличающимся по конструкции, но сов-
местимым с ним.
СТУ обычно стремятся спроектировать так, чтобы все операции по
стыковке и расстыковке выполнялись одним агрегатом, называемым
активным, второй является при этом пассивным. Агрегат, который может
быть как активным, так и пассивным, называется андрогинным. Андро-
гинный агрегат, кроме того, является ответным идентичному СТА, т.е. са-
мому себе; он может быть также совместим с другим активным или
пассивным агрегатом.
В отличие от непосредственной стыковки с помощью СТУ стыковка
КА может быть произведена с помощью промежуточного механизма,
манипулятора, который вначале осуществляет механический захват КА,
являющийся аналогом сцепки стыковочным механизмом.
Рис. 1.1. Средства сближения и стыковки кораблей «Союз»:
«-пассивный; б-активный
8
1.2. ТРЕБОВАНИЯ, ФУНКЦИИ И ОПЕРАЦИИ.
СТРУКТУРА СТЫКОВОЧНОГО УСТРОЙСТВА
Основной задачей любого СТУ является механическое соединение КА
с возможностью многократных стыковок и расстыковок. Требования к это-
му соединению (стыку) могут быть различными по точности, жесткости,
прочности, герметичности и т.п.
Наиболее распространенным требованием является образование точно-
го (допустимые смещения примерно на два порядка меньше диаметра
стыка), прочного и жесткого (одного порядка с прочностью и жесткостью
других отсеков КА) стыка. При соединении двух пилотируемых КА не-
обходимо обычно герметичное соединение, СТУ должно обеспечить по-
лет аппаратов в состыкованном состоянии, после чего они должны рас-
стыковаться. Кроме трех основных функций (стыковки, сохранения со-
стыкованного состояния и расстыковки) СТУ может выполнять также
дополнительные функции.
СТУ должно выполнять свои функций в заданном диапазоне на-
чальных условий стыковки с учетом работы систем управления (СУ)
обоих КА. В совместном полете должны выдерживаться все расчетные
нагрузки на стык в условиях космического пространства при всех возмож-
ных схемах и условиях полета, СТУ должно выполнять эти функции
после прохождения цикла наземной подготовки и вывода на орбиту.
К СТУ предъявляются, как правило, два основных требования: вы-
сокая надежность (и безопасность экипажа в пилотируемых полетах)
и малая масса. Имеют значение также другие технические, эксплуата-
ционные и экономические показатели: совместимость и компонуемость
на данных КА; технологичность изготовления, испытаний и эксплуата-
ции; сроки создания; удобство и' эффективность управления и контроля;
величина энергопотребления; время выполнения операций; стоимость
и др.
Для осуществления стыковки, сохранения состыкованного состояния
и расстыковки СТУ должно выполнять следующие основные операции:
1) амортизацию; 2) компенсацию начального промаха; 3) сцепку (обра-
зование первичной связи); 4) выравнивание; 5) стягивание; 6) совмеще-
ние стыка с окончательным выравниванием; 7) жесткое соединение с гер-
метизацией стыка (образование вторичной связи); 8) расстыковку (с разъеди-
нением первичной и вторичной связей); 9) расталкивание КА после разъеди-
нения; 10) сигнализацию в систему управления и контроля КА. Часть
этих операций может не выполняться, например образование вторичной
связи, герметизация и т.п.
СТУ выполняют также дополнительные операции: 1) открытие крышек;
2) освобождение туннеля; 3) соединение электрических й гидравлических
разъемов; 4) обеспечение наддува и сброса давления из туннеля; 5) про-
верка герметичности и др.
Стыковка и расстыковка могут выполняться: 1) автоматически; 2) с
Дистанционным управлением с пульта космонавта (ПК); 3) с дистанци-
онным управлением с Земли по командной радиолинии (КРЛ); 4) вручную.
Выполнение операций контролируется на ПК (в пилотируемых полетах)
и с помощью радиотелеметрической системы в ЦУПе (Центре управления
9
полетом). В СТУ предусматриваются механизмы, дублирующие полностью
или частично выполнение ответственных операций. Резервирование-одно
из основных средств повышения надежности СТУ. '
Стыковочное устройство состоит из двух агрегатов. Механизмы и эле-
менты СТА, предназначенного для образования точного и жесткого сты-
ка, конструктивно и/или функционально делятся обычно на четыре группы:
1) корпуса; 2) стыковочного механизма-4СТМ); 3) стыковочного шпан-
гоута; 4) дополнительные узлы и элементы.
Корпус со стыковочным шпангоутом является основой и несущим
элементом СТА, на котором устанавливаются СТМ и механизмы сты-
ковочного шпангоута. Он воспринимает нагрузки как при стыковке, так
и в совместном полете. Кроме того, корпус герметичного СТА явля-
ется частью оболочки отсека, на который он устанавливается.
Стыковочный механизм выполняет основные операции по образованию
первичной механической связи от первого касания, t включая амортиза-
цию, компенсацию промаха, сцепку, выравнивание и стягивание, вплоть
до соприкосновения стыковочных шпангоутов. После образования вторич-
ной механической связи при стыковке, а также при расстыковке выпол-
няется расцепка.
Стыковочные шпангоуты двух агрегатов соединяются между собой
с помощью расположенных на них замков. На шпангоутах устанавли-
ваются также другие элементы, обеспечивающие соединение, герметиза-
цию и расстыковку.
Эти основные группы механизмов выполняют операции по непосред-
ственному механическому соединению КА и расстыковке. Кроме них в
состав СТА, как правило, входят узлы и элементы, которые предназна-
чены для дополнительных операций, в большей или меньшей степени
связанных со стыковкой и расстыковкой. К ним относятся крышки пе-
реходного туннеля с механизмами открытия и герметизации; элементы
системы наддува туннеля, проверки герметичности стыка и сброса дав-
ления; принадлежности для выполнения ручных операций; электро-, пнев-
мо- и гидроразъемы.
СТМ и механизмы стыковочного шпангоута имеют существенные
особенности как в конструкции, так и в технологии изготовления, требу-
ют разной методики испытаний и оборудования для них. Поэтому та-
кор деление не является формальным, предусматривает определенную
организацию проектирования, производства и отработки. Обычно СТМ
выделяется в конструктивно и технологически законченную сборку.
13. СИСТЕМА СТЫКОВКИ
Большая часть операций при стыковке и расстыковке выполняется
с помощью электрических, гидравлических или пневматических приводов.
Для одноразовых операций нередко используются пиротехнические сред-
ства. Приводы включаются и выключаются по командам с пультов
управления космических кораблей, от автоматической системы управления
КА или с Земли. Для автоматического выключения приводы снабжаются
концевыми выключателями, в ряде случаев это электромеханические дат-
чики, расположенные на подвижных элементах механизмов, например
10
Рис. 1.2. Взаимосвязь систем и средств управления и контроля при стыковке корабля
<<Союз» и станции «Салют»
/-система управления орбитальной станцией; 2-блок автоматического управления станцией;
3-система электропитания; 4-пульт космонавта; 5-блок управления стыковкой; б-блок ав-
томатического управления кораблем; 7-система управления КК; S-командная радиолиния;
9-радиотелеметрическая линия; /0-линия голосовой связи; //-центр управления полетом
(ЦУП); /2-наземный измерительный пункт
датчики касания, на стыке и др. Эти датчики используются также для
автоматического управления стыковкой. Они необходимы для осуществле-
ния контроля за выполнением операций по стыковке и расстыковке,
за положением механизмов и состоянием конструкции. Этот контроль
производится космонавтами и специалистами в ЦУПе.
Термин «система стыковки» в отечественной технике относится к
комплексу бортовых средств управления, контроля и исполнительных
механизмов СТУ, включая элементы автоматики и связи с другими
системами КА.	,
Для управления механизмами СТУ используется прибор, называемый
обычно блоком управления стыковкой (БУС), который выполняет две
основные функции: 1) коммутацию двигателей и электромагнитов при-
водов; 2) логическую обработку сигналов управления (от датчиков выпол-
нения операций и от других взаимодействующих систем КА) и выработ-
ку команд, выдаваемых в коммутационную часть прибора и в другие
системы.
На рис. 1.2 показана совокупность основных бортовых и наземных
средств управления и контроля, используемых при стыковке и расстыков-
ке космического транспортного корабля «Союз» и орбитальной станции
«Салют». Взаимосвязь систем при выполнении операций осуществляет
Центральная система управления аппаратом, которая обеспечивает: 1) пе-
редачу команд, поступающих по командной радиолинии и с пульта
космонавта; 2) обмен командами с другими системами (например, выклю-
чает систему управления ориентацией и движением КА при первом касании);
11
3) блокировку на выдачу команд, выдаваемых с ПК и по командной
радиолинии, или автоматически .вырабатываемых системой при определен-
ных состояниях механизмов и датчиков; 4) временной контроль и управ-
ление отдельными операциями и автоматическими циклами.
Блокировки широко используются в системе стыковки так же, как в дру-
гих системах КА, для исключения нежелательных и опасных действий,
неправильной последовательности команд и т.д. Например, чтобы избе-
жать неожиданной или случайной расстыковки, перед выдачей основной
команды на разделение КА, необходимо выдать предварительную
команду. При отсутствии последней электрическая цепь основной команды
остается разомкнутой.
Для автоматического выключения электрического питания в случае
преждевременной, остановки приводов или неполного выполнения опера-
ций применяется временной контроль. Специальный прибор вырабаты-
вает электрические сигналы в определенной временной последователь-
ности, которые используются в БУСе для опроса состояний системы.
Например, если к определенному моменту времени привод не достиг
заданного положения, электрическое питание системы выключается и на
ПК загорается предупреждающий транспарант. Электрические сигналы от
программного прибора используются также для управления основными
механизмами при нормальной работе и резервными при возникновении
отказов в системе и для включения соответствующей сигнализации на ПК.
В общем случае на обоих стыкуемых КА имеются блоки управления
стыковкой, с помощью которых при взаимодействии с другими система-
ми осуществляется управление механизмами активного и пассивного СТА.
При наличии автоматически соединяемых электроразъемов стыка возмож-
но управление отдельными механизмами стыковочного агрегата одного КА
со стороны другого. Так, при стыковке КК «Союз» после соединения
разъемов космонавты могут выдать команду на закрытие и открытие
замков стыковочного шпангоута на пассивном агрегате станции «Салют».
Через эти разъемы осуществляется также связь между взаимодействую-
щими при стыковке экипажами.
При управлении из ЦУПа (см. рис. 1.2) для передачи и приема ин-
формации и команд используется весь комплекс бортовых и наземных
средств. После автоматической обработки информация поступает на пуль-
ты управления и контроля дежурных операторов, в том числе специалис-
тов по системе стыковки, входящих в группы управления и анализа.
1.4. НАЧАЛЬНЫЕ УСЛОВИЯ ПРИ СТЫКОВКЕ
При стыковке КА сближаются таким образом, чтобы выдерживалось
соосное положение стыковочных агрегатов, определенная продольная и
нулевые скорости по остальным линейным и угловым координатам
[14, 15]. Естественно, параметры относительного движения имеют раз-
брос, определяемый свойствами измерительных средств относительного
положения и скоростей, а также характеристиками систем управления.
Возможные значения относительных координат, определяющих отклонения
от соосного положения, и их первые производные при механическом
контакте (рис. 1.3) называются начальными условиями стыковки и оп-
12
Рис. U. Начальные условна при стыковке:
Xty, z-система координат отсчета параметров начальных условий; Fj, V°, V° - относительные
скорости; Дг(Ду, Дг)-боковые смешения; Д6(Д<|»)-углы между осью х и проекпией оси х, на
плоскость xy(xz)
ределяют одно из основных технических требований для проектирования
и испытаний СТУ. Относительное положение и скорости поступатель-
ного перемещения обычно выдерживаются с помощью системы управле-
ния движением активного КА и ориентацией или стабилизацией (вра-
щением вокруг центров масс) обоих аппаратов. При полностью автома-
тическом управлении используются радиолокационные системы, измеряю-
щие относительные линейные и угловые координаты и их производные.
При участии экипажа в управлении применяются оптические визиры и
телекамеры на активном КА, мишени и оптические индексы пространст-
Рис. 1.4. Визирные средства КК «Союз» и «Аполлон»:
“'Для перестыковки; б-для стыковки по ЭПАСу; I-мишень на переходнике PH; 2-изобра-
*еиие сетки в поле зрения; 3-левый передний иллюминатор командного модуля (КМ); 4-по-
ложение правого глаза астронавта; 5-основная мишень; б-резервная мишень; 7-визирное
устройство; 8 мишень стыковочного модуля (СМ)
13
венного типа-на пассивном (см. рис. 1.1 и рис. 1.4). Такие мишени
позволяют измерять как линейные, так и угловые отклонения КА от
соосного положения.
- Соосное положение визиров и мишеней, а также ответных антенн
радиолокаторов, согласуется с соосным положением СТА. Наблюдая
мишень на экране визира, пилот активного аппарата с помощью двух
трехстепенных ручек управления воздействует на исполнительные орга-
ны корабля так, чтобы поддерживалось соосное сближение с пассивным
с заданной скоростью.
Пассивный КА При сближении поддерживает угловую стабилизацию,
а при наличии автоматического радиолокатора-ориентацию на активный.
Последняя обычно уменьшает разброс начальных отклонений и скоростей.
Отклонения от соосного положения удобно задавать (см. рис. 1.3)
двумя линейными координатами Ду и Az по осям у и z, связанным
с пассивным СТА (плоскость yz располагается по срезу приемного ко-
нуса или направляющих выступов) и двумя плоскими углами Дф и ДО
между продольными осями КА х, и х2, лежащими в плоскостях x2z2
и х2у2 и углом Д<р пересечения плоскостей x,yj и х2у2 в плоскости yz.^
Относительные скорости центров масс задаются в проекциях на оси х, у, z,
угловые скорости ф°, ф°, 9, и ф°, ф°, О?-8 проекциях на связанные
с ними оси.
Суммарные отклонения стыковочных агрегатов от соосного положения
складываются из погрешностей: 1) установки измерительных средств (ми-
шени, визира, антенн); 2) установки СТА; 3) измерения; 4) динамических,
возникающих в процессе управления.
Для уменьшения погрешностей установки, а также чтобы избежать
значительных систематических ошибок, например разворота на 180°,
предусматриваются проверки и юстировки. Так, при работах по ЭПАСу
использовался комплект приспособлений, с помощью которых производи-
лась последовательная проверка правильности двух стыковок (командного
Рис. 1.5. Схема проверки и юстировки мишеней (ЭПАС):
о-средства для стыковки КМ и СМ; б-средства для стыковки К К «Союз» и «Аполлон».
1 -СТМ на командном модуле; 2 - приспособь ше с мишенью; 3 - приспособление с имитато-
ром визира КМ; 4-мишеиь; 3-ферма PH; б-приемиый конус на СМ; 7-имитатор КК
«Аполлон»; 8-приспособление с имитатором визира; 9-АПАС; 10-мишень на КК «Союз»
14
модуля КК «Аполлон» со стыковочным модулем при перестыковке и
стыковочного модуля КК «Союз» с помощью АПАСов); одновременно
производилась юстировка мишиней (рис. 1.5).
Как было сказано, управление при сближении построено обычно так,
что отдельные каналы системы осуществляют вращения КА относитель-
но осей .xf, yf, zf (i = 1,2) и перемещений центра масс активного КА
вдоль осей -<1, .У1, zr В то же время регулирующими воздействиями
в системе управления являются отклонения от соосного положения,
измеряемые в общем случае в другой системе к оординат. Например,
наблюдаемые отклонения центра мишени от перекрестья визира могут
вызываться как линейными, так и угловыми перемещениями за счет сме-
щения линии визирования относительно продольной оси СТУ; угловые
ошибки по крену вызывают дополнительные боковые отклонения. В ре-
зультате, угловые и линейные отклонения по разным координатам обыч-
но взаимосвязаны. Тем не менее ввиду случайного характера погреш-
ностей для малых значений отклонения по разным координатам в пер-
вом приближении могут считаться независимыми случайными величинами
с нормальными законами распределения.
Чтобы определить возможный диапазон начальных параметров (от-
клонений и скоростей), проводят анализ погрешностей всех видов. Дина-
мические составляющие определяются моделированием. В табл. 1.1 при-
ведены максимальные значения отклонений и скоростей по разным ко-
ординатам, в принципе относящихся к различным их сочетаниям. Однако
при проектировании и испытаниях СТУ принято рассматривать их наи-
более неблагоприятные сочетания, например такие, при которых макси-
мальна кинетическая энергия относительного движения или может не
произойти сцепка; при эзом используются максимальные значения сразу
по нескольким параметрам. Такой подход к созданию СТУ приводит
к определенной избыточности его характеристик (большей энергоемкости
амортизаторов и т.п.). Иногда возникает необходимость использовать'
эту избыточность, например, для уменьшения размеров и облегчения
конструкции. Анализ зон видимости мишени при ручном управлении или
возможных сочетаний максимальных отклонений и скоростей по различ-
ным координатам при автоматическом управлении позволяет сузить диа-
пазон начальных условий. Подобный подход продемонстрировали спе-
Таблица 1.1
Начальные условия стыковка для проектирования СГУ
Проекты СТУ	и° м/с	+ Дг, (Av, Дт), м	+ м/с’	± Дф (Д6). гра- дус	+ Ф0(ё°х градус/с	± Дф, гра- дус	±Ф°, градус/с
«Союз» - «Салют» « Джемини» - «Аджейа»	0,1...0,6 (0,5) 0,03...0.46	0,4 0,3	0,1 0,15	7 10	1,0	15 10	1,0
«Аполлон» - «Скайлэб»	0,03...0,3	0,3	0,15	10	1,0	10	1,0
ЭПАС	0,05...0,3	0,3	0,1	7	1,0(акт.) 0,1 (пас.)	7	1,0 (акт.) 0,1 (пас.)
ЭПАС после изменения	0,1...0,3	0,3	0,1	5	0,7 (акт.) 0,1 (пас.)	5	0,7 (акт.) 0,1 (пас.)
15
Таблица 1.2
Начальные условия стыковки, получеввые при тренировках астронавтов на тре-
нажере ЭПАС в Центре нм. Джонсона, НАСА, 7.12.74 г.
№ йе- ны- та- нин	м/с	Ду, м	м/с	5,1?	м/с	ф. градус	Ф. градус/с	0, градус	о, градус/с	<р, градус	Ф. градус/с
1	-0,136	-0,027	-0,007	-0,093	0,017	-0,448	-0,005	-0,196	0,007	-0,28	0,01
2	-0,146	0,148	0,001	-0,042	-0,001	0,63	-0,007	-0,028	0,004	-0,149	-0,019
3	-0,033	0,077	0.019	0,24	0,006	0,453	0,026	-1,958	0,088	1,549	-0,033
4	-0,028	-0,016	-0,023	-0,146	0,015	0,217	0,212	0	-0,342	-0,67	0,028
5	-0,145	-0,021	-0,005	0,095	0,008	-0,104	0,004	-0,531	-0,018	-0,149	0,026
6	-0,138	0,101	0,008	-0,166	-0,006	0,263	0,06	-0,196	0,009	0,038	0,178
7	-0,158	-0,013	0,001	-0,063	0	—0,084	0	-0,615	-0,006	-0,138	0,001
8	-0,156	0,014	0	-0,089	0	-0,204	0,002	-0,112	-0,038	-0,131	-0,035
9	-0,146	-0,057	-0,005	-0,026	0,005	-1,59	0,04	-0,42	0,021	0,132	0,001
10	-0,146	0,088	0,005	0,057	0,001	0,298	0,003	-0,811	-0,011	0,019	-0,008
циалисты НАСА на одном из этапов отработки АПАСа. На основе
анализа данных, полученных при тренировках астронавтов на тренажерах
(табл. 1.2), были уменьшены максимальные значения угловых отклонений
и поперечной скорости.
Анализ результатов летных испытаний как при полностью автомати-
ческом управлении, так и с участием пилотов подтверждает, что обычно
начальные параметры существенно меньше задаваемых максимальных зна-
чений.
Интересный анализ был проведен после того, как командир КК «Аполлон-14»
А. Шепард произвел стыковку с лунной кабиной только с шестой попытки [43].
Стыковочный механизм, у которого не срабатывали защелки головки, и прием-
ный конус были возвращены на Землю. Следы на конусе (рис. 16) позволили
определить величину промахов сразу при шести стыковках и оценить возмож-
ности пилотов в стрессовом состоянии.
Предполагается, что измерение параметров относительного движения
в будущем будет производиться с большей точностью. Это наряду с усо-
вершенствованием управления КА при сближении позволит уменьшить
величину начальных смещений и разброса скоростей.
Интерес представляют также границы начальных условий, при которых
можно рассматривать разработку СТУ, осуществляющего непосредствен-
Рнс. 1.6. Приемный ковус со
следами соударений головки
СТМ при стыковках КК «Апол-
лон-14»:
1, 2, 3, 4-широкие непрерывные
следы, имеющие слабые вмятины
и царапины на твердом смазочном
покрытии; 5. б-блестящие следы на
покрытии
16
ос соединение стыковочных шпангоутов, без использования СТМ. Оцен-
показывают, что для этого необходимо увеличить точность систем
ближения на порядок по сравнению с существующей.
Величины боковых Ar (Ду, Az) и, частично, угловых отклонений А<р, Аф,
д0 определяют размеры направляющих и буферных элементов СТМ (диа-
метр среза приемного конуса, длину направляющих выступов и т. п.). Мак-
симальные значения отклонений по-разному влияют на выбор размеров
элементов и габариты различных типов СТУ (см. подразд. 2.6.2 и 2.7.2).
Максимальные линейные и угловые скорости КА, их инерционные и
геометрические характеристики определяют энергоемкость амортизаторов
СТМ- При сближении КА сообщается определенная продольная (вдоль
оси х) скорость сближения V®, так как для срабатывания защелок, осуществ-
ляющих сцепку, необходима определенная энергия Кроме того, перед
сцепкой часть энергии теряется при соударениях с промахом, за счет
чего к моменту сцепки скорость сближения КА уменьшается по срав-
нению с начальной. Существует нижний предел продольной скорости
Kxmin, гарантирующий сцепку. Возможный разброс дает максимальное
значение продольной скорости = K°min + АУХ, которое определяет
максимальную энергию соударения КА. Для облегчения сцепки и умень-
шения нижнего предела скорости У^т;п используются также двигатели
реактивной системы управления (РСУ) действующие в направлении про-
дольной оси х.
При стыковке, после касания, системы управления КА могут затруднять
сцепку. После сцепки действие работающих систем управления может уве-
личивать энергию относительного движения, поглощаемую амортизатора-
ми, и кроме того создавать возмущения в процессе стягивания. Поэто-
му после сцепки системы управления обычно выключаются или изменя-
ется режим их работы. Если же они остаются включенными, их действие
должно учитываться при проектировании, анализе и испытаниях СТУ.
В принципе возможно такое управление одним или обоими стыкуемыми
КА, при котором нагрузки и относительные перемещения уменьшаются.
При стыковке с использованием универсального манипулятора преду-
сматривается «зависание» КА в непосредственной близости друг от друга
(на расстоянии 5... 10 м). При этом скорости поступательного перемещения
должны выдерживаться с существенно большей точностью, чем при не-
посредственной стыковке. Кроме того, небольшие силы, развиваемые ма-
нипулятором, обусловливают дополнительные ограничения по относитель-
ным скоростям при захвате.
1.5. СОЗДАННЫЕ СТЫКОВОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
И ИХ ОСОБЕННОСТИ
1.5.1. Стыковочвое устройство КК «Союз». Это устройство (рис. 1.7) было пер-
вой отечественной конструкцией, испытанной на орбите.
с помощью этого СТУ 30 октября 1967 г. была осуществлена первая
автоматическая стыковка беспилотных КА «Космос-186» и «Космос-188». Актив-
ный и пассивный СТА были установлены на пилотируемые корабли «Союз-4» и
*'-оюз-5» и произведена их стыковка. В СТУ не предусматривалось образование
еРМетичного переходного туннеля, поэтому космонавты А. С. Елисеев и Е. В. Хру-
°в совершили переход из. корабля в корабль через открытый космос.
Стыковочное устройство КК «Союз», спроектированное в виде электромеха-
ической конструкции [49], заложило основы чисто электромеханического иалрав-
ГНа^чно - тех. . ^гная I 17
Рис. 1.7. Стыковочное устройство КК «Союз»:
/-активный СТА; 2-гнездо; 3-СТМ; 4 - направляющий штырь; 5-пассивиый СТА; б-при-
емный конус; 7-/незло; S-пазы для защелок; 9-электроразъемы
ления конструирования стыковочных устройств. При этом был решен ряд проект-
ных. конструкторских и испытательных проблем. В частности, впервые было
применено электромеханическое демпфирование [48] в силовых амортизаторах.
В целом, разработка и использование этого СТУ явились важным шагом в созда-
нии техники стыковки. СТУ КК «Союз» предназначено для осуществления:
1) многократной стыковки КА при начальных условиях, приведенных в табл. 1.1,
с образованием точного соединения стыковочных шпангоутов; 2) соединения
электрического разъема для образования межкорабельной связи; 3) многократной
расстыковки; 4) резервной расстыковки путем отстрела СТМ, а также упоров
гнезда со стороны пассивного СТА.
СТУ состоит из активного и пассивного агрегатов. В центре активного
установлен стыковочный механизм со штырем, который при стыковке входит
в приемный конус пассивного агрегата. На стыковочных шпангоутах агрегатов
расположены направляющие штыри (пассивный) и ответные гнезда (активный),
вилка и розетка электрического разъема и датчики совмещения стыка.
СТМ установлен на переходнике, который прикреплен к активному СТА
четырьмя пирозамками. Приемный конус пассивного агрегата заканчивается гнез-
дом, содержащим датчики сцепки и пироболты резервной расстыковки.
Стыковка начинается после касания головки штанги о приемный конус. По
сигналу от датчика касания система управления активного КА выключается и
включаются двигатели РСУ, создающие силу вдоль оси х для ускорения сцепки.
При касаниях происходит амортизация соударения КА. После нескольких ударов
головка штанги входит в гнездо приемного конуса, где происходит сцепка. За-
щелки, попадая в ответные пазы гнезда, обжимаются в промежуточное поло-
жение так, что срабатывает датчик сцепки. По сигналу от этого датчика РСУ
активного КА выключается; СУ пассивного КА выключается по сигналу датчика
сцепки в гнезде приемного конуса. Если срабатывание датчика касания 2 происходит
при первом касании (о торец стыковочного шпангоута), РСУ автоматически вклю-
чается на отвод активного КА.
После сцепки энергия соударения поглощается продольным амортизатором и
гибкой штангой. Развороты КА после сцепки ограничиваются круговым упором
каретки, а энергия разворота поглощается за счет деформации штанги и других
деталей СТУ.
Привод СТМ включается на стягивание при наличии сигнала о сцепке и
срабатывании датчика касания. Выравнивание по тангажу, рысканию и крену
18
поизводится в процессе стягивания с помрщью рычажного механизма. На началь-
ном ходе стягивания каретка удерживается неподвижно относительно корпуса, за
счет чего рычаги разводятся до упора их в конус. При этом защелки головки
подтягиваются внутри суживающихся пазов гнезда. При упоре в скосы пазов
создается крутящий момент относительно продольной оси, и производится вырав-
нивание по крену. В подтянутом положении защелки головку фиксируются в
пазах гнезда, для того чтобы обеспечить расталкивание КА при расстыковке.
По окончании выравнивания толкатели каретки освобождаются, после чего каретка
движется вместе со штангой. Окончательное выравнивание производится направ-
ляющими штырями и гнездами, а на конечном участке стягивания соединяются
розетка и вилка электроразъема.
н Сигнал на выключение привода поступает от датчиков совмещения стыка. Для
того чтобы привод стянул шпангоуты с максимальной силой, выключение его
производится через несколько секунд после срабатывания датчика. Штанга удер-
живается в стянутом положении стопорной муфтой, тормозящей редуктор после
выключения электродвигателя.
Штатная расстыковка производится с помощью привода СТМ. При подго-
товке к расстыковке штанга выдвигается в крайнее переднее положение. С по-
мощью средней тяги и цангового упора малый винт вначале удерживается не-
подвижно, при этом сжимаются пружины амортизаторов, запасая энергию для
последующего расталкивания КА. В крайнем переднем положении срабатывает
цанговое устройство, малый винт освобождается, и головка движется вперед под
действием пружин, при этом защелки головки утапливаются с помощью внутрен-
ней тяги. За счет энергии пружин и дополнительного действия РСУ активного
КА аппараты разводятся.
Резервная расстыковка может быть произведена как со стороны активного,
так и со стороны пассивного СТА. По команде резервной расстыковки на ак-
тивном СТА выполняется отстрел СТМ; на пассивном производится подрыв пи-
роболтов, освобождающих упоры гнезда.
Стыковочный механизм (рис. 1.8) функционально и конструктивно является
наиболее сложной частью активного СТА. Штанга СТМ установлена на направ-
ляющих, которые состоят из четырех крестообразно расположенных подшипников,
перемещающихся в пазах хвостовой части корпуса. Штанга выполнена в виде
винта с шарико-винтовым преобразователем. Этот преобразователь обладает ря-
дом уникальных свойств, в том числе способностью преобразовывать вращатель-
ное движение гайки в поступательное перемещение винта и обратно. Это свойство
позволило также применить подобный преобразователь в продольном аморти-
заторе; шестерня на гайке преобразователя малого винта, являющегося штоком
амортизатора, сцеплена с шестернями на выходных валах электромеханического
тормоза (ЭМТ). Эти элементы используются во всех последующих модификациях
СТУ электромеханического типа.
Управление стыковкой КК «Союз» (рис. 1.9) возможно как в пилотируемом,
так и в беспилотном полетах. Штатно стыковка осуществляется автоматически,
как непосредственное продолжение процесса сближения. Этот переход происходит
по сигналу от датчика касания 1. Если в течение 10 с срабатывание датчика
сцепки не происходит, то двигатели РСУ «на подвод» выключаются и включаются
двигатели «на отвод» активного КА от пассивного. Команды на выключение
и включение РСУ выдаются автономным временным механизмом, который за-
пускается в момент первого касания.
Команды на выдвижение штанги, штатную и резервную расстыковки, а также,
п случае необходимости, на стыковку выдаются по КРЛ. В пилотируемом
варианте эти команды могут быть выданы с ПК. Для выполнения расстыковки
как с ПК, так и по КРЛ предварительно должны быть выданы команды на
снятие блокировки.
Контроль работы и состояния системы стыковки осуществляется по телеметрии,
контролируется ряд параметров, в том числе сигналы от датчиков касания и
сцепки и перемещения штанги с помощью измерительного потенциометра.
Способ автоматического перехода от сближения к стыковке оказался эффек-
тивным и использовался позднее при управлении стыковкой с помощью других
отечественных СТУ.
19
Рис. 1.8. Стыковочный механизм:
1 -направляющие большого винта; 2-пружиииый амортизатор отдачи; 3-большой винт;
4-пружина начальной ступени амортизатора; 5-кабель пружинный; б-цанга; 7-привод;
8-пружииа второй ступени амортизатора; 9-шарико-винтовой преобразователь привода;
/О-электромагнитные тормоза; //-шарико-винтовой преобразователь амортизатора;
/2-малый виит; /3-головка; /4-защелка; /5-датчнк касания /; 16-датчик касания 2; //-ме-
ханизм убирания защелок; /8-механизм разведения рычагов; /9-рычаг выравнивания;
20-толкатели разведения рычагов; 2/- направляющие малого винта; 22-стопор толкателя
Рис. 1.9. Схема управления стыковкой:
/-системы активного КК; 2-блок управления стыковкой; 3-активный СТА; 4-пассивный
СТА; 5-системы пассивного КК
20
13.2. Стыковочное устройство космического комплекса «Союз»-«Салют». Ос-
новная задача, которая стояла при создании этого принципиально нового и бо-
лее сложного устройства, заключалась в обеспечении перехода космонавтов из
одного КА в другой по герметичному туннелю.
Для выполнения поставленной задачи потребовалось решить целый ряд
конструктивных проблем и организационно-технических вопросов. Прежде всего
необходимо было разработать силовую схему и конструкцию стыковочных шпан-
гоутов с системой замков жесткого и герметичного соединения стыка. Естест-
венное расположение СТМ в центре шпангоута выдвигало другую проблему:
обеспечить освобождение туннеля после стыковки. Требовалось преодолеть боль-
шое количество более частных конструктивных н технологических проблем, вы-
работать методику испытаний и контрольных проверок герметичных агрегатов.
Было решено создавать СТА в виде конструктивно и технологически закончен-
ных агрегатов, что значительно облегчило проектирование, последующую их от-
работку и эксплуатацию.
Стыковочный механизм разрабатывался по старому принципу-«штырь-конус».
СТМ со штырем устанавливался на крышке переходного туннеля активного аг-
регата, а крышка пассивного выполнялась в виде приемного конуса. Такая
конфигурация (рис. 1.10) существенно упростила освобождение туннеля, однако
потребовала значительных изменений принципиальной схемы стыковочного ме-
ханизма, который проектировался на основе ранее созданной схемы [48]. Преж-
де всего требовалось существенно уменьшить продольные габариты механизма.
Проведенный критический анализ показал целесообразность введения принципиаль-
ных изменений в СТМ, при этом руководствовались следующими основными
соображениями:
1.	Принципиальная схема, в которой рабочий подвижный элемент продольно-
го ~ амортизатора (головка с малым винтом) перемещался относительно основ-
ной штанги, отличалась увеличенной длиной СТМ. Представлялось целесообраз-
ным использовать подвижную штангу для амортизации.
2.	К увеличению длины СТМ приводило также расположение выравниваю-
щего рычажного механизма на штанге. Более рационально было расположить
этот механизм на корпусе СТМ, хотя при этом усложнялась кинематика.
21
Злектроразъем
Активный агрегат
— При_Б°Р упривле-
НИЯактивным
агрегатом
Крышка-конус
Привод гермити
^Зации крышки
-’Ч Замок стыкован
'нога шпангоута
Пассивный, агрегат
Прибор управления
пассивным агрегатом
Крышка с активным
механизмом
На продляющее__
гнездо(ги дроразьем)
Направляющий
штырь (гидроразъем)
Привод
крышки
Рис. 1.10. Стыковочное устройство комплекса «Союз»-«Салют»
3.	Экспериментальное и теоретическое исследования обнаружили ряд недостат-
ков амортизационной системы (см. гл. 5). В частности, элементы продольного
амортизатора обладали низкими удельными характеристиками, высоким коэффи-
циентом возврата энергии при отдаче. Без боковых амортизаторов система была
недостаточно демпфирована и энергоемка; необходимость сокращения длины штан-
ги в новом СТМ усугубляла эту проблему.
4.	Механизм защелок с поступательным перемещением отличатся значительным
трением при сцепке и расцепке. Усложняло работу защелок их конструктивное
совмещение с датчиками сцепки в головке и в гнезде приемного конуса. Опыт
подсказывал применение защелок поворотного типа с разделением функций от-
дельных элементов.
5.	Сложным во взаимодействии оказался также механизм расталкивания КА
и сведения защелок с помощью амортизационных пружин. Не обеспечивалась
кроме того расцепка в стянутом или промежуточном положении штанги. Для
новой задачи требовалась более простая конструкция, обеспечивающая гибкое
функционирование
При проведении исследования и последующем проектировании нового СТМ
широко использовалась ра работ анная к этому времени общая теория аморти-
зационных систем. Это позволило не только существенно улучшить характе-
ристики амортизационной системы, но и более рационально выбрать пдраметры
СТУ в целом. В первую очередь удалось увеличить угол конусности, что до-
полнительно сократило длину и ход штанги СТМ.
22
При разработке стыковочного шпангоута с системой замков жесткого соедине-
я и уплотнением стыка также решался ряд принципиальных конструктивных про-
кпем 3*1 Замки воспринимают значительные внутренние и внешние нагрузки
^должны обеспечивать нераскрытие стыка по всему периметру уплотнения. При
Игпаниченйом числе замков это накладывает жесткие требования на силовую схему
° конструкцию замков и стыковочного шпангоута. Требовалось разработать рацио-
нальные конструкции механизма замка, приводного устройства и обеспечить их
оавильное взаимодействие. Вопросы компоновки системы замков с приводом на
^ковочном шпангоуте осложнялись необходимостью установки в этом ограни-
ченном объеме многих других узлов и элементов. Высокие требования предъявля-
лись к надежности системы замков и управлению ими, причем необходимо было не
только обеспечить безотказность соединения и разъединения, но и гарантировать
безопасность полета.
На стыке необходимо было также расположить многоконтактные электриче-
ские разъемы для объединения ряда систем корабля и станции, а также гидравличе-
ские разъемы.
Стыковочные агрегаты требовалось оснастить крышками переходного туннеля
с механизмами открытия и закрытия, а также элементами системы наддува и про-
верки герметичности, обеспечив удобную и гибкую их эксплуатацию.
При проектировании нового СТУ была решена еще одна важная задача. Все
элементы на стыке шпангоутов обоих агрегатов, за исключением уплотнения, уда-
лось выполнить полностью идентичными (см. разд 2.4). В результате, при разра-
ботке СТУ для комплекса «Союз»-«Салют» стыковочные шпангоуты с располо-
женными на них механизмами не только были выполнены идентичными, т.е.
андрогинными, но и найдено общее правило обеспечения андрогинности соеди-
няемых конструкций, которое широко использовалось позднее при создании
АПАСов для проекта «Союз»-«Аполлон».
СТУ состоит из активного и пассивного агрегатов. Основой каждого агрегата
является корпус со стыковочным шпангоутом, образующим переходный туннель.
На крышке туннеля активного СТА с помощью четырех пироболтов установлен
стыковочный механизм, крышка пассивного агрегата представляет собой приемный
конус [3].
Переход от сближения к стыковке осуществляется аналогично описанному
в г.одразд 1.5.1 по сигналам от датчиков касания и сцепки. Остановка привода
СТМ производится по сигналу от датчиков закрытия стыка, включающих одновре-
менно привод замков стыковочного шпангоута. Работа замков контролируется дат-
чиками обжатия уплотнения.
После закрытия замков стыковочного шпангоута выполняются операции по
расцепке штанги СТМ. С этой целью сначала привод СТМ включается на несколь-
ко секунд на выдвижение для снятия силы стягивания. Одновременно привод заще-
лок включается на открытие; он перемещает винтовой упор, давая возможность за-
щелкам «опрокинуться» вперед под действием пружин. После остановки привода
защелок снова включается привод СТМ для того, чтобы вытянуть головку из гнез-
да и окончательно втянуть штангу. Габариты крышки с установленным на ней
СТМ сокращаются настолько, что обеспечивается ее полное открытие.
Для увеличения несущей способности стыка может использоваться второй ком-
плект замков стыковочного шпангоута на пассивном агрегате. Их включение про-
изводится по командам с Земли или с корабля. Например, второй комплект замков
использовался при эксплуатации орбитальной станции (ОС) «Салют-6» [17, 22],
когда стыки нагружались значительными изгибающими моментами в течение дли-
тельного времени (при работе системы ориентации, выполнении маневров и коррек-
ции орбиты, выполнении физических упражнений космонавтами).
Прежде чем открыть крышки переходного туннеля, проверяют его герметич-
ность. Проверка начинается с предварительной оценки утечек через обе прокладки
путем подачи давления в так называемую малую полость-пространство между
прокладками. Космонавты фиксируют падение давления в течение заданного вре-
мени и сравнивают его с данными, имеющимися в таблицах. После предвари-
тельных оценок производится наддув большой полости (пространства туннеля ме-
*ДУ крышками) и окончательная проверка герметичности стыка.
После проверки герметичности одновременно открываются крышки переходно-
г° туннеля.
23

Рис. 1.11. Сцепка при сты-
ковке с помощью СТУ ком
плекса «Салют» - «Союз»:
{-пассивный СТА; 2-гнездо
приемного конуса; 3-упоры
гнезда;4-привод упоров; 5-при-
емиый конус; 6-активный СТА;
7-боковой демпфер; в-привод
защелок; 9-боковой пружинный
амортизатор; /0-пироболт; 11-
направляюшнй штырь; 12-угло-
вой ограничитель; 13 -штанга
СТМ, /4-гнездо
Перед расстыковкой космонавты сначала снимают заглушку с входного отвер-
стия клапана сброса давления в туннеле, которая предотвращает случайную или
самопроизвольную разгерметизацию через клапан и устанавливается космонавтами
сразу после стыковки. Затем закрываются крышки, клапан открывается, и давление
в туннеле сбрасывается. После этого клапан закрывается и контролируется давле-
ние а туннеле. Отсутствие повышения давления свидетельствует о герметичности
уплотнения обеих крышек.
После снятия необходимых блокировок выдается команда на расстыковку, по
которой включается привод замков стыковочного шпангоута на открытие ак-
тивных крюков. После открытия крюков пружинные толкатели разделяют стыки
шпангоутов. Установленные под толкателями датчики контроля расстыковки сра-
батывают, выдавая сигнал на включение двигателей РСУ для разведения КА.
В СТУ комплекса «Союз»-«Салют» предусмотрен целый ряд средств для ре-
зервной расстыковки. В принципе, КА могут быть соединены тремя механическими
связями: штангой СТМ и двумя комплектами замков. Кроме основного, штатного,
каждая связь может быть разделена еще двумя способами: со стороны активного
механизма и со стороны пассивного. Первичная связь по СТМ освобождается с по-
мощью электропривода упоров гнезда, причем привод может использоваться
многократно. СТМ может быть также отделен от крышки путем отстрела пиробол-
тов. Для разрыва вторичных связей по замкам стыковочного шпангоута может
быть произведен отстрел пироболтов как активных, так и пассивных крюков.
Обычно КА разделяются при расстыковке под действием четырех пружинных
толкателей, создающих силу 3 кН. В случае необходимости сила расталкивания мо-
жет быть увеличена приблизительно на 10 кН, если включить привод СТМ на вы-
движение штанги. Расстыковка может быть произведена и без сброса давления
в переходном туннеле с применением подрыва пироболтов крюков. При этом да-
вление в туннеле создает дополнительную силу расталкивания 68 кН.
Стыковочный механизм. Штанга СТМ перемещается а направляющих
(рис. 1.11). Опоры обеспечивают движение штанги как рабочего элемента продоль-
ного амортизатора при действии значительных боковых сил. Основным эиергопо-
глощающим элементом продольного амортизатора является фрикционный самона-
страивающийся тормоз. При перемещениях штанги с помощью привода фрик-
ционный тормоз выполняет роль предохранительной муфты. С гайкой шарико-вин-
тового преобразователя кинематически связан кулачок механизма разведения
рычагов. Были созданы СТМ с четырьмя и тремя рычагами. Второй вариант более
прост и рационален по кинематической схеме; средний рычаг связан с кулачком
Рис. 1.12. Андрогинные стыковочные шпангоуты с системой замков:
пассивный агрегат; б-активный агрегат; 1 -датчик контроля расстыковки; 2-приемный ко-
**Ус; 3-штырь; 4-вилка; 5-привод замков; б-розетка; 7-активный крюк; в-пассивный
крюк; 9-гнездо; 10-СТМ; П-толкатель; 12-замок
25
TPM
	1 1	2Г
СЭП	1	* 1	
	—J	iJ	
Пулып ПК	1	 i 1	8 |Лмо*Л< ।	
“1
| Касание
g
Расстыковка
Команды
по сты -
ковке,рас-
- стыков^
открытия
и закры -
тип
крышек
I * Промах
| Сцепка
ДК1
Дес
ДОУ
ДКР
"Активный (ГТХ

Дс
В
КРЛ*\ 1 1		Управление системами КК	
Временной
контроле
	СК	
1 1 Выдвинет.	е		
f Втягивай 1 Расцепка	it		
।			
। Закрытие J стыка			
Привод СТМ
Привод
защелок
Концевики
Открытие стыка |		
Открытие крышки		L.
Закрытие крышки ж — 		
		
Привод
крышки
Концевики
;»§ || Герметизация
j'i-.si ; ' ~~~—'
 ** I
Отетрм СТМ
Отстрел крюков ^
Эл ектропитаиив
Управление
Дзк
Привод
замков
Концевики
Привод
крышки
Кенцеви.. .
Пироймты
СТМ
Пироделты
замков
Рис. 1.13. Блок-
схема управления
СТУ:
/-системы активного
КК; 2-блок управле-
ния активным СТА;
3-активный	СТА;
4-пассивный СТА;
5 - блок	управления
пассивным СТА;
6 -системы ОС
	Сближение	Лнортизацкя		Стягивание СТМ	Стягивание стыка	Расцепка и вник гивание штанги	Проверках} нети мости	Открытие крышки
		РСУ		L	ЫК 31V			Придодгерме тизацки
Работа СУ и механизмов СТА	1				Приводзамков	1 1	1,5-даоса	крышка
		г!		PpuOriCTH				
		45	7		t	т 1 *	1 	1			
Сигнализация на ПК	1	 1					1		
	\///7///	7ZZ2.	ТТ/	////////.	7777777777/	77777J7777.		
СТМ: втянут	J									'//,////////,'//,
ОыдЪнут			EZ.	1			1—		
Замки -, открыты	Uy/zz:			7/7///.’,	1	,			
закрыты	1				L	/7/777/7/7.'		'///,777/, '///777
Защелка втянуты								777777777777777,
выдвинуты	\w////.	7/7/77/,			'777/777777.'.	i		
Злектроразъемы				г	'777777777/.	7/7/7,77/	7/777	7/777.7/7777/7,
Крышка-- закрыта	77/7/7/,	77777777.		7777777,>.	7777777777,	//////////,	77/////.	3	
открыта									Е
Рис. 1.14. Циклограмма стыковки с помощью СТУ комплекса «Салют»-«Союз»
и является ведущим, два других соединены с ведущими с помощью передачи с ко-
ническими шестернями.
Замок стыковочного шпангоута имеет эксцентриковый механизм подтягивания
активного крюка Тросовая связь соединяет все шкивы, расположенные на эксцен-
триковых валах и выходном валу электропривода (рис. 1.12). Для создания регла-
ментированной силы затяжки замков, а также для обеспечения одновременной ра-
боты всех замков от одного электропривода, пассивные крюки снабжены набором
тарельчатых пружин.
На стыковочном шпангоуте активного СТА расположены два резиновых коль-
ца уплотнения стыка торцового типа.
Система стыковки транспортного космического корабля (ТКК) и ОС во
многом аналогична ранее созданной системе (рис. 1.13). На рис. 1.14 в качестве
примера приведена циклограмма автоматического цикла стыковки.
При выполнении автоматических циклов осуществляется контроль операций
с помощью программно-временного устройства КК с выдачей в случае необходи-
мости команд на управление резервными средствами Предусмотрено управление
механизмами пассивного СТА со стороны активного через разъемы стыка после их
соединения.
Была создана модификация СТУ для осуществления стыковки грузового транс-
портного корабля «Прогресс». Пассивный СТА, установленный со стороны агрегат-
ного отсека станции «Салют-6», и активный снабжены двумя дополнительными ги-
дроразъемами дозаправки топливом.
Спроектированное в конце 60-х годов СТУ для космического комплекса «Со-
юз»-«Салют» позволило в течение длительного времени решать комплекс задач
по соединению на орбите пилотируемых и беспилотных транспортных КК.
1.5.3. Стыковочное устроим ао для программы «Джеммин». Первое СТУ, создан-
ное в США, использовалось для стыковки корабля «Джемини» с ракетной ступенью
(PC) «Аджена» [34, 44]. По замыслу разработчиков, СТУ предполагалось взять за
основу для последующих проектов. По программе «Джемини» не требовалось гер-
метичного перехода между КА, ио принципиальную схему и компоновку СТУ мож-
но было сравнительно просто изменить так, чтобы образовался переходный тун-
нель. Однако анализ, проведенный при работах по программе «Аполлон»,
обнаружил худшие весовые, компоновочные и другие характеристики по сравнению
с более поздними разработками. Тем не менее работа по конструированию и ис-
пользованию СТУ для проекта «Джемини»-«Аджена» сыграла большую роль в со-
здании основ проектирования техники стыковки в США.
Активный СТА устанавливался на беспилотной PC «Аджена» (рис 1.15), что
27
Рис. 1.15. Стыковка КК «Джемини» с PC «Аджена»:
«-конец сближения; б-жесткое соединение; /-приемный конус; 2 выравнивающий штырь;
3-гнездо защелки; 4-защелка
было вызвано массовыми и компоновочными ограничениями, наложенными на
«Джемини». В результате такого расположения усложнилось управление механиз-
мами активного СТА с корабля. В центральной части активного СТА был устано-
влен приемный конус усеченного типа. При стыковке передняя часть «Джемини»
входила в приемный конус, установленный на системе амортизаторов. Для вырав-
нивания по крену КК был снабжен направляющим штырем, входящим в суживаю-
щийся вырез приемного конуса; выравнивание происходило в процессе входа в ко-
нус, при динамическом взаимодействии КА до сцепки. Взаимное положение КА,
конфигурация СТУ и расположение иллюминаторов обеспечивали хорошие условия
для наблюдения и прицеливания, в том числе и для наблюдения направляющего
штыря.
Основой СТУ (рис. 1.16) является подвижный конус, установленный на семи
пружинно-гидравлических амортйзаторах. Амортизаторы расположены тремя груп-
пами так, что конус может перемешаться по всем шести степеням свободы, за счет
этого поглощается энергия при произвольных перемещениях КА при стыковке.
Продольные амортизаторы состоят из гидравлических демпферов и пружин для
возвращения конуса в исходное положение, поперечные представляют собой гидра-
влические демпферы, не содержащие пружин. Группа амортизаторов, расположен-
ная против суживающегося паза в приемном конусе, содержит два пружинно-ги-
дравлических амортизатора, воспринимающих энергию при вращении по крену.
Сцепка осуществляется тремя подпружиненными защелками, установленными в ос-
новании конуса. Защелки входят в зацепление с тремя выступами в передней части
конического переходника КК <Джемини».
Для жесткого соединения аппаратов приемный конус подтягивается к силовому
шпангоуту PC. Подтягивание производится тремя рычажными механизмами, ко-
торые соединены с защелками, расположенными в основании конуса. Рычажный
механизм устроен так, что обеспечивается возможность перемещения основания ко-
нуса с защелками в произвольном направлении при амортизации. При стягивании
механизм приводится в действие единым электроприводом, вращение которого
с помощью гибких валиков передается на три редуктора. Выходные валы редукто-
ров поворачивают эксцентриковые механизмы, приводящие в действие рычажные
механизмы стягивания. Величина силы стягивания, которая обеспечивает восприя-
тие всех продольных нагрузок и изгибающих моментов, возникающих в совмест-
ном полете КА, контролируется в каждой из трех тяг. Контроль осуществляется на
Земле перед стартом ракеты-носителя (PH) с помощью трех тензометрических дат-
чиков, установленных на тягах. Замеры производились на всех летных PC «Аджена»
при совместных испытаниях с предназначавшимися для стыковки КК «Джемини».
Такой контроль позволил избежать перегрузки силовых элементов механизма
с приводом и гарантировать достаточную величину силы стягивания.
Элементы механизма стягивания рассчитаны на приложение максимального
момента привода к любому из трех редукторов. Такой подход позволял избежать
28
а Рис. 1.16. Стыковочное устройство КК «Джемини» и PC «Аджена»:
лен°®ц,и® вил; б-защелка в стянутом положении (жесткое соединение); e-защелка в расцеп-
зашНОМ положении (расстыковка); 1-боковой демпфер; 2-продольный амортизатор; 5-тяги
связТПОЖ:	Редуктор привода стягивания; 5-гибкие валы; б-крюк защелки; 7-тросовая
Чат ПРИ*°Д> освобождения защелок; 8-привод освобождения защелок; 9-концевые выклю-
ади; /О-гнсздо защелки на КК; //-редуктор; /2-рычаг на выходном валу привода;
/3-пружинный механизм; /4-упор; /5-тяга
поломок при различных отклонениях в работе устройства, на ример при заеданиях
одной из защелок. При стягивании происходит сжатие продольных амортизаторов,
привод должен преодолевать силы пружин и демпферов. Нагрузки в совместном
полете передаются через три защелки, дополнительных замков жесткого соедине-
ния не предусматривалось.
Для освобождения защелок при расстыковке имеется дополнительный электро-
привод. Привод установлен на основании приемного конуса и соединен С тремя ры-
чагами защелок замкнутой тросовой связью.
Упоры КК снабжены пиросредствами для резервной расстыковки. С их по-
мощью осуществлялось также взведение штыря иа КК, служащего для выравнива-
ния по крену; взведение производилось после выхода КК на орбиту.
Цикл стыковки выполнялся автоматически. Каждая защелка снабжена датчи-
ком с микровыключателем. Датчик срабатывает при сцеплении защелки с от-
ветным упором на КК. При срабатывании всех трех защелок вырабатывался сиг-
нал на включение привода стягивания.
Цикл расстыковки-полуавтоматический. Команда на расстыковку передава-
лась по межбортовой командной радиолинии с КК «Джемини» иа PC «Аджена».
По команде одновременно включались оба привода: на выдвижение заше. эк и иа
их освобождение. После полного выдвижения первый привод выключался. Привод
освобождения защелок снабжен предохранительной муфтой. Пока к защелке была
приложена сила стягивания, привод работал иа предохранительной муфте. После
снятия нагрузки защелки освобождались, привод доходил до механического упора
и продолжал рабо агь за счет проскальзывания муфты до тех пор, пока не выра-
батывался сигнал о выходе упоров КК «Джемини» из приемного конуса. Сигнал
вырабатывался тремя датчиками, расположенными на защелках. По этому сигналу
привод освобождения защелок реверсировался для приведения СТА в состояние го-
товности к повторной стыковке.
При использовании пиротехнических средств расстыковки на КК «Джемини»
повторная стыковка становилась невозможной.
1.5.4. Стыковочное устройство для лунной программы «Аполлон». Созданию
стыковочного устройства предшествовала обширная работа по предварительной
разработке, анализу и сравнению различных вариантов принципиальных схем, ко-
торая проводилась специалистами НАСА. Эта работа выявила ряд преимуществ
и недостатков различных схем и позволила сделать важные выводы для последую-
щего развития техники стыковки в США, поэтому заслуживает более детального
описания.
Прежде всего, были рассмотрены три варианта стыковочного механизма с гиб-
кой связью, один из них показан на рис. 1.17. Удлиненный штырь мог направлять-
ся вручную в приемный конус, расположенный иа ЛМ (лунном модуле). После
сцепки КА стягивались тросовой связью до соприкосновения стыковочных шпан-
гоутов.
Для экспериментальной оценки* были изготовлены действующие полномас-
штабные модели, которые подвергались испытаниям. Анализ СТМ с гибкой связью
с учетом результатов экспериментов и моделирования выявил ряд их существенных
недостатков.
В отличие от устройств с амортизирующей связью, у которых относительные
перемещения ограничиваются стыковочным механизмом и система управления пос-
ле касания может быть выключена, устройства с гибкой связью требуют работы
систем управления после сцепки. Управление должно поддерживать относительное
положение КА после сцепки и в процессе стягивания, не допуская значительных от-
клонений или повреждения гибкой связи за счет возникновения взаимных возмуще-
ний. Управление ориентацией и перемещениями одного или обоих КА при наличии
гибкой связи между ними является, в принципе, более сложной задачей, чем их ав-
тономное управление. Причем необходимо по-прежнем производить измерения
относительного положения КА. В результате усложняются аппаратура, алгоритмы
и процедура пилотирования, увеличивается время стыковки и расход топлива.
В соответствии с требованием НАСА при сравнительном анализе рассматрива-
лось также устройство, спроектированное на основе СТУ «Джемини»; агрегат этого
устройства на командном модуле (КМ) снабжался дополнительной системой за-
мков жесткого соединения. Специалисты НАСА представили также собственный
проект СТУ, названный «кольцо-конус» (рис. 1.18). Этот проект позднее сыграл
немаловажную роль при разработке периферийных устройств. Последние два про-
30
Рис. 1.17. Стыковочное устройство
с гибким штырем:
/-ЛМ; 2-гибкий штырь с кабелем; 3-до-
полиительные защелки; 4-СТМ; 5-КМ;
б-механизм подтягивания штыря
Рис. 1.18. Стыковочное устройство
«кольцо - конус»:
/-амортизаторы; 2-кольцо; 3-головка
штыря; 4-защелки
екта были отвергнуты в основном потому, что оба агрегата на ЛМ и КМ содержа-
ли активные механизмы.
Учитывая особенности проекта [33], было разработано устройство, все меха-
низмы которого располагались на агрегате командного модуля (рис. 1.19). Стыко-
вочный механизм со штырем этого СТУ поместили в переходном туннеле. На
шпангоуте активного агрегата установили замки жесткого соединения и уплотнение
стыка. Пассивный агрегат этого СТУ фактически представлял собой стыковочный
шпангоут простейшего типа, который образовывал переходный туннель; внутри
туннеля устанавливался пассивный конус. Туннель на обоих агрегатах закрывался
герметичными крышками.
Такая принципиальная схема позволила создать СТУ, обладавше мини-
мальными габаритами и массой среди всех рассмотренных вариантов. Сущест-
венными преимуществами этой схемы являлись максимальная простота и мини-
мальность массы пассивного агрегата на лунном модуле. Особенности компоновки
и требование по компактности потребовали большой изобретательности и совер-
шенства проектирования основных элементов активного агрегата. При этом при-
шлось применить ряд механизмов, управляемых вручную. В итоге, стыковочное
устройство КК «Аполлон» требовало от астронавтов больших затрат времени, ин-
тенсивной подготовки и значительных физических усилий в полете при осуществле-
нии стыковки, расстыко ки и переходе.
СТУ КК «Аполлон» предназначено для осуществления стыковки с образова-
нием точного (за исключением выравнивания по крену) и жесткого соединения
Рис. 1.19. Структура СТУ КК «Аполлон»:
'Туннель ЛМ; 2-крышка ЛМ; 3-клапан сброса и выравнивания давления; 4-опоры прием-
ного конуса; J-приемный конус; б-СТМ; 7-стыковочный шпангоут; 8-крышка КМ; 9-тун-
нель; /0-корпус КМ; //-передний шпангоут; /2-замки
31
Рис. 1.20. Основные операции, осуществляемые СТМ КК «Аполлон»:
а-сцепка; б-стягивание; e-демоитаж; г-повторная установка: /-головка; 2-штырь;
3-ограничительный рычаг; 4-амортизатор; 5-пружинная тяга; б-опорная тяга; 7-цилиндр;
Я-гильза; 9-домкрат
Рис. 1.21. Способы отделения СТМ на различных этапах полета КК «Аполлон»:
a-сброс фермы САС; б-аварийиый сброс фермыСАС; «-отделение стыковочного шпангоута
с СТМ,; схема крепления стыковочного шпангоута; 1 -ферма САС с обтекателем; 2-тяга со
срезывающимся штифтом; J-СТМ со стыковочвым шпангоутом; 4-фланец КМ; 5-алюми-
ниевое кольцо; б-абляционная защита; 7-мягкав изоляция; £-стыковочный шпангоут; 9-уд-
лииенный заряд
и последующей расстыковки, в том числе, для полного отделения активного СТА
при окончательном отделении ЛМ.
Активный агрегат (см. рис. 1.19) состоит из стыковочного шпангоута, прикреп-
ленного к переднему фланцу корпуса переходного туннеля КМ, и стыковочного ме-
ханизма, установленного внутри шпангоута К шпангоуту прикреплены также 12 за-
мков жесткого соединения, и на торце наюдится уплотнение стыка.
СТМ (рис. 1.20) содержит центральный штырь с головкой. К головке прикреп-
лена тяга, связывающая СТМ с фермой системы аварийного спасения (САС) и ис-
пользуемая при срабатывании этой системы на низких высотах (рис. 1.21); связь
разрывается принудительно при сбросе фермы.
При ударе головки о приемный конус энергия поглощается за счет просадки
штыря. При попадании головки в вершину конуса срабатывают три защелки, ко-
торые фиксируются в запертом положении с помощью встроенных в них
механических триггеров.
32
После затухания относительных колебаний по команде с ПК подавалось давле-
ние в цилиндр пневмопривода и производилось стягивание КА, при этом происхо-
дило выравнивание по тангажу и рысканию с помощью трех ограничительных ры-
чагов. На конечном участке стягивания крюки предварительно взведенных замков
стыковочного шпангоута западали за фланец ЛМ, происходило их автоматическое
срабатывание, за счет чего шпангоуты стягивались, обеспечивая сжатие уплотнения
и создание предварительного поджатия.
Для демонтажа СТМ замок на гильзе открывался и механизм складывался
подобно зонту, а установочные опоры выходили из крепежных гнезд на стыковоч-
ном шпангоуте.
Перед первой расстыковкой пилот КМ выполнял следующие ручные операции:
устанавливал в туннель ЛМ приемный конус; производил сцепку головки СТМ
с приемным конусом; с помощью домкрата (требуется примерно 20 поворотов руч-
ки с усилием до 260 Н) разводил установочные опоры до ввода их в крепежные
гнезда иа стыковочном шпангоуте; создавал предварительный натяг штыря СТМ,
достаточный для сохранения состыкованного состояния при наличии давления
в туннеле; производил последовательное открытие 12-ти замков стыковочного
шпангоута (при этом замки взводились для последующей стыковки); закрывал кры-
шку, сбрасывал давление в туннеле и проверял герметичность крышки.
Расстыковка производится по команде с ПК, по которой сначала включаются
электромагниты, освобождающие защелку штыря, а затем (на определенном ходе
штанги) автоматически включаются электромагниты, освобождающие защелки го-
ловки. Окончательная расстыковка осуществляется путем отстрела активного сты-
ковочного агрегата от КМ с помощью пирошиура по команде с ПК (см. рис. 1.21).
Стыковочный механизм является сложной многофункциональной конструк-
цией, весящей около 40 кг (рис. 1.22). Для совмещения с гнездом при наклонном
положении штыря относительно оси конуса головка установлена иа двухстепенном
шарнире и центрируется пружиной.
Амортизационная система состояла из центральной пружины, создававшей
в сжатом состоянии силу 600 Н, трех пневмогидравлических амортизаторов, пру-
жинных тяг, расположенных под ограничительными рычагами, и трех опорных пру-
жинных тяг. Кинематика рычажного механизма такова, что при просадке штыря
сжимаются пневмогидравлические амортизаторы (номинально статическая сила при
Рис. 1.22. Стыковочный ме-
ханизм КК «Аполлон»:
о-штырь СТМ; б-головка
штыря: {-микропереключатель;
2-электромагниты	защелок;
3 — пневмобаллоны;	4 -валик
ручного привода защелок; 5-ва-
лик привода защелок; б-крес-
товина; 7-спусковой механизм;
8-защелка; 9-шаровой шарнир
33
Рис. 1.23. Замок стыковочного шпангоута
СТУ КК «Аполлон»:
а- стянутое положение; б-взведенное положение-
/-механизм замка; 2-фланец ЛМ; 3-фланец КМ-
4-приводная ось; 5-качающийся рычаг
а)	б)
полном сжатии равна 1,8 кН). Амортизато-
ры и пружинные тяги сжимаются также при
непосредственном нажатии на ограничи-
тельные рычаги при амортизации относи-
тельных разворотов КА после сцепки. При
боковых ударах деформируются опорные
пружинные тяги, за счет чего головка штыря
отклоняется в боковом направлении.
Пневмопривод штыря запитывался от
четырех баллонов с азотом, находящимся
под давлением ~ 35 МПа. Каждый баллон
рассчитан на одно стягивание. Подача дав-
ления в рабочий цилиндр привода про-
изводится при прокалывании диафрагмы с помощью пироиглы; привод развивает
силу не менее 4,5 кН. Дренаж газа из цилиндра производится при открытии клапа-
на. управляемого вручную. В стянутом положении штырь фиксируется подпружи-
ненной защелкой, которая освобождается двумя дублирующими электромагнитами,
включаемыми дистанционно при расстыковке. Защелка может быть также освобо-
ждена вручную поворотом рукоятки со стороны КМ. Эта же рукоятка используется
для создания силы предварительного натяга в штыре перед первой расстыковкой.
Нижние шарниры амортизаторов, пружинных тяг и установочных рычагов рас-
положены на гильзе. При стыковке гильза застопорена и находится в переднем по-
ложении. Расстопорить ее можно вручную со стороны как КМ, так и ЛМ, после
этого она перемещается в заднее положение под действием трех амортизаторов;
рычажные механизмы складываются подобно зонту. Для обратной установки СТМ
гильза перемещается в переднее положение вручную с помощью реечного дом-
крата.
Замки стыковочного шпангоута установлены на внутренней стенке туш еля
ЛМ. Крюк каждого замка (рис. 1.23) развивает силу 14,5 кН и рассчита на пре-
дельную нагрузку 54 кН. Замок имеет пружинный привод с эксцентриковым меха-
низмом, который взводится перед каждой стыковкой. Пружинный привод срабаты-
вает автоматически от механического триггера на конечном участке стягивания
стыковочным механизмом.
На каждом замке имеется ручка для открытия крюка перед расстыковкой. Для
открытия механизма, который одновременно взводился для поворотной стыковки,
необходимо повернуть ручку 1-2 раза с силой, не превышающей 180 Н.
Стыковочный шпангоут активного агрегата закреплен на переднем фланце кор-
пуса переходного туннеля. В конструкцию узла крепления встроен пирошнур (см.
рис. 1.23), срезающий при подрыве утоненную часть основания.
На внутренней стенке туннеля расположены электроразъемы, соединяемые
и разъединяемые вручную. На стенке установлены также электроразъемы системы
управления и контроля СТМ. Они также расстыковываются вручную перед демон-
тажом СТМ.
Уплотнение стыка состоит из двух полых прокладок, изготовленных из силико-
новой резины.
Управление и контроль (рис. 1.24) отражали специфику построения этих систем
на КК «Аполлон» в целом с учетом особенностей программы полета. Система со-
держит две полностью аналогичные и независимые электрические схемы, питаемые
от автономных источников постоянного тока напряжением 27 В. Все включатели
снабжены токовыми защитами (АЗС), а в некоторых цепях-дополнительными
плавкими предохранителями. СТМ содержал восемь пар микровыключателей, слу-
живших для управления (включения электромагнитов освобождения защелок голов-
ки и выключения электромагнитов на определенном ходе штыря при расстыковке)
и сигнализации.
34
гтвляется восемью замками (с активными и пассивными крюками на каждом
^пегате); 6) герметизация стыка обеспечивается двумя резиновыми уплотнениями
(я каждом АПАСе). контактирующими друг с другом.
1,3 В процессе дальнейшего проектирования ряд общих требований к принци-
льной схеме уточняли и дополняли. Конструктивное исполненеие двух агрега-
nHaJ в том числе принципиальные схемы отдельных механизмов, было различным.
S-o относится прежде всего к принципиальным схемам СТМ, f построению его
мортизашюнно-приводиой схемы. В обоих агрегатах кольца с направляющими
а^тановлеиы на шести подвижных штангах, однако в АПАСе «Аполлона» эти штан-
ги представляют собой независимые пружинно-гидравлические амортизаторы, а
Г АПАСе «Союза» штанги, представляющие собой винты с шарико-винтовыми пре-
образователями. связаны между собой и приводом с помощью дифференциальных
связей.
Совместимость таких существенно различных конструкций обеспечивалась вы-
полнением требований к расположению и размерам непосредственно взаимодей-
ствующих элементов конструкций, таких как направляющие выступы, защелки,
крюки замков, уплотнение стыка и т.п. (см. разд. 2.4).
Е СТУ для проекта «Союз»-«Аполлон» предназначено для многократной сты-
ковки с образованием точного и жесткого соединения КК с герметичным туннелем;
выполнения совместного полета кораблей и последующей расстыковки. После сты-
ковки производилось ручное срединение электрических разъемов для объединения
ряда вспомогательных систем КК. w
На корпусе агрегата установлены элементы СТМ (6 штанг, скобы защелок,
привод элементы механических связей и т. п.). Кольца с направляющими содержат
зашелки. датчики и другие элементы. Стыковочный шпангоут вмещает систему
замков с приводом, датчики, толкатели и другие элементы. На торце шпангоута
установлены уплотнительные кольца, направляющие штыри и гнезда. Переходный
туннель закрывается крышками; на внутренней стенке туннеля закреплены электри-
ческие разъемы межкорабельной связи.
Стыковка производится следующим образом. После касания кольцо с направ-
ляющими активного АПАСа взаимодействует с кольцом пассивного. За счет пере-
мещений подвижного кольца происходит амортизация соударения КК и совмеще-
ние колец до соприкосновения их торцов, при этом производится сцепка защелок
кольца активного агрегата с ответными скобами на корпусе пассивного. После
сцепки амортизаторы поглощают энергию, определяемую остаточными линейными
и угловыми скоростями КК, затем пружины амортизаторов производят выравнива-
ние подвижного кольца. Кольцо стягивается приводом активного СТМ до сопри-
косновения торцов стыковочных шпангоутов, причем на последнем участке стягива-
ния шпангоуты окончательно выравниваются штырями и гнездами. Жесткое
соединение шпангоутов осуществляют замки, которые обжимают уплотнительные
кольца и создают предварительное поджатие в стыке. Соединение шпангоутов про-
изводится приводом, который с помощью замкнутой тросовой связи поворачивает
эксцентриковые валы замков, при этом активные крюки под действием пружин сна-
чала входят в зацепление с пассивными крюками ответного АПАСа, а затем-подтя-
гиваются. После наддува полости туннеля и проверки герметичности крышки пере-
ходного люка открывались вручную.
По команде «расстыковка» сначала производится расцепка защелок кольца
с направляющими, затем включается привод замков стыковочного шпангоута, при
этом активные крюки выдвигаются, а в конце хода выходят из зацепления с пас-
сивными крюками; КК расталкиваются четырьмя пружинными толкателями (по
Два на каждом АПАСе). Для увеличения скорости расхождения по*сигналу от дат-
ГяЖОВ расположенных под толкателями ответного агрегата, включаются дви-
гатели РСУ. Так выполняется расстыковка АПАСом корабля «Союз». При актив-
ом АПАСе КК «Аполлон» расстыковка выполняется в обратной последовательно-
му* • сначала открываются замки стыковочного шпангоута, а затем после
Сдвижения кольца с направляющими открываются защелки. Астронавты с по-
у}!° ручного управления включают двигатели РСУ для разведения КК.
Дп*рТаТно все операции по стыковке и расстыковке выполняются активным
п_ Однако в случае необходимости часть операций может быть выполнена
гатаИ п*ым агРегатом. Так, стык может-быть закрыт системой замков любого агре-
вТосиДля выполнення расстыковки обе механические связи, первичная-по СТМ-и
Р"Чная-по замкам-могут быть разъединены средствами пассивного АПАСа.
37
6
3
7
8
Рис. 1.27. Кинематическая схема СТМ масштабной модели АПАСа («Союз»):
/-основной дифференциал связи пар штанг (Д); 2-дополнительный дифференциал; 3-пру-
жинный механизм 4 - измерительный потенциометр; 5-электромагнитный тормоз; 6-основ-
ной дифференциал связи штаиг в паре; 7 - шарико-винтовой преобразователь (ШВП); 8-виит;
9-привод; /0-фрикционный самонастраивающийся тормоз (ФСТ)
Для разъединения первичной связи открываются скобы защелок с помощью элек-
троприводов, а вторичной связи-пассивные крюки с помощью пиротехники иа КК
«Союз» и дополнитепьного электропривода на КК «Аполлон». Электропривод про-
изводит при этом также резервное открытие активных крюкоа Резервное открытие
активных крюков на КК «Союз» производится (так же как пассивных) с помощью
пироболтов.
Управление стыковкой на КК «Союз» может осуществляться космонавтами и
с Земли; штатная стыковка производится автоматически. Контроль работы ведется
на борту и на Земле по системе телеметрии. На КК «Аполлон» управление с Земли
не предусматривается.
Стыковочный механизм АПАСа КК «Союз». Вследствие новизны и сложности
принципиальной схемы стыковочного механизма на начальной стадии работ было
принято решение о создании масштабных моделей АПАСов. Для проверки метода
и процедуры обеспечения совместимости запланировали и в конце 1972 г. провели
совместные испытания этих моделей.
Процесс сцепки ЛПАСов в отличие от СТУ типа «штырь - конус», значительно
сложнее. Сцепка происходит только при полном совмещении колец с направляю-
щими выступами. Причем энергия, необходимая для перемещений кольца, должна
быть небольшой, так как необходимо обеспечить сцепку даже при малых скоростях
сближения и значительных начальных смещениях КК. В результате в общем случае
необходимо линейное и угловое перемещения кольца активного агрегата в про-
извольном направлении, а величина этих смещений может быть сравнительно вели-
ка Поэтому необходима такая установка кольца на штангах, которая обеспечивает
его хорошую подвижность (большие перемещения при малых силах). Кинематиче-
38
ская схема модели АПАСа для КК «Союз» (рис. 1.27) включает пять основных диф-
ференциалов для связи гаек шарико-винтовых преобразователей и привода СТМ.
Такая связь обеспечивает перемещение кольца по пяти степеням свободы (вдоль по-
перечных осей у и z и вращения по крену, тангажу и рысканию-относительно осей
х, у и z) Шестая степень (перемещение ко оси х) обеспечивается при приложении
силы, достаточной для проворота фрикционного самонастраивающегося тормоза.
Тормоз установлен между одним из дифференциалов и приводом и служит также
предохранительной муфтой при работе последнего. Поглощение энергии при амор-
тизации и возвращение кольца в выравненное, положение производится пятью пру-
жинными механизмами, демпфирование обеспечивается с помощью электромаг-
нитных тормозов. С целью упрощения пружинных механизмов и тормозов, а также
для независимости характеристик амортизаторов при перемещениях по различным
координатам были введены пять дополнительных дифференциалов.
Опыт работы с моделью и последующий анализ подтвердили правильность ос-
новной идеи построения СТМ с дифференциальными связями. В то же время обна-
ружились недостатки схемы, связанные с большим количеством элементов в кине-
матических цепях,.со значительным трением и инерционностью.
С целью устранения этих недостатков была разработана более простая и эф-
фективная схема СТМ (рис 1.28). Здесь гайки шарико-винтовых преобразователей
в каждой паре штанг кинематически связаны между собой, а рассогласование длин
штанг в паре для обеспечения поперечных перемещений кольца (в том числе по кре-
ну) происходит за счет вращения самих винтов. Причем в каждой паре винты свя-
заны между собой, что обеспечивает дифференциальность этих связей^ В результате,
кинематические цепи, работающие при перемещениях в поперечной плоскости, ста-
ли независимы, существенно сократилось количество отдельных элементов в каж-
дой группе, уменьшились трение и инерционность. По такой схеме был создан
СТМ пелиомасштабно''о АПАСа, который успешно прошел все виды наземных ис-
пытаний и позднее обеспечил надежную стыковку в космосе.
При ожлонекиях'кольца от выравненного, т.е. соосного со стыковочным
шпангоутом, положения по пяти степеням свободы закручиваются пять пружинных
механизмов, имеющих значительную величину предварительного поджатия (см.
гл. 2); такое поджатие обеспечивает стабильное выравнивание кольца. В выравнен-
ном положении кольцо может быть зафиксировано электромагнитными фиксатора-
ми, это делается обычно при втягивании и выдвижении кольца приводом СТМ.
Рис. 1.28. Кииемати ская схема стыковочного механизма АПАСа («Союз»):
I -дифференциал связи штанг (Д); 2-пружинный механизм связи штанг; 3-фиксатор рассо-
гласования; 4-датчик рассогласования; 5-электромагнитный тормоз; б-винт; 7-ШВП;
8-потенциометр; 9-шестерня связи винтов: /О-пружинный механизм винтов; П-потенцио-
метр винтов; 12-датчик рассогласования винтов; Н-фиксатор винтов; /4-фрикционный
самонастраивающийся тормоз; /5-привод
39
Имеется пять контактных датчиков выравненного положения, срабатывающих при
отклонениях кольца по соответствующей координате. Датчики используются для
управления и сигнализации.
Перемещения кольца при амортизации соударения КК демпфированы с по-
мощью ЭМТ. При отработке использовалось шесть тормозов для демпфирования
при отклонениях по всем шести степеням свободы; по результатам первого отрабо-
точного этапа испытаний три тормоза, связанные с тремя парами гаек, были сняты
(см. подразд. 5.6.3). Все элементы, связанные с вращающимися винтами (три тормо-
за, пружинных механизма, датчика рассогласования), установлены на кольце
с направляющими.
В качестве элемента, поглощаюШего основную часть энергии (при продольном
перемещении кольца), и предохранительной муфты привода по-прежнему использо-
вался фрикционный тормоз. .Стыковочный механизм снабжен шестью телеметриче-
скими потенциометрами, причем три'связаны с винтами, а остальные-с тремя па-
рами гаек 1шарико-винто1)ых преобразователей. На торце кольца имеется три
датчика сцепки, срабатывающих при\ совмещении колец.
Соосность шпангоута и кольца в полностью подтянутом положении последне-
го, т.е. в пассивном состоянии АПАСа обеспечивается тремя направляющими шты-
рями, входящими в ответные гнезда иа заднем торце кольца.
Описанная выше принципиальная схема СТМ с дифференциальными связями
между штангами обладает следующими характерными свойствами:
1.	Обеспечивается перемещение кольца по пяти степеням свободы в широком
диапазоне при невысоких значениях действующих сил, причем за счет дифферен-
циальности связей не происходит приближения Центра кольца к шпангоуту (строго
говоря, при малых отклонениях).
2.	Продольное смещение кольца происходит при сравнительно большой силе,
возникающей обычно после сцепки, за счет чего достигается небольшая величина
этого перемещения при амортизации.
3.	Втягивание и выдвижение кольца производится приводом СТМ, причем при
подтягивании шпангоутов в других крайних положениях обеспечивается равномер-
ное нагружение всех винтов.
4.	Может быть выполнено принудительное выравнивание кольца с помощью
привода СТМ (в том числе при частичном заедании отдельных элементов), для чего
кольцо выдвигается в крайнее переднее положение, пока все шесть винтов не до-
стигнут симметрично расположенных механических упоров.
5.	При включении фиксаторов исключаются значительные смешения кольца от
выравненного положения, а с помощью датчиков рассогласования обеспечивается
дистанционный контроль этого положения.
Сцепка АПАСев осуществляется с помощью трех пар защелок на кольце, взаи-
модействующих с тремя ответными скобами на корпусе. При сцепке защелки
в каждой паре действуют независимо, что обеспечивает дублирование этой опера-
ции. Для расцепки каждая пара защелок освобождается электроприводом, повора-
чивающим эксцентриковый механизм. Для дублирования расцепки все три пары за-
щелок могут быть отстрелены с помощью пиросредств. При этом корпуса защелок,
удерживаемые от поворота пироболтами, разворачиваются и выходят из зацепле-
ния с упорами. Дублирующий механизм расценки действует независимо от основ-
ного. Для расцепки, в принципе, достаточно освобождения двух пар защелок из
трех.
Для расцепки со стороны АПАСа, находящегося в пассивном состоянии, скобы
защелок снабжены механизмами их освобождения. Каждая скоба содержит элек-
тропривод для поворота эксцентрика, который освобождает скобу для разворота
и выхода из зацепления с защелками КК «Аполлон».
Стыковочный механизм АПАСа КК «Аполлон». Кольцо с направляющими вы-
ступами этого СТМ установлено на шести независимых пружинно-гидравлических
амортизаторах [40]. При использовании гидравлических амортизаторов напраши-
вается применение гидро- или пневмопривода для перемещения кольца. Действи-
тельно, такая схема рассматривалась на начальном этапе проектирования. Питание
гидропневмопривода осуществлялось от двух (для дублирования) баллонов со
сжатым азотом высокого давления. Разработка данной схемы обнаружила значи-
тельную техническую сложность, необходимость применения большого числа эле-
ментов, поэтому дальнейшего развития этот вариант устройства не получил.
40
В принятой схеме с независимыми амортизаторами необходимая подвижность
кольца обеспечивается наличием начальной «мягкой» ступени характеристик амор-
тизаторов (см. гл. 6). Однако начальная сила пружин должна быть достаточной для
выдвижения кольца в исходное положение с учетом трения в уплотнениях и других
сил сопротивления. Все амортизаторы работают только па сжатие, поэтому при
любых перемещениях происходит приближение кольца к стыковочному шпангоуту.
Большая часть энергии поглощается на второй ступени хода амортизаторов, сила
гидравлических демпферов и их пружин при этом значительно больше, чем иа на-
чальном ходе. Сила пружины на второй ступени должна быть достаточной для
удержания кольца в выравненном положении на конечном участке стягивания при
входе направляющих штырей в гнезда. Стягивание производится одним электро-
приводом с помощью трех тросов, наматываемых на единый барабан (рис. 1.29).
Для равномерного подтягивания к шпангоуту тросы прикреплены к кольцу через
наборы пружин, компенсирующих различные длину и жесткость тросов, а также их
вытягивание при эксплуатации. Точность положения кольца в подтянутом положе-
нии (в пассивном состоянии АПАСа) обеспечивается центрирующими коническими
штырями и гнездами. Механизм снабжен тремя концевыми выключателями, уста-
новленными в верхних шарнирах амортизаторов.
В АПАСе применен дублированный привод переменного тока. При стягивапии
кольца приводу приходится дополнительно преодолевать силу амортизаторов, соз-
даваемую пружинами и демпферами.
Принципиальная схема защелок кольца подобна описанной выше. Для расцеп-
Рис. 1.29. Элементы привода СТМ с тросовой системой АП АС («Аполлон»):
«-привод СТМ; б-поперечное сечение; 1 - направляющие ролики; 2 - центрирующее гнездо:
’ - центрирующий штырь кольца; 4 - компенсирующая пружина; 5-привод; 6-барабан;
7 -тросовая связь; 8-кольцо (в стянутом положении); 9-корпус АПАСа
41
ки защелок применены электромагниты поступательного действия (см. рис. 1.25).
Два дублирующих магнита, установленных иа каждой из трех пар защелок, рабо-
тают на общий рычажный механизм, освобождающий защелки в каждой паре. Для
выполнения расцепки в пассивном состоянии АПАСа освобождаются скобы заще-
лок на корпусе, прн этом используются три рычажных механизма, приводимых
в действие электромагнитами поворотного типа. О сцепке сигнализируют три кон-
тактных датчика, расположенных нй дорце кольца.
Детальное сравнение стыковочных механизмов АПАСов, созданных по единым
техническим требованиям и выполняющих одинаковые функции по стыковке и рас-
стыковке одних и тех же КК с одинаковыми начальными условиями, выполнено
при анализе различных принципиальных схем СТУ периферийного типа, проведен-
ном в гл. 2 (см. по^разд. 2.4.3).
Необходимо отметить сдедующее: АПАС корабля «Союз» является чисто элек-
тромеханической конструкцией без< гидро- или пневмоэлементов, что (в том числе
по мнению специалистов США) является преимуществом. После создания электро-
гидравлического АПАСа НАСА заключило контракт с одной из фирм на разработ-
ку электромеханического варианта, который был рассмотрен еще на начальном эта-
пе работ.
Хотя АПАС «Союза» имеет значительно меньшую массу (269 кг), чем АПАС
«Аполлона» (420 кг-без крышки туннеля), по-виднмому, обе принципиальные кон-
структивные схемы равноценны
Механизмы стыковочного шпангоута. Прн проектировании за основу принци-
пиальной схемы замков обоих АПАСов была взята система замков СТУ комплекса
«Союз» - «Салют».
Замкн стыковочного шпангоута на КК «Аполлон» (рис. 1.30) были выполнены
со следующими основными отличиями:
основной привод системы, осуществлявший стягивание и открытие активных
крюков, был установлен непосредственно на одном из замков;
резервное открытие производилось дополнительным приводом с независимой
замкнутой тросовой связью, одновременно приводящим в действие механизмы от-
крытия активных н пассивных крюков рычажного типа (рис. 1.31);
основной и дополнительный электроприводы замков были идентичны и по-
строены на тех же основных элементах, что и привод СТМ (электродвигатели пере-
менного тока, шестеренчатый дифференциал, концевые выключатели на микропере-
ключателях и др.).
Рис. 130. Система зам-
ков стыковочного шпан-
гоута АПАСа («Апол-
лон»):
/-основная тросовая связь;
2-привод резервного рас-
крытия ;	3 - направляющий
ролик; 4-замок; 5-прнвод;
6-тросовая связь резервного
привода
42
Рис. 1.31. Замок стыковочного шпангоута АПАСа («Аполлон») (активный и пассивный
крюки в открытом положении):
1 -пружина ввода; 2-эксцентриковый вал; 3-резервный спуск; 4-ось поворота; 3-набор пру-
жин пассивного крюка; б-эксцентриковый вал (резервный)
Установка привода на замке оказалась более рациональной по компоновке
и силовой схеме и была также применена при разработке АПАСа для КК «Союз».
Анализ, проведенный при разработке, показал, что механизм резервного раскрытия
замков с дополнительным приводом существенно сложнее и содержит большое ко-
личество подвижных элементов, чувствительных, в частности, к зазорам и допускам.
В результате, в замках сохранили пироболты для резервного отстрела активных
крюков. Дополнительно было введено восемь пнроболтов для пассивных крюков,
позволяющих производить расстыковку со стороны АПАСа в пассивном состоянии.
Подобная конструкция замков с пироболтами в пассивных крюках использовалась
позднее для последующих модификаций СТУ для комплекса «Союз»- «Салют».
Особенности управления стыковкой. Управление АПАСамн отражает специфику
построения управления системами кораблей «Союз» и «Аполлон». По аналогии
с ранее созданными системами стыковки управление АПАСом на КК «Союз» было
построено так, что штатно стыковка начиналась автоматически как непосредствен-
ное продолжение этапа сближения. Процесс стыковки с АПАСом начинался при
срабатывании двух из трех датчиков смешения кольца от выравненного положения.
По сигналу от этих датчиков выключалась система ориентации КК и включались
двигатели РСУ «вперед». По сигналу от датчика сцепки РСУ выключалась, форми-
ровалась команда «стыковка». По этой команде при штатном протекании процесса
с 60-секундной задержкой, предусмотренной для амортизации относительных коле-
баний КК и выравнивания кольца с направляющими, включался привод СТМ на
стягивание. Процесс стыковки контролировался автоматической временной про-
граммой, выключавшей систему при нарушении временной последовательности вы-
полнения отдельных операций. Эти операции могди быть выполнены по командам
как с корабля, так н Земли. Контроль работы и состояние системы стыковки осу-
ществлялись космонавтами на ПК и в ЦУПе с помощью системы телеметрии.
Стыковка КК «Аполлон» может быть выполнена только при управлении н кон-
троле экипажем. Предусмотрен ограниченный наземный контроль системы по теле-
метрии. Электрическая схема АПАСа состояла из двух независимых подсистем.
Питание асинхронных двигателей переменного тока приводов СТМ и замков сты-
ковочного шпангоута осуществлялось от статических преобразователей постоянно-
го тока в трехфазный переменный.
Глава 2
ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
СТЫКОВОЧНЫХ УСТРОЙСТВ
Опыт,и информация, накопленные за первые полтора десятка лет раз-
вития техники стыковки, позволяют ввести классификацию стыковочных
устройств, проанализировать структуру СТУ, принципы построения
главных механизмов и выбор основных параметров. Полученные резуль-
таты позволяют более обоснованно подходить к выбору и разработке
новых СТУ, к анализу различных вариантов. Эти результаты дают воз-
можность заложить основы анализа важнейших характеристик СТУ: на-
дежности и массы конструкции. В целом, такой подход позволяет создать
научные основы техники стыковки.
Материал главы основывается на анализе фактического материала, из-
ложенного в предыдущей главе, на использовании опыта, полученного
в процессе разработки, испытаний и использования стыковочных
устройств.
2.1.	КЛАССИФИКАЦИЯ СТЫКОВОЧНЫХ УСТРОЙСТВ
Классификация СТУ может быть проведена по различным признакам:
задачам, решаемым в результате стыковки; требованиям к стыку; особен-
ностям принципиальной конструктивной схемы и компоновки; характеру
первичной механической связи между КА.
СТУ может соединять КА для выполнения совместного полета, напри-
мер стыковка двух ракетных ступеней, ракетной ступени с КК или автома-
тическим КА. СТУ может соединять два корабля или корабль с орбиталь-
ной станцией с образованием герметичного переходного туннеля. Раз-
личные задачи предъявляют специфические требования к конструкции
СТУ.
При решении одних и тех же задач к стыку могут предъявляться раз-
личные требования по точности и жесткости, поэтому устройства разде-
ляются на следующие типы: 1) с точным и жестким стыком; 2) с нежест-
ким соединением при больших допустимых смещениях по разным
координатам; 3) промежуточные типы. Наибольшее число решаемых в ре-
зультате стыковки задач требует точного и жесткого соединения, а при пи-
лотируемых полетах-образования герметичного переходного туннеля.
Большинство созданных до настоящего времени в СССР и США СТУ
обеспечивают создание такого соединения.
Практически все СТУ при стыковке проходят стадию, когда КА свя-
заны нежесткой первичной связью после сцепки. По степени жесткости
этой связи СТУ также делятся на два типа: 1) с амортизирующей связью;
2) с гибкой связью. СТУ первого типа имеют амортизационную систему,
которая способна погасить энергию относительного движения КА; при ис-
44
пользовании СТУ второго типа относительное движение после образова-
ния механической связи должно контролироваться с помощью СУ. До на-
стоящего времени варианты СТУ второго типа детально рассматривались
в США (см. подразд. 1.5.З.), однако развития не получили.
В процессе стыковки с помощью устройств, создающих точное жесткое
соединение, вначале образуется предварительная нежесткая связь аморти-
зирующего типа. Анализ этих конструкций показывает, что они могут
быть разделены на два больших класса, имеющих свои конструктивные
и функциональные особенности. К первому классу относятся СТУ с при-
емным конусом, который служит для взаимодействия со штангой, установ-
ленной на другом СТА; при амортизации соударения КА конус и штанга
нужны для компенсации промахов и последующего выравнивания. Эти
устройства стыкуются по принципу совмещения конусов, или про-
ще - «штырь - конус».
Конус занимает центральную часть СТУ, что, как правило, является не-
достатком схемы, так как загораживается центральная часть, используемая
на транспортном КК для переходного туннеля. Поэтому был создан класс
периферийных устройств, имеющих свободную центральную часть.
2.2.	ОБЩИЕ ВОПРОСЫ
Разработка принципиальной конструктивной схемы включает в себя
определение типа СТУ, его конфигурации, состава, структуры и построе-
ния основных механизмов с учетом резервирования. Кроме того, рассма-
триваются такие вопросы, как базовые размеры и основные характеристи-
ки, структура и построение управления. Выбранная схема не всегда
однозначно определяет тип применяемых конструктивных элементов.
В принципиальной схеме заложены возможности СТУ, фундамент надеж-
ности, технических и эксплуатационных свойств; в значительной степени
эта схема определяет вес будущей конструкции.
Ниже рассматриваются в основном принципиальные схемы СТУ, обра-
зующих точный и жесткий стык и относящихся к двум основным типам
(«штырь-конус» и периферийные). Анализ созданных и разработанных
СТУ показывает, что их структура в основном соответствует изложенной
в разд. 1.2. Несущей основой агрегата является корпус, на котором
установлены две основные группы механизмов, осуществляющих стыковку
и расстыковку, а также элементы для выполнения дополнитезьных функ-
ций. Анализ структуры имеет решающее значение при рассмотрении важ-
нейших характеристик СТУ -его веса и надежности. Состав этих групп за-
висит в первую очередь от требований к СТУ; в свою очередь, от состава
существенно зависят сложность и вес конструкции (табл. 2.1). Данные, при-
веденные в таблице, в частности, показывают, что масса периферийных
СТМ значительно больше, чем механизмов СТУ «штырь-конус», эго
объясняется, в основном, большими размерами буфера, большим числом
штанг и других элементов СТМ. Минимальную массу имеют полностью
пассивные СТА, например пассивный СТА для ЛМ программы «Аполлон».
Состав, в частности, зависит от степени резервирования механизмов и эле-
ментов. Массу СТУ определяют также и некоторые другие качественные
и количественные требования, например по герметичности, несущей спо-
собности, жесткости, основным размерам. Вес конструкции может суше-
45
Таблица 2.1
Массы узлов  элементов некоторых СТА
Группы узлов и элементов	Масса, кг					
	СТУ КК «Союз»		СТУ комплек- са «Союз»- «Салют»		АПАС КК «Со- ЮЗ»	АПАС КК «Апол- лон»
	акт.	пас	акт.	пас.		
Корпус	33	65	65	65	79	156
СТМ	53,5	17	57	32	125	203
Механизмы стыковочного шпангоута.	11,5	4	28	27	29	60
в том числе замки с приводом	—-	—	22	22	23	45
Дополнительные элементы	16	4	59	41	43	И
Суммарная масса * С крышкой-480 кг.	114	90	209	165	276	430*
ственно изменяться также в зависимости от степени рациональности
и тщательности проектирования, применяемых материалов и технологии.
Например, на начальных этапах создания АПАСа КК «Аполлон» стро-
гой весовой экономии не проводилось, в результате его масса, даже без
учета крышки туннеля, имеющего отдельный герметичный корпус, в 1,7
раза больше, чем у АПАСа КК «Союз».
Описанный подход к анализу веса СТУ оказывается особенно эффек-
тивным применительно к устройствам андрогинного периферийного типа.
Большой вес АПАСов по сравнению со стыковочными агрегатами типа
«штырь-конус» является существенным недостатком, сдерживающим их
дальнейшее применение. Анализ структуры и составленной на ее основе
табл. 2.1 показывает, в каких элементах сосредоточен «лишний» вес и что
нужно сделать для облегчения периферийных конструкций. Чтобы умень-
шить вес периферийного СТМ нужно прежде всего сократить размеры
кольца с направляющими выступами, а для этого необходимо уменьшить
начальные смещения при первом касании КА (см. разд. 1.4). Уменьшение
начальной скорости, сближения позволяет уменьшить ход и силу амортиза-
торов, что в конечном счете также приводит к облегчению конструкции
СТМ. Естественно, уменьшение начальных скоростей позволяет также со-
кратить вес СТМ со штырем. Однако стыковочные механизмы периферий-
ного типа имеют гораздо больше элементов (штанг, амортизаторов и т. п.),
вес которых может быть уменьшен.
Возможен еще один путь облегчения АПАСов, причем можно умень-
шить вес всех групп механизмов и элементов. Как правило, нет необходи-
мости устанавливать на всех КА полностью укомплектованные АПАСы.
Если позволяет программа полета, можно использовать облегченный СТА,
совместимый с АПАСом, и получить таким образом экономию в массе.
Можно создать, например, полностью пассивный агрегат, совместимый
с АПАСом, и в 2-2,5 раза легче последнего.
46
2.3.	ВОПРОСЫ НАДЕЖНОСТИ СТЫКОВОЧНЫХ УСТРОЙСТВ
Вопросы надежности имеют важнейшее, часто решающее, значение при
проектировании и использовании космической техники. Надежность СТУ,
включая управление, это его способность выполнять заданные функции
в течение заданного времени в условиях эксплуатации, т.е. при полете
в космосе по намеченной программе после выполнения цикла наземных
работ и выведения на орбиту.
Надежность СТУ характеризуется безотказностью. Высокая надеж-
ность-это отсутствие отказов или малая вероятность невыполнения трех
основных функций. Причинами ненадежной работы СТУ в целом могут
быть: 1) отказы отдельных его элементов или их неправильное взаимодей-
ствие между собой и с другими системами; 2) несоответствие СТУ за-
данным условиям эксплуатации или отклонение этих условий от ожи-
даемых; 3) ошибки при эксплуатации.
Первые две группы причин могут быть вызваны как органическим не-
совершенством конструкции и схемы, так и индивидуальными дефектами
изготовления, обычно носящими случайный характер. Технология изгото-
вления должна быть такова, чтобы исключались или сводились к миниму-
му дефекты производства. А если дефект явный или скрытый все же по-
явился, то объем и методика испытаний должны гарантировать его
обнаружение.
Таким образом, надежность зависит от всего комплекса работ, выпол-
няемых при создании СТУ, при подготовке к полету и его проведении: от
выбранной принципиальной схемы, конструкции и ее характеристик; тех-
нологии производства и контроля; качества изготовления; правильности
определения, учета и выдерживания условий работы; полноты отработки,
позволяющей выявить органические дефекты и несоответствия заданным
условиям; правильности правил подготовки и эксплуатации и их соблюде-
ния; квалификации и тренированности технического персонала и персонала
управления. Однако этапу проектирования, а следовательно, принципиаль-
ной схеме и конструкции принадлежит, как правило, определяющая роль,
так как при разработке не только закладываются технические основы
безотказности, принципы обеспечения схемной и конструктивной надежно-
сти, но и может быть подготовлена основа и намечена соответствующая
данной разработке эффективная программа организационно-технических
мероприятий обеспечения надежности для всех последующих этапов,
включающая в себя меры по выявлению и устранению органических, инди-
видуальных и эксплуатационных дефектов, предотвращению и исправле-
нию ошибок, определению и соблюдению условий эксплуатационных де-
фектов, предотвращению и исправлению ошибок, определению и соблюде-
нию условий эксплуатации.
Все меры сводятся в единую программу обеспечения надежности (см.
например, [12]), составляемую на начальном этапе проектирования. На
последующих этапах этот план может детализироваться, уточняться
И дополняться.
При разработке и осуществлении мероприятий большое значение
имеют метод анализа надежности и способы ее обеспечения, заклады-
ваемые в принципиальной схеме и конструкции. При создании СТУ сле-
47
дует прежде всего исходить из того, что от выполнения его основных
функций зависит, как правило, выполнение основной задачи полета, а в пи-
лотируемых полетах - безопасность экипажа. Поэтому при создании, под-
готовке и эксплуатации СТУ так же, как других основных систем КА, дей-
ствуют в двух направлениях: делают все возможное, чтобы обеспечить
максимальную безотказность его основных элементов и в то же время
стремятся создать такую конструкцию, чтобы основные функции выполня-
лись при возникновении отказов отдельных элементов, ошибках или отк-
лонениях условий эксплуатации от ожидаемых.
Для анализа и оценки надежности могут использоваться различные ко-
личественные и качественные методы [1. 6]. Широко применяемые вероят-
ностные методы часто оказываются мало эффективными, так как обычно от-
сутствуют достоверные статистические данные по отдельным, часто уни-
кальным, элементам конструкции. Эти методы целесообразно использо-
вать в основном при формулировании требований к созданному
и отработанному СТУ, как одной из систем КА, для сравнительных оце-
нок и т. п. При проектировании гораздо более эффективными оказываются
анализ структуры СТУ и его отдельных механизмов и узлов, выявление
возможных (потенциальных) отказов с оценкой вызываемых ими послед-
ствий (критичности отказов).
Возможна различная классификация отказов СТУ. Наиболее простым
и, возможно, самым эффективным для анализа оказывается разделение от-
казов на три категории критичности: I-отказ относится к безопасности
экипажа; II-отказ приводит к невыполнению основной программы полета
или к состоянию, при котором следующий отказ относится к безопасно-
сти; III-все прочие отказы. При более детальном анализе в принципе воз-
можно увеличение числа категорий.
Анализ надежности СТУ необходимо проводить с учетом выполнения
всех трех основных функций. Результаты анализа (табл. 2.2) показывают,
что с особой тщательностью следует создавать средства, обеспечивающие
состыкованное состояние и расстыковку. Большинство элементов и меха-
низмов СТУ участвуют в выполнении двух и даже трех функций. Анализ
показывает (табл. 2.3), что отказы практически всех основных элементов
СТМ, механизмов стыковочного шпангоута и некоторых дополнительных
элементов относятся ко II или I категориям. Поэтому необходимо при-
нимать меры для обеспечения надежности всех этих элементов. Есть эле-
менты, надежность которых особенно критична, это, в первую очередь,-
Таблица 2.2
Критичность отказов при выполнении основных фувкций
Основные функции стыковочного устройства	Категории критичности отказов		
	1	11	III
Стыковка	—	+	—
Сохранение состыкованного состояния	+	—	—
Расстыковка	+/-	+	—
4- чаще всего; + / — может быть; — редко
48
Таблица 2.3
Критичность откатов основных элементов СТУ бет ретерввровання
замки стыковочного шпангоута. Надежность СТУ прежде всего обеспечи-
вается рациональным построением принципиальной схемы и конструкции,
хорошо отвечающим заданным функциям и операциям; применением про-
стых и логичных решений; использованием удачных, ранее отработанных
и проверенных схем, узлов и элементов и т.д.
Одним из эффективных путей повышения наджености СТУ, как и дру-
гих систем КА, является резервирование узлов и элементов, широко при-
меняемое как в схемах управления, так и в механизмах. Существенного
увеличения надежности за счет резервирования можно добиться, в частно-
сти, потому, что СТУ относится к невосстанавливаемым системам с не-
большим ресурсом активной работы. Резервирование закладывается на на-
чальных этапах разработки принципиальной схемы и конструкции. Из
приведенного анализа (см. табл. 2.3) следует, что целесообразно резервиро-
вать все основные элементы СТУ. Однако из-за многофункциональности,
а также возможности различных видов отказов одних и тех же элементов
полное резервирование практически невозможно. Более того, резервирова-
ние с целью повышения надежности выполнения одних функций может
уменьшить надежность при выполнении других функций. Например, резер-
вирование для повышения надежности стыковки часто приводит к сниже-
нию надежности расстыковки (см. подразд. 2.1.5).
Для оценки эффективности резервирования целесообразно определять
изменение категорий критичности потенциальных отказов дублируемых эле-
ментов для всех трех основных функций, подобно тому, как это продемон-
стрировано в табл. 2.4 на основе анализа созданных СТУ. Такой подход
позволяет определить, достигнута ли цель за счет введения резервирования
49
Таблица 2.4
Изменение категорий критичности отказов при резервировании элементов
					Стыковочный механизм						Механизмы стыковочного				шпангоута		Дополнительные		
																	узлы	и элементы	
Функции			буфер	| амортизаторы 1		защелки	м О ч 3 я X а. Е	датчики	привод СТМ	механизмы выравнивания	элементы управления	замки	привод	направляющие	толкатели	датчики	элементы управления	крышка	разъемы	арматура
Стыковка		без резерва	И*	1ЕГ	II	III	II	II	[н|*	II	II	II		II	II	II	II	II	II
		с резервом			III	III	III	III	till	III	III	III	|щ	III	III	III	III	III	III
Сохранение		без резерва									I	I	III	III	III	I	III	III	I
стыка		с резервом									II	II	III	III	III	III	III	III	III
Расстыковка		без резерва	п	III	II	II	II	II	ш	II	II	II	0	III	II	II	II	Й]	II
		с резервом	ш	III	III	III	III	III	in	III	III	III		III	III	III	III		III
					S							X £		и 3 ~					св X св
					тельн	св X X					1мые гы	ТЫК 01 ика		гельн ющис				о 3 S	Е св Е X
Особенности зервирования	Ре-				Дополни защелки	Пиротех!					Независи комплекс	Для расе пиротехн		Дополни' направля				Отжимае разъемы	Заглушка
Трудно резервируемые элементы или резервирование вносит дополнительные проблемы при выполнении данной или другой функции.
и выявить проблемы, внесенные дополнительно. Естественно, при разра-
ботке конкретного СТУ необходим более детальный анализ. В частности,
необходимо учесть влияние различных видов отказов каждого элемента.
При анализе причин выхода из строя электрических схем на кон-
тактных элементах, к которым, в частности, относятся схемы управления
СТУ, обычно можно ограничиться рассмотрением двух основных видов
отказов: обрыв (или незамыкание) и короткие (или ложные) замыкания.
Иногда могут рассматриваться промежуточные их состояния: увеличение
или уменьшение сопротивления. Механическим аналогом этих дефектов
для элементов механизмов являются: поломка и заедание, а промежу-
точные состояния-деформация и затирание (неполное заедание). Это наи-
более часто встречающиеся (или сводящиеся к ним) типы отказов в СТУ.
У неподвижных элементов возможны только поломки и деформации.
Целесообразно проводить анализ возможных отказов всех основных
элементов СТУ и вызываемых ими последствий в виде, например, табл.
2.5. Его итогом может быть сводка нерезервированных элементов, отказы
которых приводят к невыполнению одной из основных функций с I или II
категориями критичности, с указанием приводящих к этому возможных де-
фектов. Такой перечень, естественно, при разработке желательно сократить
до минимума. Одним из правил, которым часто руководствуются при про-
ектировании электрических схем управления, является стремление к тому,
чтобы обеспечивалось отсутствие отказов II категории при выходе из
строя одного любого элемента, и I-при отказе двух любых элементов.
В частности, для реализации этого правила при выполнении второй основ-
ной функции, т.е. сохранении состыкованного состояния, вводятся блоки-
ровки в каналы управления основными и резервными средствами раскры-
тия замков стыковочного шпангоута, а также резервируются элементы
в электрических схемах.
Одним из эффективных способов резервирования является также так
называемое функциональное дублирование, т.е. применение механизмов,
которые способны выполнять несколько операций (см. подразд. 2.7.5.).
Дополнить, упростить и повысить эффективность анализа позволяет со-
ставление структурных схем развития отказов (рис. 2.1). Такие схемы, на-
зываемые деревьями отказов [38], следует составлять для выполнения всех
трех основных функций, на разных уровнях детализации, для основных
и резервных видов работы с учетом различных видов отказов элементов.
Такие структурные схемы на более поздних этапах разработки после полу-
чения статистических данных по надежности отдельных элементов облег-
чают подсчет вероятностных характеристик надежности СТУ.
С помощью подобных диаграмм можно проанализировать, как измене-
ние тех или иных характеристик конструкции или внешних условий работы
сказываются на надежности СТУ. Результатом такого анализа является
оценка критичности влияния этих факторов на разные элементы на раз-
личных стадиях подготовки и проведения полета. После этого можно бо-
лее обоснованно выработать требования на их воспроизведение при
отработке.
Дополнительно должны быть проанализированы примененные серийно
изготавливаемые или специально заказанные элементы конструкции
1 лектродвигатели, тормоза, микровыключатели и т.п.) и приборов упра-
51
Таблица 2.5
Основные виды отказов узлов и элементов СТУ, возможные причины и последствия
Узлы и элементы	Виды отказов	Возможные причины	Эффект	Последствия (нарушения)
Неподвиж-- ные: корпуса,	। пиро болты, уплотнения, болты, шти- фты и т.п. Подвижные: приводы, редукторы электро- двигатели, муфты, тормоза, пружины подшипни- ки, шестерни Электротех- нические и ра- диоэлементы: скользя- щие кон- такты, реле, дистанци- онные пере- ключатели, микровык- лючатели, резисторы, диоды	Поломки, деформации Поломки, деформации, заедания, затирания Обрывы (незамыкания), увеличение сопротивле- ния, короткое или лож- ное замыкание, уменьше- ние сопротивления	Дефект материала, тер- мообработка, градиент температуры, подрез, пе- ретяжка и др. Повреждения и загряз- нения, смазывание, темпе- ратура, материал, термо- обработка поверхности и др. Повреждения, непро- пай, окисление, загрязне- ния, заедания, залипания и др.	Трещины, разрывы и пр., разрушения, искаже- ния формы и т.д. Увеличение и уменьше- ние сил амортизаторов, приводов, их полная оста- новка, невхождение ответ- ных элементов и др. Невыдача команд и сиг- налов, ложные команды и сигналы, отключение электропитания, неполная коммутация, перегрев и др.	Целостности, герметич- эсти, совмещения, амор- тизации и т.д. Сцепки, выравнивания, стягивания, совмещения, разделения, открытия, расталкивания, расцепки и т.д. Стягивания, закрытия, сигнализации, открытия, телеметрии, расцепки и т.д.
Сохранение
состыкованного
состояния
Замки (закрыты)
Гчрмотичность
Активный
АПАС
Пассивный
АПАС
Корпус
Прокло
ка
Активные
замки
[ПроклаК /прок о\ ( Д (Целост\
{ ка J I на J III I несть J
Корпус (целостность)
Пассивные
замки
Несрабаты-
вание
ПриВод (нет
Включения)
Пиройолт
'Целост-
ность
Механизмы
земкоВ
Крюк
пет
.	Б/ioKu-
мтЛ1) {maL3\j’llll',a
Стоп
ноя
нко
Кет
коман-
ды
Нет
злектр
пита
ния
Нет
подрыОа
ПриВод
Нет пропорота j
^>Вс- 2.1. Структурная схема анализа элементом СТУ, обеспечивающих целостность
CTWa (на примере АПАСов). В О заключены элементы конструкции или состояния
Пмх элементов, соединенных между собой логическими символами а «И» и А «ИЛИ»
53
вления (реле, диоды и т. и.), называемые обычно комплектующими элемен-
тами. На эти элементы должны быть составлены карты режимов работы,
выбираемые с учетом определенных запасов.
К этим же вопросам примыкает выработка решений по распределению
функций между человеком и автоматикой с учетом надежности выполне-
ния операций.
Изложенный метод анализа надежности, который следует проводить на
начальном этапе создания СТУ, позволяет не только рационально по-
строить его принципиальную схему и управление, но и заложить основу
для обеспечения надежности на всех последующих этапах. Таким образом,
программа обеспечения надежности, основанная на анализе потен-
циальных отказов, концентрирует внимание специалистов всех направле-
ний (проектантов, конструкторов, расчетчиков, технологов, контролеров,
и читателей, и эксплуатационников) на наиболее критичных элементах, ус-
ловиях и взаимодействиях. В итоге эта программа предусматривает меро-
приятия при проведении следующих основных работ: разработке принци-
пиальных схем, конструировании, выборе материалов и прочностных
расчетах, определении объема и условий испытаний, создании наземных
стендов и установок, испытаниях элементов и комплексных испытаниях,
контроле на производстве, предполетной подготовке и др.
На заключительном этапе анализ потенциальных отказов является ос-
новой для составления перечня и содержания нештатных ситуаций, ко-
торые могут возникнуть в полете, для выработки действий по выходу из
них. Эти ситуации имитируются при тренировках экипажа и наземного
персонала управления.
2.4.	ОБЕСПЕЧЕНИЕ СОВМЕСТИМОСТИ И АНДРОГИННОСТИ
Соединение, или стыкуемость, КА обеспечивается совместимостью двух
СТА, устанавливаемых на эти аппараты. Стыкуемость двух СТА обеспечи-
вается взаимно увязанными размерами и расположением ответных (взаи-
модействующих или соединяемых) элементов конструкции, подтверж-
дается отработкой и испытаниями образцов этих агрегатов и обычно
проверяется предполетной контрольной стыковкой СТА, предназначенных
для соединения в космосе. Совместимость обеспечивается прежде всего пу-
тем согласования размеров непосредственно взаимодействующих элемен-
тов конструкции, которые регламентируются специальными чертежами.
Так, размеры взаимодействующих элементов и поверхностей АПАСов ре-
гламентировались тремя чертежами, составляющими один из технических
совместных документов ДВО (документ взаимодействующего оборудова-
ния). Один из них приведен на рис. 2.2.
Кроме чертежей был разработан ряд документов, которые регламенти-
ровали другие технические характеристики, влияющие на правильное взаи-
модействие АПАСов. К ним относились: нагрузки, температуры, последо-
вательность операций, программы и результаты испытаний и др.
Успешное проведение всего объема запланированных работ, завершен-
ное успешной стыковкой на орбите, подтвердило правильность и эффек-
тивность описанного выше подхода.
Основная идея создания андрогинных СТУ, как известно, заключается
в том, что эти устройства позволяют стыковать, т.е. обеспечить совмести-
54
Деформация,нм	Деформация,мм	Ход,мн
Активный крюк	Пассивный крюк
Плоскость стыка
68 макс.
80 мм спр.
Пассивный крюк
Выступание пассивного крюка
над плоскостью стыка
10а±3°'
Ход активного крюка
Выступание активного
крюка над плоскостью
стыка
Ход пассивного крюка и
деформация конструкции
при усилии Z5D0- 30 кг
^Выступание пассивного
крюка над плоскостью
стыка
Активный крюк
18*0,1
Ось активного
крюка
20±0,1ч
23*0,1
<ф> Только зти поверхности должны выть покрыты твердой
смазкой толщиной 0,015мм. Размеры контролируются
после покрытия. Допускается наличие покрытия на
остальных поверхностях крюка
Рис. 2.2. Чертеж согласования замков стыковочного шпангоута (ЭПАС)
55
мость, любых двух КА, оборудованных такими агрегатами. Возможно до-
стижение андрогинности различными методами, с различными типами
СТУ и принципами построения основных механизмов. У андрогинного
агрегата как СТМ, так и механизмы стыковочного шпангоута должны
обладать такими свойствами. Стыковочный шпангоут СТА является ста-
ционарной частью конструкции, поэтому его андрогинность практически
может быть достигнута только за счет конфигурации стыка со всеми рас-
положенными на нем взаимодействующими элементами. СТМ является
более мобильной его частью, особенности выполняемых им функций
и расположения позволяют достичь андрогинности за счет смены актив-
ной и пассивной частей СТМ. Например, возможно оборудовать СТА дву-
мя стыковочными механизмами, активным и пассивным. Другой схемой,
осуществленной в АПАСе, является перевод СТА из активного состояния
в пассивное путем втягивания буферного элемента СТМ (кольца с направ-
ляющими выступами). При такой схеме также требуется определенная кон-
фигурация кольца и других взаимодействующих элементов СТМ.
Для определения конфигурации взаимодействующих элементов как
стыковочного шпангоута, так и СТМ при создании СТУ для комплекса
«Союз»-«Салют» бы и сформулирован общий принцип, названный прин-
ципом обратной симметрии. Все взаимодействующие или входящие друг
в друга элементы (штырь - гнездо, вилка-розетка, выступ - впадина, за-
щелка-скоба и т.д.) располагаются попарно симметрично относительно
так называемой оси обратной симметрии (см. рис. 1.12). При стыковке эти
оси обоих соединяемых СТА совмещаются. Принцип обратной симметрии
является общим универсальным правилом для обеспечения андрогинности.
Возможны комбинированные методы обеспечения андрогинности, до-
пускающие кроме того стыковку СТУ двух типов: периферийных
и «штырь- конус», с этой целью на шпангоуте можно, например, устано-
вить два СТМ обоих типов.
Андрогинное СТУ проектируется так, чтобы все операции по стыковке
и расстыковке производились одним активным стыковочным агрегатом,
который может стыковаться с таким же агрегатом в пассивном состоянии,
с совместимым с ним полностью пассивным'агрегатом или содержащим
отдельные механизмы.
2.5.	ОСНОВНЫЕ ГРУППЫ МЕХАНИЗМОВ И ЭЛЕМЕНТОВ СТУ
2.5.1.	Механизмы стыковочного шпангоута. Принципиальные схемы ме-
ханизмов стыковочного шпангоута, как правило, мало зависят от того,
к какому из двух рассматриваемых типов относится СТУ. На шпангоут
устанавливаются следующие основные механизмы и элементы: замки, на-
правляющие для окончательного выравнивания, уплотнение стыка (у гер-
метичных конструкций), толкатели для расстыковки, датчики (совмещения
стыка, обжатия, уплотнения, контроля расстыковки и др.).
Наиболее сложным и ответственным механизмом является система
замков стыковочного шпангоута, которые обеспечивают стягивание
и жесткое соединение стыка, отказы замков относятся к 1 и II категориям
критичности. Возможны три основных типа замков: 1) с индивидуальными
приводами («Аполлон»); 2) с едиными приводами («Союз»-«Салют»
АПАС); 3) с групповыми приводами.
56
В конструкциях второго и третьего типов замки и привод соединены
связью, например, замкнутой тросовой. Первый тип замков имеет боль-
шую массу, большее число активных элементов, работающих при запира-
нии стыка и расстыковке; менее вероятно самопроизвольное раскрытие не-
скольких не связанных между собой замков, чем у замков с единым приво
дом. Замки с групповым приводом обладают преимуществами, присущи-
ми замкам первого и второго типов. Для расстыковки замков обычно
используется основной привод, который может резервироваться с по-
мощью дополнительного привода или пиросредств.
Для правильной работы замков стыковочного шпангоута необходимо
устранить смещения шпангоутов в радиальном направлении, выравнива-
ние по крену необходимым условием не является (например, в СТУ КК
«Аполлон»). Окончательное выравнивание производится обычно с по-
мощью направляющих штырей и гнезд. Чаще всего применяются две
пары направляющих штырей и гнезд, в том числе для андрогинных кон-
струкций. Для компенсации температурных и других деформаций одно из
гнезд удлиняется в радиальном направлении или обеспечивается подвиж-
ность одного штыря.
При применении схемы с двумя штырями возможны нарушения кон-
центричности стыковочных шпангоутов. Величина смещения геометричес-
ких центров Е определяется разностью диаметров окружностей, на ко-
торых располагаются штыри и гнезда е = (dt — d2)/2. Значения е сравни-
тельно невелики, не превышают 1... 1,5 мм. Такие смещения обычно
допустимы, так как не нарушают взаимодействия других элементов на
шпангоутах (разъемов, уплотнения и др.). Принципиально свободна от та-
кого недостатка схема с тремя штырями на одном шпангоуте и удли-
ненными в радиальном направлении гнездами-на другом, однако эта схе-
ма не андрогинна. Для андрогинных СТУ может применяться схема
с четырьмя штырями и четырьмя удлиненными гнездами.
На стыковочных шпангоутах устанавливаются пружинные толкатели.
Их сила и ход выбираются такими, чтобы происходило принудительное
полное разделение всех элементов и КА сообщалась определенная относи-
тельная скорость.
На компоновку механизмов стыковочного шпангоута может существен-
но влиять наличие электро- и гидроразъемов стыка и других дополни-
тельных элементов СТУ.
2.5.2.	Стыковочные механизмы. Стыковочный механизм является функ-
ционально и конструктивно более сложной частью СТУ, поэтому его
принципиальные схемы более многообразны и существенно зависят от ти-
па устройства. Тем не менее состав основных элементов СТМ, как прави-
ло, одинаков: буферные и направляющие элементы, амортизаторы, привод
буфера, защелки с механизмом расцепки, выравнивающий механизм.
Конфигурация СТМ и ответной пассивной части, его буферные и на-
правляющие элементы и поверхности (штанга и приемный конус, кольцо
с направляющими выступами) в значительной степени определяют про-
цессы сцепки и выравнивания.
Основой принципиальной схемы СТМ является амортизационно-при-
водная и выравнивающая система взаимосвязанных механизмов. Для обес-
печения сцепки при относительных линейных и угловых смещениях КА
57
и для амортизации их соударений СТМ имеет выдвинутый буферный эле-
мент, который втягивается после сцепки для соединения стыковочных
шпангоутов. Таким образом, буфер перемещается в двух случаях: при
амортизации и при стягивании (выдвижении). В начале или в процессе стя-
гивания агрегаты должны быть выравнены, т.е. выставлены соосно. В ре-
зультате, элементы СТМ, производящие амортизацию, стягивание и вы-
равнивание, тесно связаны и взаимодействуют между собой. При
соударении должна обеспечиваться амортизация при относительном пере-
мещении КА в любом направлении, поэтому СТМ имеют, как правило, не-
сколько амортизаторов, а буфер перемещается во всех направлениях. Ска-
занное относится к устройствам разных типов: «штырь - конус» и перифе-
рийным.
Возможны три основные схемы построения амортизационно-приводной
системы: 1) последовательная, в которой амортизаторы деформируются
относительно подвижных элементов привода (СТУ КК «Союз»); 2) парал-
лельная, в которой привод при стягивании деформирует амортизаторы
(СТУ «Джемини», «Аполлон», АПАС «Аполлон»); 3) совмещенная, у кото-
рой буфер соединен с приводом через проскальзывающий элемент, т.е.
тормоз-муфту, проворачивающуюся при определенной силе при амортиза-
ции, и используемую как предохранительный, ограничивающий силу эле-
мент при стягивании ’(СТУ «Союз»-«Салют», АПАС «Союз»).
Существуют два основных типа защелок: 1) независимые неуправ-
ляемые; 2) управляемые механически или по команде. Второй тип защелок
более сложный, при его анализе должны учитываться запаздывание на за-
пирание и дополнительные потенциальные отказы в элементах управления
ими. Их меньшая надежность подтверждается результатами летных испы-
таний.
Поучительным является опыт, приобретенный при летных испытаниях КК
«Аполлон». Несколько отказов произошло при работе СТМ, три защелки которого
запирались автоматически при срабатывании механических триггеров. Как уже
упоминалось, при осуществлении перестыковки КК «Аполлон-14» в пяти попытках
сцепки не происходило. В шестой попытке после касания командир КК А. Шепард
оставил «продольные» двигатели РСУ включенными в течение — 10 с, удерживая
таким образом КМ и ЛМ в соприкосновении, и, включив при этом привод СТМ,
полностью выполнил стягивание до срабатывания замков стыковочного шпангоута.
Однако после открытия крышек астронавты обнаружили, что в последней попытке
зашелки сработали, т.е. дефект самоустранился. После анализа, проведенного на
борту и на Земле, было принято решение о продолжении штатной программы по-
лета; вторая стыковка на лунной орбите произошла нормально Тем не менее СТМ
был возвращен на Землю, анализ показал, что наиболее вероятной причиной отказа
являлось засорение запирающего защелки штока [43].
При обсуждении принципиальной схемы АПАСов рассматривалась принци-
пиальная схема с защелками, запираемыми по электрическому сигналу сцепки. На
основе проведенного анализа с учетом опыта летных испытаний от этой схемы от-
казались и разработали конструкцию с назависимыми неуправляемыми защелками.
Для освобождения защелок при сцепке применяются электроприводы,
электромагниты и механизмы с ручным приводом. Расцепка защелок мо-
жет производиться также при движении штанги (СТУ «Союз»), однако, как
показала практика, такая схема нерациональна: усложняется работа меха-
низмов, расцепка невозможна в произвольном положении штанги СТМ-
СТМ, как правило, содержит датчики, сигнализирующие о касании (ДК)
и сцепке (ДС), движении штанги, выравнивании и т.п. Пассивная часть
58
СТМ содержит направляющие элементы (например, приемный конус); от-
ветные защелкам скобы, которые чаще всего снабжаются механизмами
(приводными или пиротехническими) для расцепки со стороны пассивной
части; датчики сцепки, используемые для выключения СТУ, сигнализации
и т.п.
Целесообразно рассмотреть вопрос о принципиальной возможности не-
посредственной стыковки стыковочных шпангоутов. Необходимость СТМ
обусловлена сравнительно широким диапазоном начальных условий сты-
ковки, обеспечиваемых системами сближения КА. Проведенный анализ по-
казывает следующее. При значительном сужении диапазона начальных ус-
ловий (максимальные смещения не более 2...3 см и скорости 3...5 см/с)
возможно создание СТУ, у которого функции «вырожденного» СТМ
(амортизацию ударов с остаточными скоростями, сцепку и выравнивание)
могут выполнять элементы, располагаемые непосредственно на стыко-
вочных шпангоутах, например толкатели и направляющие штыри, снаб-
женные соответствующими механизмами.
2.5.3.	Разъемы стыка и другие дополнительные элементы. Электро-
и гидроразъемы устанавливаются Обычно на стыковочном шпангоуте
и могут быть разделены на четыре основных типа: 1) соединяемые с по-
мощью СТМ; 2) соединяемые замками стыковочного шпангоута; 3) имею-
щие автономные приводы; 4) соединяемые вручную.
Разъемы первого и второго типов обычно функционально и конструк-
тивно тесно связаны с СТМ и механизмами стыковочного шпангоута; их
размеры, ход, силовые и другие параметры детально увязываются с харак-
теристиками основных механизмов. Например, два гидроразъема системы
терморегулирования (СТР) для СТУ комплекса «Союз»-«Салют» совме-
щены с направляющими штырями и гнездами. Разъемы третьего и четвер-
того типов более автономны, поэтому вообще могут не включаться в со-
став СТУ, тем не менее их силовые и жесткости ые параметры, точность
соединения должны увязываться с характеристиками основной конструк-
ции.
На корпусе СТА устанавливаются и другие элементы для выполнения
дополнительных функций, такие как крышка переходного туннеля с меха-
низмами открытия и герметизации, арматура системы наддува, проверки
герметичности и сброса давления, арматура гидроконтуров СТР и т.п.
Следует отметить, что вклю ение крышки туннеля в состав СТУ, хотя
и усложняет его конструкцию, обычно рационально. Общая масса и габа-
риты конструкции уменьшаются, упрощается ее компоновка. Крышка
АПАСа КК «Аполлон» имела самостоятельный корпус (см. табл. 2.1), что
дополнительно увеличило габариты и массу конструкции.
2.5.4.	Базовые размеры стыковочного устройства. Базовым размером,
определяющим габариты СТУ, размеры основных элементов, в том числе
ход буферного элемента СТМ, является диаметр стыковочного шпангоута
</ш. На его величину влияют в основном три различных фактора: диаметр
переходного туннеля; начальные смещения при стыковке; прочность
и жесткость стыка.
Внутри шпангоута СТУ типа «штырь-конус» обычно располагается
приемный конус, радиус которого д лается несколько больше величины
максимального начального бокового смещения Аг. При внутреннем распо-
59
Диаметры люков и переходных туннелей СТУ
Таблица 2.6
Туннели и люки	Диаметр, м
Аварийный люк для прохода человека [5] Люки и туннели созданных космических кораблей и станций Туннели СТУ комплекса «Союз»-«Салют», АПАСы Рекомендуемый люк для прохода космонавтов в скафандре [5] Возможный туннель для АПАСа «Комфортабельные» туннели и люки для орбитальных станций	0,45...0,5 0,65...0,8 0,8 0,9 0,92 1,2...1,5
ложении кольца с направляющими выступами периферийного СТУ диа-
метр стыковочного шпангоута не может быть меньше чем величина 2Аг.
Для СТУ с образованием переходного туннеля диаметр последнего dT
существенно влияет на dm; в свою очередь, dT определяется габаритами
переносимого груза и требованием по комфортности перехода (табл. 2.6).
Рационально, если в СТУ первого типа диаметры туннеля и приемного ко-
нуса примерно одинаковы.
В зависимости от габаритов примыкающих отсеков КА, требуемой
жесткости и прочности СТУ могут изменяться размеры стыковочного
шпангоута. При определении dui следует учитывать, что с его увеличением
значительно возрастают габариты и масса конструкции. Дело не только
в увеличении поперечных размеров. При угловых отклонениях за счет на-
чальных условий и дополнительных разворотов в процессе сцепки и после
нее необходимо, чтобы стыковочные шпангоуты, а также выступающие
элементы СТА и других частей КА не касались друг друга. Поэтому, чем
больше диаметр шпангоута, тем больше должно быть расстояние между
стыковочными шпангоутами после сцепки. В результате, с ростом dui воз-
растает ход буферного элемента СТМ и увеличиваются продольные габа-
риты СТУ. Необходимо также учитывать, что у герметичных СТУ сила от
внутреннего давления, растягивающая стык, пропорциональна квадрату
диаметра уплотнения стыка.
2.5.5.	Элементы управления и снгна ниацин. СТУ снабжается приводами
и датчиками. Как правило, стремятся свести к минимуму количество при-
водов. В активных СТА используются следующие основные приводы: 1)
буферного элемента СТМ; 2) защелок; 3) замков стыковочного шпангоута.
Для обеспечения сцепки СТУ снабжаются датчиками касания и сцепки.
С помощью сигналов от этих датчиков удается построить полностью ав-
томатическое управление, а также контролировать процесс и определять
его параметры. При пилотируемых полетах сигналы от датчиков ДК и ДС
поступают на пульт космонавта. Такая сигнализация, как показывает прак-
тика, значительно упрощает действия пилотов при ручном управлении.
При стыковках по проекту ЭПАС предусматривалось ручное включение «про-
дольных» двигателей РСУ КК «Аполлон» в момент касания КК, выключение этих,
а затем и остальных двигателей после сцепки. Командир КК или пилот КМ при ка-
сании руководствовался своими сенсорными ощущениями, и лишь информацию
о сцепке получал в виде загорания соответствующего транспаранта на ПК. Первая
стыковка 17.7.75 г. была выполнена нормально. При второй стыковке 19.7.75 г. про-
изошел ряд существенных отклонений от нормального процесса. Непредусмотрен-
ное включение «боковых» двигателей РСУ вызвало нерасчетное нагружение СТМ
КК «Союз». Несмотря на возникшие осложения, стыковка, как известно, была за-
вершена успешно [25].
60
2.6.	СТЫКОВОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА ТИПА «ШТЫРЬ КОНУС»
Принципиальная конструктивная схема СТУ с приемным конусом вну-
три стыковочного шпангоута пассивного агрегата и СТМ со штырем,
установленным в центральной части активного агрегата естественна и, ви-
димо, наиболее просто позволяет осуществить стыковку с образованием
точного стыка при значительных начальных смещениях.
2.6.1.	Стыковочные механизмы. Сцепка, как правило, должна обеспечи-
ваться при значительных углах между осями КА, в 2...3 раза превышаю-
щих начальные значения. Для входа в цилиндрическое гнездо под углом
головка штанги имеет сферическую («Союз», «Союз»-«Салют») или кони-
ческую («Аполлон») форму, в последнем случае необходим двухстепенный
шарнир между головкой и штангой. Углы разворота после сцепки ограни-
чиваются упорами на СТМ; роль упоров могут выполнять рычаги вырав-
нивания. Для амортизации соударения о конус и в гнезде головка штанги
должна перемещаться в продольном и поперечных направлениях. Для
амортизации разворота КА после сцепки необходимы угловые амортиза-
торы. Для амортизации по тангажу и рысканию используются амортиза-
торы под рычагами выравнивания («Аполлон») или разворот штанги
с упорами на амортизаторах («Союз»- «Салют»),
Выравнивание относительно поперечных осей производится путем раз-
ведения рычагов до упора в конус. Возможны три основных типа ры-
чажных механизмов выравнивания: 1) с рычагами, закрепленными на
штанге («Союз»); 2) с рычагами на корпусе («Союз»-«Салют»); 3) с рыча-
гами, имеющими связь со штангой и корпусом («Аполлон»).
Разведение рычагов для осуществления выравнивания обычно произво-
дится при стягивании штанги приводом СТМ, так как стремятся к умень-
шению общего количества приводов. В принципе, в рычажных механизмах
первых двух типов возможно применение отдельных приводов.
Кинематическая схема рычажного механизма, связанного со штангой
и корпусом, наиболее проста, и СТМ имеет минимальные продольные га-
бариты. Полное выравнивание происходит при малом расстоянии между
шпангоутами, поэтому механизм этого типа применим только при неболь-
ших диаметрах шпангоута, без выступающих за плоскость стыка элемен-
тов. При расположении рычажного механизма на штанге выравнивание
может быть завершено при значительном расстоянии между стыковочны-
ми шпангоутами, однако при этом увеличивается длина СТМ и требуются
дополнительные кинематические элементы. Расположение рычагов вырав-
нивания на корпусе позволяет уменьшить продольные габариты СТМ, од-
нако при этом закон движения рычагов и, соответственно, кинематическая
схема механизма значительно усложняются.
Штанга СТМ, т.е. буферный элемент, перемещается в двух случаях: при
продольной амортизации и при стягивании приводом. Таким образом,
амортизационно-приводная система может быть параллельного («Апол-
лон»), последовательного («Союз») или совмещенного («Союз»-«Салют»)
типа.
2.6.2.	Некоторые геометрические соотношения. Взаимодействие КА
в процессе и после сцепки во многом определяется, конфигурацией и раз-
мерами СТМ и приемного конуса. Кроме базовых размеров (диаметров
стыковочного шпангоута dILI и среза приемного конуса dK) размерами,
61
Рис. 2.3. Геометрические соотношения в СТУ типа «штырь-конус» (0К = 38 ):
«-разворот до упора, 8* = 0,1м; б-разворот до упора, 8^=0; «-стянутое положение
определяющими процесс взаимодействия и последующего соединения
в СТУ «штырь-конус», являются углы конусности рк и расположения
ограничительных упоров Ру и ход штанги hw (рис. 2.3). Эти три размера
связаны между собой, зависят от dw и dK и от типа механизма выравнива-
ния. Ход штанги зависит также от величины выступания элементов за
стык шпангоута.
Величина конусности рк существенно влияет на динамику соударения
и на весь процесс сцепки. Более благоприятно развивается процесс сцепки
обычно при меньших значениях рк (25...30°) (см. подразд. 4.2.1); однако при
уменьшении рк увеличиваются продольные габариты СТУ. Разность Рк —
— Ру определяет максимальный угол между продольными осями КА, при
котором происходит сцепка, этот угол определяется начальными значения-
ми углов Аф, АО и дополнительными разворотами до сцепки (фд, 0д); необ-
ходимо, чтобы Рк — Ру > Аф + фд.
Углы фд и 0д также определяются начальными условиями и динамиче-
скими характеристиками КА. Угол Аф + фд(А0 + 0д) и угол, на котором
происходит амортизация при развороте КА после сцепки, 8^ (8g) опреде-
ляют возможный угол между продольными осями фтах (0тах):
фтах= Аф + фд + 8^ах.	(2.1)
Угол фтлх (0тах), диаметр шпангоута </ш, просадка продольного амортиза-
тора 8™ах и размеры выступающих элементов на стыковочном шпангоуте
определяют ход штанги h{J]ax. существенно влияющий на продольные габа-
риты СТМ.
Длина штанги у СТМ с рычагами на корпусе минимальна и, следова-
тельно, СТМ с этим типом выравнивающего механизма имеет мини-
мальные габариты при выдвинутой и втянутой штанге. В такой схеме воз-
можны два варианта угловых ограничителей: с упором в подвижные рыча-
ги и неподвижные относительно корпуса СТМ угловые ограничители.
В последнем варианте не происходит нагружения рычажного механизма
при угловой амортизации, что является предпочтительным. У такого СТМ
имеется минимально возможное значение угла рк — Ру, для которого при
полном стягивании упоры не касаются конуса. При изменении конусности
(рк) минимальное значение Рк — Ру также изменяется. Для уменьшения про-
дольных габаритов СТМ целесообразно увеличивать значение конусности
(Рк = 35...40°), поэтому, например, в СТУ комплекса «Союз»-«Салют»,
62
у которого СТМ расположен на крышке туннеля, применена схема с вы-
равнивающим механизмом на корпусе и углом Рк = 38°.
2.6.3.	Особенности сигнализации. При сферической форме и сравнитель-
но небольших размерах головки штанги СТМ легко создать компактную
конструкцию датчиков касания (ДК), которая обеспечивает их срабатыва-
ние при произвольном контакте головки с конусом в определенном диапа-
зоне углов между продольными осями КА. Таким образом исключается
срабатывание этого датчика при различных промахах. При промахе необ-
ходимо быстро развести КА во избежание опасных соударений и повре-
ждений жизненно важных элементов конструкций. Для автоматического
включения РСУ активного КА «на отвод» при промахе удобно использо-
вать датчик торцового касания (ДК2 в СТУ корабля «Союз» и комплекса
«Союз» - «Салют»). Такой датчик срабатывает при попадании головки
в торец стыковочного шпангсута и не вырабатывает сигнала при касаниях
головки о конус. Датчик торцового касания срабатывает после сцепки при
касании дна гнезда приемного конуса. Поэтому этот сигнал целесообразно
использовать для автоматического управления процессом стыковки. Эф-
фективно также использовать датчик торцового касания для сигнализации
на борту КК и в ЦУПе. Телеметрическая информация о торцовых каса-
ниях при стыковке помогает с большой точностью определять параметры
начальных условий (см. подразд. 7.4.5).
2.7.	ПЕРИФЕРИЙНЫЕ СТЫКОВОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
Шпангоуты с размещенными на них механизмами обычно мало отли-
чаются у различных типов СТУ, более того, на одном н том же стыковоч-
ном шпангоуте можно установить СТМ со штырем или периферийного
типа и даже два СТМ обоих типов. Принципиальные схемы СТМ перифе-
рийного типа имеют суш ственные особенности.
2.7.1.	Общие вопросы периферийных СТУ. Возможны периферийные
СТМ двух основных разновидностей (рис. 2.4): 1) с несколькими ди-
скретными, т.е. несвязанными буферными элементами, с помощью ко-
торых Осуществляются взаимодействие при стыковке, амортизация и сцеп-
ка; 2) с непрерывным буферным элементом в виде кольца.
Рис. 2.4. Периферийные СТУ с дис-
кретными буферными элементами с на-
правляющими вилками (а) и андрогин-
ное двухштыревое (6); с непрерывным
буфером (в) (ОС-ось обратной симме-
трии)
63
Простейшим видом периферийного (но не андрогинного) устройства
с одним дискретным элементом является СТУ с вынесенным СТМ со
штырем и приемным конусом. Такая компоновка обладает рядом принци-
пиальных недостатков, которые на практике делают эту схему трудно при-
менимой; основными из них являются: 1) несимметричность СТУ, услож-
няющая размещение КА на ракете-носителе под обтекателем; 2) большее
влияние начальных погрешностей по крену на смещение головки штанги
в гнезде приемного конуса; 3) необходимость увеличения длины и хода
штанги, для того чтобы избежать касания шпангоутов при разворотах пос-
ле сцепки; 4) внецентренное стягивание СТМ, вызывающее перекос при со-
вмещении стыковочных шпангоутов; 5) большая потенциальная опасность
повреждений СТУ и КА в случае промаха при первом касании; 6) наличие
значительных возмущений при ударе после сцепки, приводящих к разворо-
ту КА и требующих увеличения энергоемкости угловых амортизаторов; 7)
большее влияние разворотов по крену на смещение направляющих шты-
рей стыковочных шпангоутов при их выравнивании.
Непрерывный буферный элемент обычно выполняется в виде кольца
с направляющими выступами для взаимодействия с аналогичным кольцом
АПАСа или направляющими другой конфигурации. Принципиальные
схемы с непрерывными буферными элементами имеют ряд преимуществ
перед схемами с несколькими дискретными элементами. Основными недо-
статками СТУ с диксретными элементами являются: 1) для компенсации
начальных промахов требуется приблизительно в два раза большая длина
направляющих, чем в СТУ с непрерывным элементом (кольцом); 2) про-
цесс амортизации и сцепки с дискретными элементами, перемещения и де-
формации которых независимы, как правило, менее благоприятный; 3)
сцепка одним или частью дискретных элементов потенциально опасна из-
за возможности соударения КА, тогда как зашелки кольца с направляю-
щими могут быть выполнены так, что сцепка происходит только при по-
лном совмещении колец; 4) дискретные элементы должны воспринимать
как продольные, так и боковые силы, т. е. содержать дополнительные попе-
речные амортизаторы и рассчитываться с учетом изгиба, в то же время
кольцо устанавливается обычно на шести штангах, работающих только на
растяжение и сжатие; 5) потенциально более опасны соударения ди-
скретных элементов при промахах, превышающих допустимые; 6) сложнее
обеспечить синхронизацию дискретных элементов при стягивании и выдви-
жении.
В силу указанных причин на практике нашли применение периферийные
СТУ с непрерывными буферными элементами. Ниже рассматриваются
СТУ только с непрерывными буферными элементами.
Возможно расположение кольца с направляющими выступами как сна-
ружи, так и внутри стыковочного шпангоута; при небольшом диаметре
шпангоута целесообразно наружное расположение, так как внутреннее про-
странство, например туннель, при этом не загораживается. При ограничен-
ной зоне под обтекателем PH возможно складывание и последующее рас-
крытие направляющих после выхода на орбиту. При большом диаметре
стыковочного шпангоута целесообразно внутреннее расположение кольца
с направляющими. Такая компоновка позволяет уменьшить габариты СТУ
или увеличить несущую способность и жесткость конструкции при сохра-
64
Ряс. 2.5. Принцип построения геометрии кольца с направляющими выступами (Аг (Ду,
Az)-максимальное начальное смешение; ДО, Аф, Д<р - максимальные начальные рассо-
гласования по тангажу, рысканию и крену):
a-положение гтивного и пассивного колец; б-перемещение активного кольца; 1-зоиа воз-
можного положения крайней точки ответного кольца с направляющими; 2-ответное кольцо
пассивного СТА
нении ее размеров. В СТУ с переходным туннелем возможна частичная
разборка или разворот направляющих в случае необходимости.
2.7.2.	Особенности стыковочных механизмов. Конфигурации направляю-
щих, кольца, а также ответных поверхностей, выбираются такими (рис. 2.5),
чтобы в процессе взаимодействия кольца активного и пассивного СТА сов-
местились по всем шести степеням свободы, т.е. заняли соосное положе-
ние; в этом положении происходит сцепка. Кроме определенной конфигу-
рации для сцепки необходима значительная подвижность кольца активно-
го СТА (большие перемещения при малых силах). Поэтому характеристики
амортизаторов определяются не только энергией при ударах, но и необхо-
димой подвижностью кольца. В результате, амортизаторы периферийных
СТУ при одинаковых начальных условиях должны иметь существенно
больший ход, чем в СТУ типа «штырь-конус».
После сцепки и амортизации необходимо осуществить выравнивание
кольца с направляющими и его последующее втягивание. Выравнивание
может производиться пружинами амортизаторов или с помощью ак-
тивных приводов. Необходимость обеспечить малые силы при амортиза-
ции вызывает дополнительные трудности при выравнивании с помощью
пружин амортизаторов, поэтому более предпочтительными являются
принципиальные схемы, в которых обеспечивается выравнивание с по-
мощью приводов.
65
Так же, как штанга в СТУ типа «штырь-конус», кольцо движется при
амортизации и при стягивании, и возможны три основных типа построе-
ния амортизационно-приводной системы: последовательная, параллельная
и совмещенная. Как в параллельной, так и в совмещенной схемах возмож-
но перемещение кольца с направлящими с помощью единого привода для
всех штанг или нескольких приводов. Применение нескольких приводов
требует синхронизации, что существенно усложняет управление ими.
Основные размеры кольца с направляющими (см. рис. 2.5) определяют-
ся диаметром стыковочного шпангоута и максимальными начальными
смещениями при стыковке. Длина направляющих определяется макси-
мальным боковым промахом Дг(Дх, Ду). Углы наклона образующей рн
и боковых граней рг направляющих определяются из анализа различных
случаев взаимодействия с учетом сил трения (см. разд. 5.6). Как и при сты-
ковке с помощью СТУ «штырь - конус», при меньших углах рн и рг силы
взаимодействия также уменьшаются; более благоприятно происходит про-
цесс совмещения колец, однако возрастает длина направляющих выступов.
На практике как это чаще всего делается, выбираются компромиссные ре-
шения: так, у АПАСов рн = 45 , рг = 45 .
Диапазон перемещений кольца с направляющими в процессе и после
сцепки определяется начальными условиями, массово-геометрическими па-
раметрами КА, характеристиками систем управления и амортизаторов.
Диапазон перемещений кольца определяет необходимый ход штанг. При
всех возможных перемещениях и разворотах кольцо и штанги не должны
касаться других элементов СТУ и КА. Это проверяется при кинематичес-
ком анализе и подтверждается на динамических моделях и испытаниями.
Ход кольца с направляющими от исходного до втянутого положе-
ния (см. рис. 2.5) в совмещенной амортизационно-приводной схеме с диф-
ференциальными связями определяется в первую очередь максимальными
значениями углов наклона кольца относительно поперечных осей 8фах,
б™3” и хода продольного амортизатора 8™ах
/1хтах = 8хтах+8ГХ4/2 + Дк+а,	(2.2)
где Дк-минимально допустимый зазор между кольцом и стыковочным
шпангоутом; а-толщина кольца; </к-его диаметр.
Максимальный поворот кольца 8^ (в) складывается из начального угла
Дф (0) и дополнительных разворотов КА и кольца
8™x= Дф + фд + 8фд,
где фд-дополнительный разворот КА до сцепки; 8фД-разворот кольца
при амортизации после сцепки.
При одном и том же диапазоне угловых перемещений кольца с направ-
ляющими при его наружном расположении ход штанг, как зто следует из
формулы (2.2), увеличивается с возрастанием диаметра стыковочного
шпангоута </ш, следовательно, возрастают продольные габариты перифе-
рийных СТУ. В результате значения параметров начальных условий сты-
ковки и базового размера <1Ш оказывают большее влияние на геометричес-
кие и весовые характеристики периферийных устройств.
Для сцепки колец с направляющими в принципе достаточно двух заще-
66
лок. Однако при установке кольца на трех парах штанг силовая схема
СТМ с тремя защелками более рациональна (см. подразд. 6.2.3). Чтобы
иметь возможность отвода КА при неполном совмещении колец активно-
го и пассивного агрегатов, схема защелок строится так, что исключается
неполная сцепка одной или двумя защелками. Следовательно, при рассты-
ковке также достаточно освободить две или даже одну защелку из трех.
2.7.3.	Особенности сигнализации и управлении. Конфигурация кольца
с направляющими выступами, большее количество сочетаний элементов
при касании усложняют систему датчиков касания КА и сцепки. С другой
стороны, для периферийных устройств более важной, чем для СТУ
«штырь- конус», является работа двигателей РСУ для осуществления
сцепки. Желательно также иметь информацию о выравненном состоянии
кольца в выдвинутом положении перед стыковкой и в процессе стягивания,
особенно при совмещении стыковочных шпангоутов.
Касание практически всегда сопровождается отклонением кольца с на-
правляющими от выравненного положения. Поэтому рациональным
является использование информации о выравненном положении кольца.
Если не учитывать продольного перемещения, кольцо имеет пять степеней
свободы отклонения от выравненного положения. Такое же количество
датчиков необходимо в общем случае для получения сигнала о перемеще-
нии кольца. В СТМ с дифференциальными связями штанг установка таких
датчиков проста. Сложнее установить датчики в СТМ с независимыми
амортизаторами. По этой причине в АПАСе КК «Аполлон» было только
три датчика, однако при этом возможно такое отклонение кольца, когда
ни один из датчиков не срабатывает.
Таким образом, пять (или меньше) датчиков в сочетании с датчиком
выдвинутого состояния обеспечивают также сигнализацию о готовности
к стыковке. Если пять датчиков обеспечивают сигнализацию о выравнен-
ном положении в процессе стягивания и выдвижения кольца, сохраняется
контроль правильности хода этого этапа стыковки.
Сцепка происходит при совмещении колец с направляющими, поэтому
датчики располагают на торцах этих колец. Практически необходимо не
менее трех датчиков на каждом кольце андрогинного агрегата. Для сцепки
нужно обжать штоки всех датчиков, в результате, предъявляются жесткие
требования к минимальности силы срабатывания, исключению заедания
штока и т.п.
На кольце с направляющими устанавливается обычно три привода ос-
вобождения защелок. Малая мощность и, как следствие, быстрота сра-
батывания приводов позволяют избежать применения специальных мер по
синхронизации их работы.
2.8.	СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ СХЕМ
СТЫКОВОЧНЫХ МЕХАНИЗМОВ
В этом разделе приведены результаты анализа различных схем СТМ,
относящихся к трем основным типам: последовательному, параллельному
и совмещенному.
Упрошенный анализ влияния потенциальных отказов привода и амор-
тизаторов на выполнение стыковки показывает (табл. 2.7), что отказы типа
заедания меньше влияют на совмещенную амортизационно-приводную
67
Таб шца 2.1
Возможность выполнения стыковки при отквзах СТУ
Разновидности потенциальных отказов		Типы амортизационно-приводных систем*		
		последова- тельная	параллель- ная	совмещен- ная
Частичное заедание амортизаторов		+	+/-	+
Полное заедание амортизаторов	продольного	+/-	-	+
	боковых и угловых	+/-	-	+/-
Частичное заедание привода		+/-	+/-	+/-
Полное заедание привода		-	—	-
• + выполняется; + / — возможна; — невозможна.
систему. Результаты относятся к обоим типам СТУ: «штырь-конус» и пе-
риферийным. При подобном анализе конкретных схем СТУ могут быть
получены более определенные и детальные результаты. Естественно, на
практике при выборе той или иной схемы учитывается весь комплекс
свойств СТУ, а также условий их создания. Приведенный анализ позволяет
более обоснованно подходить к выбору схемы и помогает в ее усовершен-
ствовании.
Важным параметром является максимальный продольный размер
СТМ. Как известно (см. подразд. 1.5.1), для комплекса «Союз»-«Салют»
необходимо было создать СТМ с существенно меньшими продольными
габаритами, чем у созданного ранее механизма корабля «Союз». Этого
удалось добиться в основном за счет перехода от параллельной схемы
к совмещенной.
В периферийных стыковочных устройствах преимущества и недостатки
всех трех типов СТМ проявляются еще более отчетливо. Амортизаторы
периферийных СТМ имеют сравнительно большой ход, поэтому кольцо
с направляющими также должно быть выдвинуто на значительную вели-
чину. Вследствие этого параллельная схема практически неприменима для
СТУ периферийного типа. Применение дифференциальных связей между
штангами СТМ позволяет в полной мере использовать преимущества сов-
мещенной схемы в СТУ периферийного типа. СТМ, построенный по такой
принципиальной схеме, соответствует выполняемой задаче, хорошо выпол-
няет основные функции: выдвижение и втягивание кольца, подвижность
при амортизации, выравнивание, а также фиксацию и сигнализацию; ее
применение позволяет получить требуемые характеристики основных эле-
ментов и функциональное дублирование при выполнении ряда операций.
Выдвижение кольца с направляющими у СТМ совмещенного типа
с дифференциальными связями производится принудительно, приводом,
причем эта операция может быть выполнена в зафиксированном положе-
нии кольца, что исключает возможность возникновения перекосов. Для
сравнения отметим, что в параллельной схеме с тросовыми связями коль-
68
ца с приводом СТМ выдвижение‘осуществляется пружинами амортизато-
ров; сила пружин в конце хода должна быть минимальна, при этом пру-
жины преодолевают трение гидравлических демпферов, включая трение
в уплотнениях.
За счет дифференциальных связей в СТМ совмещенного типа обеспечи-
ваются малые силы при перемещениях кольца по пяти степеням свободы.
Сила по шестой степени свободы (при продольном перемещении кольца)
имеет существенно большую величину. Такое соотношение препятствует
приближению кольца к стыковочному шпангоуту до сцепки и требует ми-
нимального хода при поглощении большей части энергии после сцепки.
При параллельной схеме для обеспечения подвижности кольца до сцепки
необходимо, чтобы у характеристик амортизаторов была начальная мяг-
кая ступень, за счет этого кольцо легко приближается к шпангоуту, что
сокращает диапазон перемещений по остальным координатам (см. под-
разд. 5.6.7).
За счет дифференциальных связей легко обеспечить принудительное вы-
равнивание кольца с направляющими с силой, развиваемой приводом
СТМ при выдвижении; поэтому возможно выполнение этой операции при
частичном заедании в штангах или амортизаторах. Это свойство допус-
кает также дальнейшее уменьшение сил амортизаторов при перемещениях
кольца по пяти степеням свободы. При параллельной схеме СТМ вырав-
нивание кольца так же, как его выдвижение производится силой пружин
амортизаторов.
Дифференциальные связи позволяют выполнять фиксацию кольца с на-
правляющими от перемещения по пяти степеням свободы. Фиксация обес-
печивает выдвижение и стягивание кольца даже при частичном заедании
штанг или амортизаторов. Фиксаторы предохраняют кольцо от перекосов
также при действии внешних сил, например, со стороны систем управления
КА.
Привод СТМ, построенный по параллельной схеме, при стягивании
должен преодолевать силу амортизирующих пружин и гидравлических
демпферов. Сказанное относится к СТУ типа «штырь - конус» и перифе-
рийным. За счет этого сила стягивания стыковочных шпангоутов умень-
шается. Кроме того, у периферийных СТМ может возникнуть разница
в силе амортизаторов, обусловленная допусками и особенно перепадом
температур, при этом возникают перекосы кольца, а на конечном участ-
ке - нагружение направляющих штырей и гнезд стыковочных шпангоутов.
В совмещенной схеме перекосы кольца отсутствуют.
В стыковочном механизме, спроектированном по совмещенной схеме
с дифференциальными связями легко установить датчики, сигнализирую-
щие об отклонениях кольца по пяти степеням свободы. С помощью
этих датчиков осуществляется контроль выравненного положения коль-
ца при его выдвижении перед стыковкой, при выравнивании и стягива-
нии.
Кинематическая схема и конструкция СТМ совмещенного типа с диф-
ференциальными связями сравнительно сложны и содержат значительное
количество подвижных элементов. Кроме того, как у всех электромехани-
ческих СТМ, амортизаторы имеют повышенную инерционность.
69
2.9.	РЕЗЕРВИРОВАНИЕ В ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ СХЕМАХ
Применение изложенного в разд. 2.3 метода, основанного на анализе
потенциальных отказов, позволяет обоснованно применять резервирование
в принципиальных конструктивных схемах и в схемах управления разра-
батываемых СТУ.
Применение резервных элементов является сложной комплексной зада-
чей, решение которой требует детального анализа с учетом особенностей
каждой конкретной принципиальной схемы. В то же время можно вырабо-
тать и общие рекомендации. Ниже описываются общие подходы и частные
решения, выработанные на практике и полученные с помощью анализа
созданных и разработанных СТУ.
1.	Непредусмотренное раскрытие стыка относится к отказу I категории
критичности и может быть вызвано разрушениями ряда элементов, сра-
батыванием механизмов или случайными командами (см. подразд. 3.3.3).
Для исключения самопроизвольного раскрытия стыка необходимо устра-
нить все возможные причины. Это достигается рядом схемных и конструк-
тивных решений.
Прежде всего, наиболее рациональной является конструкция, состоящая
из нескольких независимых комплектов замков. Средства резервной рас-
стыковки этих комплектов, включая управление ими, также целесообразно
структурно и функционально разделять. Комплекты или полукомплекты
могут быть расположены на одном активном СТА или на обоих состыко-
ванных агрегатах, как это, например, выполнено в СТУ комплекса
«Союз» - «Салют».
Для исключения выдачи ложных или самопроизвольных команд в схе-
мах управления приводами замков и резервными пиротехническими сред-
ствами необходима дублированная защита от непредусмотренного сра-
батывания, которая обычно реализуется в виде блокировок на выдачу
команд на расстыковку; предусматривается, в частности, отключение элек-
трического питания от схем управления приводов замков при полете в б >-
стыкованном состоянии.
При стыковке андрогинных СТУ комплект замков на пассивном агре-
гате является резервным и может быть использован для исключения рас-
крытия стыка. Кроме того, в периферийных СТУ возможно функциональ-
ное дублирование путем использования первичной механической связи,
которая может предотвратить катастрофически быстрое разделение стыка
при полном или частичном разрушении или раскрытии основных замков
стыковочного шпангоута.
2.	Резервирование в системе замков стыковочного шпангоута должно
закладываться с учетом надежности выполнения всех трех функций: сты-
ковки, сохранения состыкованного состояния и расстыковки. Резервирова-
ние средств, препятствующих случайному разделению стыка, как правило,
уменьшает надежность расстыковки, а отказ при выполнении этой функ-
ции также относится к II или даже I категории критичности.
В созданных СТУ возможно соединение трех механических связей
(одной первичной и двух вторичных). Средства разделения всех связей
обычно строятся так, что они дублированы на активном СТА, а третий
комплект механизмов резделения размещается на пассивном (СТУ ком-
плекта «Союз» - «Салют»), т.е. в общей сложности может предусматри-
70
ваться девять комплектов механизмов разделения. Такое, в принципе, на-
дежное и гибкое в управлении построение полностью не исключает,
однако, отказов в разделении стыка, например при значительной адгезии
в стыке или заедании направляющих штырей и других элементов. Функ-
циональным дублированием в этом случае является использование приво-
да СТМ или давления в туннеле для расталкивания КА. Возможно также
применение индивидуальных дублирующих средств отделения элементов,
которые могут препятствовать расстыковке. Примером полного независи-
мого дублирования является возможность отделения орбитального отсека
от спускаемого аппарата КК «Союз Т», которое в нормальном полете
производится перед началом спуска на Землю. Естественно, при этом СТА
на станции становится непригодным для последующего использования.
3.	Многие, но далеко не все проблемы по резервированию решает при-
менение андрогинных СТУ. В этом СТУ сохраняются потенциальные от-
казы, связанные с нарушением целостности стыка, отказы при расстыков-
ке, а также следующие отказы, которые могут препятствовать его
использованию как в активном, так и в пассивном состоянии: 1) необрати-
мая остановка привода СТМ в выдвинутом или промежуточном положе-
нии кольца с направляющими; 2) заедание какого-либо элемента или дру-
гая причина, препятствующая совмещению поверхностей при сцепке;
3) заедание какого-либо элемента или другая причина, препятствующая со-
вмещению стыков шпангоутов; 4) существенное повреждение деталей,
обеспечивающих герметичность стыка.
Вот почему при проектировании этих механизмов и элементов необхо-
димо особенно тщательно исследовать их работоспособность и принимать
все меры для исключения или уменьшения количества потенциальных от-
казов, например дублировать привод СТМ, сокращать число выступаю-
щих элементов на стыке кольца и шпангоута и т.п.
При отказе привода СТМ возможно использование АПАСа в пассив-
ном состоянии при отстреле кольца и взведении дополнительных пас-
сивных направляющих. Такой вариант конструкции рассматривался на на-
чальном этапе работ по проекту «Союз»-«Аполлон».
4.	При некоторых видах отказов при стыковке (существенное наруше-
ние или повреждение стыка и других взаимодействующих элементов) про-
блему решает применение запасного причала, например на длительно дей-
ствующих станциях («Скайлэб»),
5.	Кроме отмеченных в п. 2 и 3 случаев целесообразно там, где это воз-
можно, применять функциональное резервирование, т.е. использовать ме-
ханизмы не только по прямому назначению, но и для выполнения допол-
нительных операций. Например, в АПАСе КК «Союз» привод СТМ кроме
основной операции втягивания и выдвижения кольца выполнял принуди-
тельное выравнивание; в СТУ КК «Аполлон» производилось стягивание
без сцепки (см. подразд. 1.5.7).
6.	Резервирование широко используется в электрических схемах авто-
матики, коммутации приводов и индикации, это обычно сочетается с ре-
зервированием источников или шин питания с индивидуальными токовы-
ми защитами, а также приводов, датчиков, концевых контактов и т. п. Схе-
мы строятся с учетом резервирования, как правило, в соответствии с общим
принципом построения электропитания и управления КА в целом.
71
7.	Защелки СТМ целесообразно резервировать, так как это повышает
надежность сцепки при их заедании в обжатом положении. Однако при
этом увеличивается вероятность несцепки при полном заедании защелок.
Тем не менее такое дублирование рационально, потому что частичное за-
едание защелок более вероятно. Обжатие защелок может происходить под
действием силы соударения КА, достигающей величины в несколько тысяч
и даже десятков тысяч ньютон; с другой стороны, вход защелок в зацепле-
ние осуществляется силой пружин, не превышающей обычно ста ньютон.
Возможно также создание защелок с предохранением от заедания на ходе
обжатия путем введения дополнительных подвижных или разрушающихся
элементов.
8.	Сцепке может препятствовать также необжатие рабочих элементов
датчиков, например, при заедании их штоков. Целесообразно обеспечивать
возможность их обжатия путем установки датчика на упругом или разру-
шающемся элементе.
При конструировании следует создавать достаточно стабильные (про-
чные и жесткие) элементы (в первую очередь, кольца с направляющими),
деформация которых может вызвать несцепку.
9.	Несовмещение стыка может вызываться необжатием или невхожде-
нием ответных элементов на стыковочных шпангоутах. Поэтому толкате-
ли снабжаются дополнительными дублирующими направляющими, элек-
троразъемы при нестыковке утапливаются, не препятствуя завершению
стягивания. Другие узлы (датчики, гидроразъемы и т.п.) также целесоо-
бразно устанавливать на отжимаемых или разрушающихся элементах.
Вхождение направляющих штырей в гнезда обычно необходимо для вы-
равнивания и стягивания шпангоутов, поэтому их конструкция должна
быть как можно проще и иметь компенсаторы возможных искажений гео-
метрии расположения.
10.	Уплотнения, обеспечивающие герметичность стыка, обычно дубли-
руются. Резервный комплект замков стыковочного шпангоута в случае не-
герметичности также может использоваться для увеличения силы обжатия
уплотнения. Целесообразно иметь на борту средства для дополнительной
герметизации.
11.	Следует применять резервирование в приводах с помощью шесте-
рен и других видов дифференциалов, которые исключают их отказы при
выходе из строя двигателей и связанных с ними быстроврашающихся эле-
ментов, таких как шестерни, подшипники и т. п. Это предотвращает отказ
привода как при заедании, так и поломке, а также обрыве цепей питания
электродвигателей или коммутирующих элементов. В последнем случае
необходимо застопорить отказавшую часть редуктора, для чего приме-
няют, например, стопорные муфты. Такое построение дополнительно
упрощает дублирование электрических схем питания и управления.
12.	Там, где имеется возможность, целесообразно использовать ручные
операции для дублирования работы механизмов, а также их инспекции.
Например, открытие и герметизация крышек могут производиться с по-
мощью приводов и вручную, причем зти операции можно выполнять как
изнутри КК, так и со стороны туннеля. Кроме того, надежность выполне-
ния задачи повышается, если конструкция герметизирующих замков крыш-
ки допускает их разборку при отказе основного механизма.
Глава 3
ВОПРОСЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ стыковочных
УСТРОЙСТВ
3.1.	ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ СТУ.
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Стыковочные устройства, как и другие системы космической техники,
должны удовлетворять общим техническим требованиям, обусловленным
полетом на РН и в космическом пространстве. Детальные требования при-
водятся обычно в техническом задании, которое является основным доку-
ментом для разработки СТУ.
Требования по надежности и малой массе конструкции противоречивы.
Чтобы выполнить эти требования, обычно необходимы: точный учет
внешних нагрузок; тщательность статического и динамического анализа;
рациональность и стабильность характеристик амортизаторов; низкие зна-
чения и стабильность сил соединения при стыковке и разъединения при
расстыковке разъемов и других элементов; малое трение в подвижных эле-
ментах и высокий КПД механизмов; рациональные запасы по силам, раз-
виваемым приводами, стабильность этих сил (малые разброс и изменение
в процессе эксплуатации); рациональные значения коэффициента безопас-
ности и запаса прочности.
При силовых и прочностных расчетах рассматриваются следующие ос-
новные случаи нагружения СТУ: амортизация до сцепки и после нее; стя-
гивание приводом СТМ; стягивание замками стыковочного шпангоута;
нагружение внутренним давлением до стыковки; нагружение стыка и дру-
гих элементов внутренним давлением и внешними нагрузками; расстыков-
ка (работа замков и расталкивание КА).
При выборе норм прочности учитывается специфика требований к СТУ
(наличие экипажа на КА, герметичность и т. п.). При разработке АПАСов,
например, были приняты значения коэффициента безопасности к^ = 1,5 при
одновременном действии внешних нагрузок и внутреннего давления и к^ =
= 2 при действии только внутреннего давления.
Механизмы всех созданных в настоящее время активных СТА рассчи-
таны на небольшой ресурс работы; это позволяет выбирать определенные
типы конструкции и материалы, использовать более простые и легкие эле-
менты. Принимается также во внимание, что большая часть ресурса обыч-
но расходуется при подготовке к полету наземных условиях. В космосе
активный СТА должен выполнить, как правило, только одну-две стыковки.
К установленным на длительно действующих орбитальных станциях пас-
сивным стыковочным агрегатам может производить стыковку большое ко-
личество КК, причем имеется тенденция к увеличению их числа. Так,
к СТА, расположенному на агрегатном отсеке станции «Салют-6», в тече-
ние 1977 ... 1981.гг. произвели стыковку 25 кораблей «Союз» и «Прогресс»,
к СТА на переходном отсеке-10 кораблей. Такое длительное пребывание
в космическом пространстве и сравнительно большое число циклов сра-
73
батывания электромеханических конструкций заставляет принимать необ-
ходимые меры по обеспечению их работоспособности.
На орбите, а также при некоторых наземных испытаниях, механизмы
работают в вакууме с охлаждением и нагревом в относительно широком
диапазоне температур, наружные поверхности подвергаются различным
видам облучений и воздействию микрометеоритов. Эти условия влияют на
выбор материалов (в первую очередь, смазочных, резины для уплотнений,
трущихся элементов и электрических контактов, покрытий) или типа обра-
ботки поверхности и т.п.
При анализе воздействия следует учитывать общую продолжитель-
ность пребывания в космосе и продолжительность работы механизмов
в этих условиях. Это относится также к возможному диапазону темпера-
тур для автономного полета (механизмы СТУ при этом, как правило, не
работают) и при выполнении стыковки.
Вибрационные и линейные перегрузки при полете на PH влияют на
прочность и жесткость ряда элементов СТУ а также конструкцию
разъемных соединений.
Для предохранения резьбовых соединений в электромеханических СТУ
в зависимости от особенностей конструкции применяются различные виды
контровки, чаше всего с помощью эпоксидной шпаклевки; используются
также кернение в шлиц, отгибные шайбы и т.д. В конструкциях США при-
меняется и нормализованный способ, по которому изготавливаются кре-
пежные детали (болты, винты, гайки, резьбовые втулки-футерки и т.п.),
осуществляется процедура сборки и контроля. Данный вид контровки до-
Рнс. 3.1. Примеры контровки резьбовых соединений РКТ США:
а-резьбовая втулка (футерка) с трехсторонним обжатием; б-установка резьбовой втулки
в корпус; e-гайка с обжатием верхней части с двух сторон; г-примеры применеиия; 1 -часть,
развальцованная в корпусе для контровки втулки; 2-инструмент для вворачивания втулки;
3 — инструмент для развальцовки верхней части; 4 - регулировочный винт (применяется без кон-
тровочной гайки); 5-шлицы под моментную отвертку; б-маркировка винта
74
стигается применением гаек и футерок с деформированной резьбой
(рис. 3.1). Такая предварительная деформация создает необходимый натяг
в резьбе между болтом и гайкой. Свинчивание и затяжка ре ьбовых дета-
лей осуществлются только инструментом, позволяющим измерять или
контролировать прикладываемый момент (моментные ключи, отвертки
и т.п.). При этом момент контролируется как при свинчивании с целью
проверки величины натяга в резьбе, так и при затяжке для создания задан-
ной силы в резьбовом соединении. Для надежной контровки футерок
в корпусе, которые обычно после сборки недоступны для контроля, верх-
няя «ослабленная» их часть развальцовывается с помощью специального
инструмента. После затяжки детали соединения маркируются краской, на
последующих этапах подготовки к полету маркировка тщательно контро-
лируется.
Продолжительность наземной подготовки, возможная консервация до
нескольких лет, постоянно увеличивающаяся длительность полетов тре-
буют стабильности материалов, отсутствия коррозии. Для изготовления
СТУ применяются металлы (высокопрочные, чаще коррозионно-стойкие
стали, титановые, алюминиевые, в ряде случаев магниевые сплавы), а так-
же неметаллические материалы (электро- и теплоизолирующие), удовле-
творяющие указанным требованиям.
На конструкции элементов СТУ большое влияние нередко оказывает
необходимость применения освоенной технологии. При создании новых
конструкций целесообразно применять уже отработанные или даже стан-
дартизованные элементы, проверенные в ранее созданных СТУ или других
космических механизмах; это позволяет упростить и удешевить отработку,
быстрее достигнуть высокой надежности.
Деление СТУ на отдельные конструктивно и технологически закон-
ченные единицы позволяет дополнительно повысить качество и надеж-
ность вследствие защиты отдельных узлов (вплоть до герметизации) от
внешних воздействий и загрязнений при хранении, испытаниях и эксплуа-
тации; специализации проектирования; изготовления их в специализиро-
ванных производствах или цехах; организации автономной отработки
и испытаний до установки их в СТУ; большей возможности использова-
ния ранее отработанных узлов.
Защита от попаданий посторонних частиц и загрязнений является од-
ним из важнейших условий обеспечения надежной работы механизмов. Ес-
ли какой-либо механизм не может быть выполнен закрытым, то нужно
обеспечить другие средства защиты, возможность контроля чистоты и ра-
ботоспособности вплоть до заключительных операций перед запуском.
Так, перед сборкой кораблей «Союз» и «Прогресс» с ракетой-носителем
производятся не только заключительные операции с СТА, включающие
снятие защитных чехлов, чистку, смазывание, но и инспекцию головного
обтекателя ракеты.
Следующие узлы и механизмы являются типичными для СТУ и выпол-
няются в виде конструктивно и технологически законченных узлов: 1) кор-
пусы; 2) электроприводы; 3) блоки электрических концевых и сигнальных
контактов; 4) электрические датчики 5) шарико-винтовые преобразовате-
Ли; 6) блоки дифференциалов; 7) защелки; 8) замки стыковочного шпан-
гоута; 9) элек гроразъемы; 10) гидроразъемы и др.
75
3.2.	ОБЩАЯ КОМПОНОВКА.
КОРПУСЫ СТЫКОВОЧНЫХ АГРЕГАТОВ
Общая компоновка и габариты агрегата зависят от расположения агре-
гата на КА и, как правило, ограничиваются головным обтекателем, так на-
зываемой зоной полезного груза на РН. Значительные динамические пере-
грузки в широком спектре частот возникают в полете на активном участке,
поэтому необходима большая жесткость крепления узлов и элементов; как
правило, недопустимы консольные закрепления удлиненных и тяжелых де-
талей и сборок. На СТА размещается большое количество узлов, требую-
щих правильного взаимодействия, соединенных сложной системой элек-
трической кабельной связи. В целом компоновка стыковочных агрегатов
является сложной задачей, ее решение требует выбора обоснованной сило-
вой схемы, рационального размещения узлов, технологичности изготовле-
ния и сборки с учетом удобства доступа к узлам, требующим обслужива-
ния при испытаниях и эксплуатации.
Корпус СТА состоит обычно из оболочки со стыковочным шпангоутом
и задним фланцем для крепления к КА. Во внутренней полости стыковоч-
ного шпангоута устанавливаются замки с приводами, монтируются тросо-
вая связь и другие узлы стыка, к ним должен быть обеспечен хороший до-
ступ для сборки, регулировки и контроля. Количество замков значительно
меньше, чем число болтов, соединяющих аналогичные стыки. Поэтому
стыковочный шпангоут должен обладать достаточной жесткостью.
Наиболее нагруженным является корпус герметичного СТУ; его проек-
тирование, изготовление и испытания вызывают наибольшие сложности.
Жесткость шпангоута герметичного корпуса должна быть такой, чтобы де-
формации от действия внешних и внутренних нагрузок не приводили
к образованию значительных зазоров в стыке. Эксперименты показывают,
что образование местных зазоров величиной 0,1...0.2 мм не приводит к на-
рушению герметичности. Такие перемещения, однако, должны учитываться
при определении жесткости СТУ при изгибе и растяжении, так как удлине-
ния корпусов СТА-величины приблизительно того же порядка. При со-
вместных отработочных испытаниях АПАСов состыкованные агрегаты на-
гружались изгибающим моментом Мн = 4 кН  м при давлении во внутрен-
ней полости переходного туннеля и без давления; изменение продольных
размеров в плоскости приложения Ми при давлении было приблизительно
в 2 раза больше, чем при нулевом давлении.
При действии нагрузок в корпусах возникает сложное напряженное со-
стояние. Точный расчет напряжений и деформаций может быть проведен,
например, методом конечных элементов [8]. При проектировании обычно
производится оценка напряжений в его элементах приближенными метода-
ми. Корпусы герметичных СТУ для длительно действующих орбитальных
станций, например «Салют-6», рассчитываются на длительное действие г" »-
стоянных и знакопеременных нагрузок с числом циклов до 108. Корпусы
проходят статические и динамические испытания в собранном СТУ с опре-
делением запасов прочности, в том числе испытания на усталость и жест-
кость конструкции.
Герметичные корпусы изготавливаются механической обработкой
и являются одними из самых трудоемких деталей КА. Даже штамповоч-
76
I)
Рис. 3.2. Корпусы стыковочных агрегатов:
а-«Союз»-«Салют»; б-АПАС «Союз»; e-АПАС «Аполлон»
нал заготовка такого корпуса является технологически сложной деталью
и ее конструирование требует большой тщательности. Герметичные кор-
пусы изготавливаются из сплава АМг-6, имеющего удовлетворительную
прочность и хорошие конструктивные и технологические свойства (плот-
ность, однородность, стабильность, обрабатываемость, свариваемость
и др.).
Стыковочные шпангоуты герметичных корпусов созданных конструк-
ций имеют полуоткрытое наружу сечение, подкрепленное стрингерами
(рис. 3.2). Корпус и замки первых модификаций проектировались на дей-
ствие кратковременных сравнительно небольших внешних нагрузок (изги-
бающий момент в стыке до Ми = 1 кН - м). Для упрощения механической
обработки применялась сварка стрингеров; сварка, однако, приводит к вы-
77
сокой концентрации напряжений, существенно влияющей на сопротивление
усталости. При увеличении нагрузок (до Ми = 3...4кН-м), а также числа
циклов нагружения более рациональной является полностью механически
обработанная конструкция, которая при применении станков с про-
граммным управлением в целом оказывается более технологичной. Так,
например, изготавливались корпусы АПАСов.
3.3.	ЗАМКИ СТЫКОВОЧНОГО ШПАНГОУТА
3.3.1.	Выбор основных параметров. Для того чтобы исключить или све-
сти к минимуму возможность самопроизвольного раскрытия стыка, замки
стыковочного шпангоута должны создавать таусую силу предварительной
затяжки F3, которая превышает все внешние FB и внутренние нагрузки,
растягивающие стык, т.е.
— Fp + kmMK/d3
F3 > —----------= FB .
п
где Fp - растягивающая сила, создаваемая в общем случае внутренним да-
влением, уплотнением, толкателями, внешней продольной нагрузкой;
Ми-изгибающий момент; d3, п-средний диаметр расположения и число
замков; коэффициент кш характеризует распределение силы между замка-
ми при нагружении изгибающим моментом и зависит от жесткости шпан-
гоута, для абсолютно жестких фланцев кш = 2,67, для нежестких кш = 4.
Эксперименты показали, что для разработанных конструкций кш = 2,7, т. е.
шпангоуты можно считать абсолютно жесткими.
Максимальная сила, действующая на крюк замка FK, складывается из
силы затяжки и внешней нагрузки FB
FK = F3 + k4FB,
где k4-коэффициент, определяемый соотношением жесткостей крюка
и шпангоута.
Жесткость крюков, как правило, существенно меньше, чем жесткость
шпангоута, в первую очередь, за счет набора пружин в пассивном крюке,
поэтому можно считать, что к4 = 0. Пружины пассивных крюков кроме то-
го обеспечивают регламентированную силу заТяжки и работу нескольких
замков от одного привода. Указанное соотношение жесткостей крюков
и шпангоута сводит к минимуму величину динамической составляющей
при знакопеременном нагружении
стыка. Это, в частности, благопри-
ятно сказывается на сопротивле-
нии усталости и надежности дета-
лей замков стыковочного шпангоу-
та.
Рис. 3.3. Геометрические соотношения
в замках стыковочного шпангоута:
о-стянутое положение; б-сцепленное по-
ложение
78
Ход активных крюков Лж (рис. 3.3) рассчитывается так, чтобы при худ-
шем сочетании допусков на размеры, влияющие на относительное положе-
ние пары крюков в зацеплении при возможном разбросе их жесткостей
и максимальной неплоскостности стыка, обеспечивались, во-первых, вход
активного крюка в зацепление с пассивным; во-вторых, их затяжка до за-
данной силы. Таким образом,
/1к = Дтах+/1д + 8™п + 8™п,
где Дтах-максимальный зазор в стыке; йд-дополнительный ход за счет
наклонного профиля контактирующих поверхностей крюков; 5™,п и
6п'п_ деформации активных и пассивных крюков при достижении мини-
мального значения заданной силы.
Ход активного крюка для механизма с эксцентриком равен двойной ве-
личине эксцентриситета 2е +Де (где Де-допуск). Таким образом, для вхо-
да в зацепление необходимо (см. рис. 3.3), чтобы суммарное выступание ак-
тивного и пассивного крюков за плоскость стыка ha + hn с учетом
допусков Д/1а + Дйп равнялось максимальному зазору в стыке Дтах. Вели-
чина этого зазора складывается из высоты уплотнения hy и возможной не-
плоскостности стыка 8Ш. Следовательно, необходимо выполнение следую-
щего неравенства:
Ла + hn - (ДИа + ДМ > hf™ + 8£ах.
Значения нагрузок и параметров замков стыковочного шпангоута для
некоторых созданных СТУ приведены в табл. 3.1. Анализ этих данных,
в частности, показывает, что нагрузки на стык возрастают от проекта
Таблица 3.1
Нагрузки на замки стыковочного шпангоута н их характеристики
	Максимальные растягивающие				Из- гиба-	Мак- си-	Сум- мар-	Сила затяж-	Чи-	Be-	Сред-
	силы. кЬ				ющий	маль-	иая	ки од-	ело	ли-	НИЙ ди-
СТУ	вну- трен- него дав- ле- ния	уп- лот- не- чмя :ты- га	пру- жин- ных тол- кате- лей	вне- шней на- те- ки	мент Мн, кЙм	сила на одни за- мок от мн	си- маль- ная сила на одни замок, кН	замка, кН	ков	на хода ак- тив- ного крю- ка 2с	рас по- ложе- ния зам ков. м
КК «Союз»- первый комплект «Салют»	замков	95,7	60	3,4	4	3,3	0,3	20,7	26...33	8	5(6)	1,024
второй комплект замков	95,7	60	3,4	4	18,7	0,9	21,3	21,6... 25,2	8	5(6)	1,024
КК «Аполлон»	22,5	10	-	31,5	20	8,2	13,5	13,5	12	3,8	0,82
АПАС КК «Союз» и «Аполлон»	44	67	3,4	2,4	4	1,5	16	19,8... 33,4	8	6	0,92
79
к проекту, что объясняется увеличением массы и размеров КА, а также ус-
ложнением программы полета. В то же время ограничения по габаритам
и массе не позволяют существенно увеличить число замков; это требует
рационального проектирования, увеличения силы затяжки и повышения
прочности, а также повышает актуальность мер по обеспечению нераскры-
тая стыка.
3.3.2.	Конструкция системы замков. Наибольшее распространение полу-
чил тип замков стыковочного шпангоута с единым приводом с замкнутой
тросовой связью. Необходимое количество замков зависит от диаметра
и жесткости шпангоутов, заданных нагрузок, допустимого раскрытия сты-
ка, особенное гей компоновки. Их количество лимитируется габаритами
сборки каждого замка, а также габаритами других узлов, располагаемых
на стыке.
При конструировании замков с единым приводом с тросовой связью
большое значение имеет выбор диаметра троса, так как этот размер опре-
деляет габариты ряда основных узлов и влияет на надежность конструк-
ции. Предельная сила нагружения троса при затяжке замков F™x опреде-
ляется по формуле
F т —	р£ sin рт/г ш,
где Е-эксцентриситет вала замка; гш- радиус шкива; Fp-значение силы на
крюк замка (рис. 3.4) при повороте эксцентрика на угол р?, при котором
достигается максимальный момент на шкиве; пт-запас прочности троса;
пс-запас по силе, развиваемой приводом; fcnp-отношение максимальной
силы привода к минимальной (коэффициент разброса силы).
Чтобы иметь минимальные габариты и массу конструкции, при-
F.uH
263
Рис. 3.4. Зависимости сил, моментов и перемещений в замке (АПАС «Союз»):
а-завнснмость силы от деформации пассивного крюка; б-то же для активного крюка; «-диа-
грамма сил, моментов, перемещений и углов поворота ксцентрикового вала; /-макси-
мальные значения; 2 - минимальные значения
200
КЗ
100
60
Характеристика
уплотнения при
сжатии
Зпюра крутящего момента
на валу привода
= 576Н-М
д,мм
„	Начало дефор- _
Максимальное нации крюков 'Виодкрюков
Выступание'при пеплос-	О зацепление
уплотнения костности стыка — 1 мм
80
г
Рис. 3.5. Замок стыковоч-
ного шпангоута с приво-
дом (АПАС «Союз»):
1 - блок концевых контактов;
2 -электродвигатель; 3- ре-
дуктор; 4 - «плавающая» ше-
стерня; 5-барабан; б-трос;
7 - крюк; 8 - эксцентриковый
вал
нимаются небольшие значения коэффициентов запаса (пт = пс « 1,5) и вы-
бирается привод с минимальным разбросом развиваемой силы (кпр =
= 1,2...1,3). При расчете максимальной величины силы стягивания Fp
учитываются допуски на положение крюков и возможный разброс жестко-
сти основных элементов (пружин, крюков и т.п.).
Установка привода на замке (рис. 3.5) при общем числе замков, равном
восьми, позволяет уменьшить силу в тросе на 12,5%. Кроме того, умень-
шается разброс момента, развиваемого приводом, так как увеличивается
КПД передачи, становится более рациональной силовая схема выходной
пары редуктора и упрощается тросовая связь.
При нормальной работе системы замков наиболее нагруженной являет-
ся ближайшая к приводу ветвь троса. Однако все ветви делаются равно-
прочными, так как возможно случайно повышение нагрузки в любом за-
мке. Конструкция тросовой связи должна обеспечивать эффективную
81
и удобную регулировку положения шкива на каждом замке и силы предва-
рительного натяжения троса.
Каждая ветвь тросовой связи имеет два регулировочных винта. При ре-
гулировке обычно создается предварительное натяжение в тросе, равное
половине номинальной силы при стягивании F*I2', такое натяжение обес-
печивает работу без «провисания» троса при затяжке с силой, равной F?.
Чтобы обеспечить работоспособность тросовой связи при превышении си-
лой номинального значения, имеются канавки в шкивах замков и дополни-
тельных направляющих роликах.
Большое влияние на габариты узла оказывает тип заделки концов тро-
са. Практика показала, что наибольшей компактностью обладает крепле-
ние троса с помощью втулок, которые подвергаются обжатию до возник-
новения пластических деформаций. Такая заделка выдерживает нагрузки
вплоть до разрушающих и имеет минимальные габариты.
Анализ, подтвержденный экспериментами, показывает, что в случае
обрыва троса замки могут раскрыться, однако это зависит от того, какая
из ветвей троса разрушена. Надежность сохранения стыка обеспечивается
в данном случае тем, что тросовая связь в затянутом состоянии замков на-
гружена силой предварительного натяжения F*j2, составляющей 15...20%
от разрушающей силы F™x. Например, в АПАСе КК «Союз» применен
трос с диаметром 4,5 мм специального назначения, у которого F™x =
= 17 кН, a F? = 6kH.
Замки устанавливаются внутри стыковочного шпангоута так, что по-
ломка даже минимального числа нагруженных деталей (фактически только
самих крюков) является критичной. Механизмы резервного разделения как
активных, так и пассивных крюков с применением пироболтов имеют ми-
нимальное число подвижных деталей и полностью независимы от привода
Рис. 3.6. Замок стыковочного шпангоута (АПАС «Союз»):
/-пассивный крюк; 2-ось поворота при отстреле; 3-тарированная пружина; 4-пнроболт;
5-шкив; б- сцентриковый ал; 7-датчик закрытия
82
с тросовой связью. Все контактирующие или разделяемые при расстыковке
поверхности крюков покрываются твердыми смазочными материалами.
Большое значение имеет контроль состояния системы замков при под-
готовке к полету и его проведении. В замках применяются телеметриче-
ские датчики закрытого положения активных крюков (рис. 3.6), позволяю-
щие контролировать вход всех крюков в зацепление и их стягивание.
Для более равномерного распределения силы замков на передний
фланец стыковочного шпангоута ширина корпуса замка и соответственно
опорная база специально увеличиваются, что эквивалентно увеличению
числа замков.
Замок имеет активный и пассивный крюки. Эксцентриковый вал актив-
ного крюка устанавливается на игольчатых подшипниках, имеющих высо-
кую несущую способность, однако при вращении такие подшипники могут
создавать значительные осевые силы. Поэтому в механизме устанавли-
ваются дополнительные шариковые подшипники, выполняющие роль дву-
сторонних упорных. В замках, рассчитанных на одноразовую кратковре-
менную стыковку, с целью уменьшения габаритов и массы конструкции
могут применяться только шариковые подшипники, например бессепара-
торные низкооборотные с повышенной несущей :пособностью. Такие ша-
рикоподшипники применены например, в АПАСе КК «Аполлон».
Конструкция замка построена так, что активный крюк входит в заце-
пление с пассивным под действием силы пружины, а расцепляется при-
нудительно выступом эксцентрикового вала активного крюка. При затяги-
вании вал переходит на 6...8° ниже мертвого положения, что обеспечивает
устойчивость в стянутом состоянии механизма. Специально профилиро-
ванная планка, в пазы которой входит выступ на корпусе активного крюка,
также препятствует выходу активного крюка из зацепления. В выдвинутом
положении крюка выступ поднимается над планкой и не препятствует сво-
бодному открытию.
Эксцентриковый механизм прост по конструкции и обеспечивает рацио-
нальную зависимость между вращающим моментом и силой стягивания
(см. рис. 3.4), так как максимальная сила развивается вблизи мертвого по-
ложения эксцентрика. С целью дальнейшего снижения вращающего мо-
мента на валу замка, т.е. нагрузки на привод и силы в тросовой связи,
можно применять в замке дополнительный пружинный механизм. Его
пружина должна сжиматься на угле поворота вала, на котором замок не
нагружается, и возвращать свою энергию там, где максимальна нагрузка
на замок. Такая конструкция позволяет снизить габариты и массу привода
с тросовой связью. Подобная конструкция применена в АПАСе КК
«Аполлон».
Набор тарельчатых пружин пассивного крюка при сборке замка сжима-
ется с помощью регулировочной гайки, так что создается сила, обеспечи-
вающая минимально допустимую затяжку стыка.
3.3.3.	Вопросы обеспечения надежности и безопасности. Как показал ана-
лиз, проведенный в разд. 2.3, замки стыковочного шпангоута являются ме-
ханизмом СТУ, отказы которого являются наиболее опасными (чаще всего
относятся к I и II категориям критичности). Поэтому анализу надежности
замков уделяется наибольшее внимание. Например, в процессе создания
и при подготовке к полету по проекту ЭПАС был подготовлен и впослед-
83
ствии утвержден документ «Оценка безопасности замков стыковочного
шпангоута».
Общий подход к анализу надежности и безопасности замков стыковоч-
ного шпангоута заключается в следующем.
Раскрытие стыка может быть вызвано: разрушением деталей; поворо-
том эксцентриковых валов; поворотом активных крюков относительно ва-
лов; выдачей случайных или самопроизвольных команд.
Чтобы исключить поломки, принимаются следующие меры: применена
конструкция замков, в которой прочность лишь минимального числа эле-
ментов является критичной; используются материалы, квалифицированные
для космических условий; увеличивается запас прочности критичных дета-
лей (к = 2 по пределу текучести); устанавливаются пружины, регламенти-
рующие силу в каждом замке.
Самопроизвольному повороту эксцентриковых валов препятствуют:
трение щеток коллекторных электродвигателей; стопорная муфта привода;
перевод валов в стянутом состоянии на 6...8° за мертвое положение.
Для исключения поворота активных крюков с выходом из зацепления
контактирующие поверхности крюков спрофилированы так, что сила за-
тяжки создает момент, закрывающий крюк; стопорная планка препят-
ствует повороту в стянутом положении.
Случайное или самопроизвольное включение приводов исключается
введением блокировок на выдачу команд как с КА, так и с Земли, а также
рядом схемных, конструктивных и процедурных мер (двухпроводные трех-
канальные схемы управления, высокое качество изоляции, тщательность
испытаний и т.п.). Фактически, для подачи напряжения на электродвига-
тель необходимо выдать три команды в определенной последовательно-
сти: 1) включить питание; 2) снять блокировку; 3) подать напряжение на
электродвигатель. В процессе работы обеспечивается контроль состояния
схемы управления как на КА, так и в ЦУПе.
Подобные меры принимаются для исключения случайной выдачи ко-
манд или самопроизвольного срабатывания пироболтов резервной рассты-
ковки [4].
3.4.	КОНСТРУИРОВАНИЕ СТЫКОВОЧНЫХ МЕХАНИЗМОВ
3.4.1.	Стыковочные механизмы типа «штырь-конус». Штанга стыковоч-
ного механизма этого типа имеет обычно значительный ход (сотни милли-
метров). Поэтому штанги устанавливаются на длинноходовых направляю-
щих, конструкция которых определяется характером нагружения. Особен-
но тщательно должны конструироваться направляющие СТМ, построенно-
го по совмещенной схеме (рис. 3.7), так как штанга нагружается
и перемещается при амортизации и при стягивании. При амортизации не-
обходимо обеспечить перемещение штанги при действии значительных бо-
ковых сил, поэтому трение в направляющих должно быть минимальным.
Задняя опора направляющих состоит из четырех крестообразно распо-
ложенных шариковых или роликовых подшипников, перемещающихся
в пазах хвостовой части корпуса СТМ. Такая опора воспринимает ра-
диальную нагрузку произвольного направления, а также крутящий мо-
мент. Опора сохраняет работоспособность при частичном или даже по-
лном заедании или поломках отдельных подшипников.
84
Рис. 3.7. Схема нагружения штанги в СТУ «штырь - конус»:
а - конструктивная схема; б-нагружение при ударе о конус; e-нагружение при упоре углового
ограничителя; 1 -штанга; 2 - шарико-винтовой преобразователь; 3-двухстепенной шарнир;
4-передняя опора; 5-задняя опора
Штанга СТМ представляет собой винт с шарико-винтовым преобразо-
вателем поступательного движения во вращательное движение гайки
и обратное преобразование. В принципе, гайка преобразователя может
служить передней опорой винта, однако при значительных боковых силах
на опору трение в гайке увеличивается. При ударе о конус на головку дей-
ствует сила FK, а реакция в передней опоре
Fn-F^l+IM
При значительной величине отношения /,//2, что имеет место в выдви-
нутом положении штаиги, и малых углах а без учета трения в задней опо-
ре, реакция в которой существенно меньше, при коэффициенте трения
в передней опоре X > tga/(l +li/l2), происходит заклинивание штанги. На-
пример, для a = 20" и /1//2 = 5 условие заклинивания Х^0,06. Поэтому
в СТМ устанавливается дополнительная передняя опора качения (см.
Рис. 3.6). Чтобы уменьшить габариты, используются роликовые подшипни-
ки без внутренней обоймы, обладающие большой несущей способностью.
Подшипникч в каждой паре опоры смещены в осевом направлении, что
обеспечивает работу опоры при наличии винтовой канавки.
Полную защиту шарико-винтового преобразователя, головки и других
85
элементов штанги от попадания посторонних частиц и загрязнений осуще-
ствить прак ически невозможно. В связи с этим наряду с конструктивными
мерами (резервирование и т. п.) необходимы тщательная подготовка и кон-
троль при наземной подготовке КК, вплоть до заключительных операций
на космодроме.
Обойма гайки преобразователя устанавливается на одном четырехдо-
рожечном шарикоподшипнике с разъемным внутренним или наружным
кольцом. Такой подшипник хорошо воспринимает значительные осевые
и радиальные силы, моменты относительно поперечных осей и позволяет
получить удовлетворительную силовую схему при небольших габаритах
и инерционности вращающихся деталей. Боковые силы вызывают изгиб
винта, что может нарушить работу шарико-винтового преобразователя.
Чтобы избежать этого, необходимо обеспечить угловые и радиальные
перемещения гайки при деформациях винта.
Очень важно обеспечить минимальную инерционность подвижных эле-
ментов СТМ, перемещающихся при амортизации. Для этого необходимо
сократить до минимума число подвижных деталей, максимально их облег-
чить и рационально выбрать передаточные отношения преобразователя
и редуктора.
При наличии боковых амортизаторов необходимо обеспечить разворот
штанги с корпусом привода и направляющими задней опоры относитель-
но основания. На основании устанавливаются амортизаторы и демпферы,
тяги которых крепятся к задней части корпуса направляющих. Пружинные
амортизаторы и демпферы являются одновременно ограничителями при
угловых перемещениях; для более равномерного ограничения амортиза-
торы и демпферы смещены друг относительно друга на 45°.
Силовая схема, показанная на рис. 3.7, используется для расчета про-
чности и жесткости корпуса и других элементов СТМ, включая напра-
вляющие для задней опоры винта. Упругие перемещения корпуса, основа-
ния и других элементов являются составляющими общей деформации
СТМ при амортизации ударов о конус и при развороте после сцепки, эти
деформации существенно влияют на характеристики амортизационной си-
стемы. Диаметр штанги, ряд размеров корпуса с направляющими и осно-
вания определяются с учетом расчета на жесткость.
Максимальные осевые нагрузки на штангу возникают при амортизации
после сцепки и при стягивании. Максимальная сила Fctm> развиваемая
приводом, определяется силами, необходимыми для соединения элементов
на стыковочном шпангоуте (направляющих штырей Fm, толкателей F^
электро- и гидроразъемов F3p, Frp и др.) с коэффициентом запаса по разви-
ваемой силе кс = 2...3, т.е.
Fctm = Ac (Fm + F„ + F3p + Frp +...).
Обычно FcIm = Ю...15 кН; рационально, особенно при совмещенной
амортизационно-приводной схеме, если максимальная продольная сила
при амортизации Fjj1^ примерно равна той же величине.
Диаметр штанги рассчитывается по изгибу при максимальной боковой
силе Fjj1 “ при амортизации. Расчет ведется с учетом жесткости штанги.
86
Кроме того, при выборе диаметра штанги (винта) учитывается прочность
шарико-винтового преобразователя, а также устойчивость винта.
Конструкция головки, имеющей сферическую форму, определяется
устройством защелок с механизмом их освобождения при расцепке и кон-
струкцией датчиков касания (ДК1, ДК2) и сцепки (ДС). Защелки должны
срабатывать при небольших силах (несколько десятков ньютон), а при
амортизации (после сцепки) и стягивании должны выдерживать значи-
тельные нагрузки (10...20 кН). Защелки поворотного типа в целом пред-
почтительнее, отличаются меньшим трением и более простым взаимодей-
ствием с механизмом освобождения. Кроме того, в механизм защелок
поворотного типа сравнительно легко ввести дополнительный элемент,
обеспечивающий их утапливание при частичном заедании. Последнее об-
стоятельство имеет большое значение, так как защелки наряду с некоторы-
ми другими элементами головки штанги трудно или даже невозможно по-
лностью защитить от попадания посторонних частиц и загрязнений.
Чтобы уменьшить число элементов и упростить схему датчика касания
(ДК1), лепестки головки целесообразно связать между собой коническими
шестернями. Датчики ДК2 и ДС дублируются и имеют по два незави-
симых нажимных элемента. Заедание датчика сцепки может препятство-
вать сцепке, поэтому и здесь желательно обеспечить утапливание рычага
при заедании датчика.
Элементы головки (защелки с механизмом освобождения, датчики
и др.) должны сохранять работоспособность в более широком диапазоне
температур (± 70...80°С), чем другие узлы СТМ. Учитывая это обстоятель-
ство и сравнительно небольшое число срабатываний трущиеся поверхно-
сти защелок, датчиков и других деталей головки покрывают твердыми ан-
тифрикционными покрытиями.
Чтобы передать электрические сигналы от датчиков головки штанги на
корпус СТМ, применяется электрический многожильный кабель, выпол-
ненный в виде длинноходовой пружины и помещенный внутрь винта. Та-
кая конструкция хорошо компонуется и, как показывает практика, надежна
в работе.
Рычаги выравнивания кинематически связаны со штангой. Располо-
женные на корпусе СТМ совмещенного типа (рис. 3.8), они связаны между
собой коническими шестернями и приводятся в действие кулачковым меха-
низмом, вращающимся синхронно с гайкой шарико-винтового преобразо-
вателя привода. Кулачок поворачивает ведущий рычаг; профиль кулачка
выбирается таким, что обеспечивается требуемый закон движения: непо-
движность-на I участке (амортизация); разведение до полного выранива-
ния-на II; сведение при дальнейшем стягивании-на III. На последнем
участке необходимо, чтобы концы рычагов точно отслеживали поверх-
ность конуса. При этом ролик рычага проскальзывает вдоль образующей
конуса. Если возникает «натяг», например при сбитом положении кулачка,
а трение велико, то может происходить заклинивание рычажного маханиз-
ма (см. рис. 3.8,6). Поэтому ролики рычагов покрываются смазочным ма-
териалом. Для дальнейшего уменьшения трения целесообразно также вве-
сти дополнительную степень свободы поворота ролика относительно
поперечной оси. На корпусе СТМ установлены неподвижные упоры, пред-
охраняющие сложенные рычаги от перегрузки при амортизации.
87
Рис. 3.8. Механизм разведения
рычагов («Союз»-«Салют») (а)
и схема его нагружения (6):
/-ведущий рычаг; 2-шарико-вин-
товой преобразователь; 3- угловой
ограничитель; 4-редуктор; 5-кула-
чок
Мпр
Заедание датчика сцепки гнезда (ДСП) так же, как ДС в головке штанги
СТМ, может препятствовать сцепке, поэтому целесообразно введение до-
полнительного отжимного элемента.
Для разервной расцепки используются как пиротехнические средства,
так и механизмы многократного использования с электроприводом. В кон-
струкции с приводом желательно, чтобы этот механизм обеспечивал рас-
цепку при действии силы стягивания, создаваемой приводом СТМ. Для
снижения трения, создаваемого этой силой, применяется механизм с пово-
ротной обоймой, вращаемой электроприводом и освобождающей четыре
упора с кулачковым механизмом (см. рис. 3.8).
При герметичном исполнении СТУ гнездо закрыто отдельной крыш-
кой, не воспринимающей нагрузки при амортизации и стягивании.
3.4.2.	Стыковочные механизмы периферийного типа. Кольцо с напра-
вляющими (рис. 3.9), имеющее сложную конфигурацию, подвергается дей-
88
Рис. 3.9. Расчетные случаи нагружения кольца с направляющими (АПАС «Союз»)
ствию пространственной системы сил. Определяющими являются три ос-
новные группы расчетных случаев: 1) амортизация перед сцепкой (взаимо-
действие направляющих и удар кольца о направляющий выступ) (а);
2) амортизация после сцепки (центральный удар, разворот) (б); 3) стягива-
ние приводом СТМ (в).
При нагружении до сцепки деформация не должна препятствовать со-
вмещению колец. Деформации в двух последних случаях не должны приво-
дить к выходу защелок из зацепления.
Наибольшие напряжения в кольце возникают обычно при отдаче и стя-
гивании. Изгибающий момент Л4ф в произвольном сечении кольца от дей-
ствия радиальных составляющих силы на защелках Fri- равен
Мф = £ FriR——(\ + (pjSin ф,-), и = 1,2.3,
'<=1
где R-средний радиус кольца; ф;-угловые координаты, определяющие
точки приложения сил для данного сечения. При симметричном нагруже-
нии максимальный изгибающий момент, действующий в месте приложе-
ния сил Fri, равен M4> = 0,189FrR.
Силы, действующие на защелки и штанги, создают крутящие моменты
Ьк, от которых в кольце возникают дополнительные изгибающий и крутя-
щий моменты, равные
ф| sin ф,-	cos ф,-
~2л	+ (1 +GIp/EIo)n
(PiCOSCPi
2л
sin ф,-
(1 + GIp/EIo)n
где Е1О и 6/р-жесткости сечения кольца на изгиб и кручение, п = 1, 2, 3.
Максимальные значения этих моментов равны: М<р = 0,4331, (в плоскости
между защелками); Мкр = 0,51, (в плоскости защелок).
Таким образом, элементы кольца находятся в сложном напряженном
состоянии. Абсолютные значения напряжений в сечениях кольца обычно
невелики, а размеры основных элементов выбираются из условия обеспече-
ния необходимой жесткости. Кольцо АПАСа имеет коробчатое сечение
и выступы для крепления направляющих; внутренняя полость закрывается
разъемноц крышкой, что позволяет устанавливать датчики и связывающие
их кабели. Наличие разъемной крышки уменьшает жесткость кольца. Од-
нако при достаточном количестве винтов (в АПАСе 72 винта с потайной
Рис. 3.10. Защелка кольца (АПАС «Союз»):
1 -пироболт; 2-защелка; 3-качалка; 4-рычаг с пазом; 5 - эксцентриковый вал; б-редуктор:
7-электродвигатель: 8-ось поворота; 9 - электромагнит фиксатора винтов; 10-щестерня свя-
зи винтов
90
головкой) жесткости разъемной и неразъемной конструкций, как показали
эксперименты, практически одинаковы.
Важным элементом является узел соединения кольца с механизмом
связи штанг и корпусом защелок. На его конструкцию влияет выбор кине-
матики и силовой схемы защелок и механизма их резервного раскрытия
(рис. 3.10). Созданная для АПАСа конструкция имеет полностью незави-
симый механизм резервной расцепки; это достигается тем, что корпус за-
щелок установлен на механизме связи штанг на оси вращения и удержи-
вается от поворота вокруг этой оси с помощью пироболта. Недостатком
этой конструкции является то, что силы на защелки создают существенный
момент', изгибающий кольцо.
В АПАСе дифференциальные связи реализуются в блоках дифференциа-
лов и механизмах связи штанг. Блок дифференциалов выполнен в виде ав-
тономного закрытого узла, в который кроме шестеренных дифференциа-
лов входят пружинные механизмы, датчики рассогласования, электромаг-
нитные фиксаторы, а также привод СТМ с фрикционным самонастраиваю-
щимся тормозом.
Компоновку блока в основном определяют типы дифференциалов
и пружинных механизмов. В АПАСе применены дифференциалы цилин-
дрического типа и параллельное расположение пружинных механизмов со
спиральными пружинами (рис. 3.11). При такой кинематической схеме во-
дило одного из дифференциалов (Д1) в блоке связано с боковым колесом
другого дифференциала (Д2). Для того чтобы обеспечить необходимые со-
отношения в дифференциальной кинематической схеме и избежать скручи-
вания пружин механизма, связанного с Д2, при стягивании пара шестерен
(на водиле Д1 и солнечное колесо дифференциала Д2) имеет передаточное
отношение 2:1. Такое же передаточное отношение имеет пара шестерен
между Д2 и его пружинным механизмом. При стягивании происходит не-
прерывное рассогласование одного из дифференциалов (Д2).
Элементы блока дифференциалов вращаются при амортизации, поэто-
му должны обладать минимальными инерционностью и трением. Следова-
тельно, желательно сокращать количество и размеры подвижных элемен-
тов. Большое значение имеет также выбор передаточных отношений.
Скорость вращения основных элементов блока определяется переда-
точными отношениями между гайками шарико-винтовых преобразовате-
лей и дифференциалами ia и преобразователя «швп- От этих передаточных
отношений зависят моменты на валах и шестернях, их габариты и масса,
а также приведенные массы вращающихся деталей. *
Чтобы уменьшить инерционность редуктора, обычно выгодно умень-
шать скорость вращения его элементов. Например, если принять, что пере-
даваемый шестерней крутящий момент можно варьировать, изменяя ее
ширину Ь, то момент инерции шестерни 1, пропорциональный Ь, при по-
стоянном диаметре шестерни возрастает линейно с уменьшением переда-
точного отношения редуктора i.
Приведенный момент инерции шестерни 1П = И2. Для СТМ можно счи-
тать, что приведенная к поступательному движению кольца масса вра-
щающихся деталей Шд, имеющих момент инерции 1Д, определяется по сле-
дующей приближенной формуле:
та = ^дОд'ШВп)2’
91

Рис. 3.11. Блок диффе-
ренциалов с приводом
стыковочного механизма
(АПАС «Союз):
/-блок концевых контактов;
2-дифференциал; ./-элек-
тромагнитный фиксатор;
4-пружинный механизм;
5-датчик рассогласования;
б-привод СТМ
где 1’швп =‘2.tz/s (s-шаг винта). Так, для уменьшения тд после проведения
отработочных испытаний АПАСа передаточное отношение 1Д было умень-
шено в 1,6 раза, максимальная скорость вращения основных элементов
при этом уменьшалась с 665 до 415 об/мин (подсчитаны для амортизации
при скорости И™ах = 0,3 м/с), а приведенная масса всех вращающихся эле-
ментов уменьшилась с 205 до 170 кг. За счет уменьшения приведенной
массы и изменения некоторых других параметров удалось значительно
уменьшить дополнительные динамические нагрузки при амортизации.
Передаточное отношение редуктора между фрикционным тормозом
привода и гайкой шарико-винтового преобразователя in определяется си-
лой стягивания Fctm и максимальным моментом тормоза Мфст^
«п = ^СГм/ОшвпЛ'/фст)-
При проектировании стремятся получить максимальный момент Мфст
при выбранных габаритах тормоза (см. разд. 6.3), это позволяет снизить
приведенный момент инерции вращающихся деталей тормоза и в резуль-
тате-дополнительные динамические нагрузки на КА.
Максимальная сила стягивания Fctm определяется аналогично силе
СТМ типа «штырь - конус».
Дифференциальная связь между винтами реализуется в механизмах свя-
зи штанг (рис. 3.12), расположенных на кольце с направляющими. Этот ме-
ханизм, разработанный при создании АПАСа, оказался удачным по всем
основным характеристикам (кинематической и силовой схемам, компонов-
ке и др.).
Приведенная к поступательному перемещению кольца масса вращаю-
щихся деталей трех механизмов связи т^.с, расположенных симметрично
под углом 120°, определяется по формуле
тм.с = l,5/B/(2ssina/2n)2,
Рис. 3.12. Механизм связи винтов (АПАС «Союз»):
1-винт левый; 2-пружинный механизм; 3-датчик рассогласования; 4 - измерительный потен-
циометр; {-электромеханический тормоз (ЭМТ); 6-винт правый
93
Рис. 3.13. Механизм штанги с ша-
рико-винтовым преобразователем
(АПАС «Союз»):
/-кожух жесткий; 2-кожух гибкий;
3-винт; 4- гайка ШВП; 5-ось двухсте-
пенного шарнира
где /в-суммарный мо-
мент инерции винтов и
других вращающихся
деталей механизма свя-
зи; s-шаг винта; а-
угол между винтами в
паре. Фактическое зна-
чение приведенной мас-
сы сравнительно неве-
лико, у АПАСа =
= 16 кг.
Диаметр винтов
рассчитывается из условия устой-
чивости при амортизации и несу-
щей способности шарико-винтово-
го преобразователя при стягива-
нии и амортизации. Для передачи
вращения гаек преобразователя на
корпус агрегата необходимы двой-
ные (с передачей вращения) двух-
степенные шарниры. В АПАСе при-
менена конструкция с коническими
шестернями (рис. 3.13). Из-за боль-
шого количества подвижных дета-
лей необходима защита этих шар-
ниров. После окончания отработ-
ки в конструкцию АПАСа были
введены подвижные и гибкие ко-
жухи. Эти узлы также конструи-
руют»
враш
деталА 4 СТМ (минимальность мо-
мента |шерции и трения).
Так же, как в СТМ типа «штырь-конус», электрические связи от коль-
ца с направляющими выводятся с помощью спиральных пружинных кабе-
лей с ходом до 0,6 м (см. например рис. 1.8 и 1.25). Однако в перифе-
рийных СТУ эти кабели расположены свободно и обеспечивают про-
извольные линейные и угловые перемещения кольца.
 с учетом требований к
эщимся при амортизации
35. ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ СТУ
3.5.1. Приводы. В электромеханических СТУ применяются электропри-
воды (см. например, рис. 3.5), которые используются для выполнения сле-
дующих основных операций: 1) перемещение штанги или кольца с напра-
вляющими; 2) открытие и закрытие замков стыковочного шпангоута;
3) освобождение и взведение защелок; 4) открытие и герметизация кры-
шек.
Существенными .особенностями этих приводов являются: малый ресурс
работы (чаще всего 5... 10 штатных и до нескольких десятков технологиче-
ских циклов с общей продолжительностью работы до нескольких часов);
94
небольшая мощность (от нескольких-ватт до нескольких десятков
работа в вакууме; отсутствие регулирования скорости.
ватт);
В электромеханических СТУ применяются приводы постоянного тока
В редукторах, как правило, используются прямозубые цилиндрические ще
стерни. Такие редукторы конструктивно и технологически просты, хорошо
компонуются с другими элементами (муфтами, тормозами, ЭМТ и т. п.) не
требуют длительной отработки. Шестерни и валы изготавливаются обыч-
но из коррозионно-стойких сталей.
Для снижения инерционности редукторов СТМ, работающих при амор-
тизации, шестерни максимально облегчаются. В отдельных случаях эти
шестерни изготавливаются из титанового сплава; к сожалению, титан
и его сплавы обладают плохими антифрикционными характеристиками,
что препятствует их широкому применению в редукторах.
Шестерни изготавливаются в основном по 7 классу точности, шарико-
подшипники применяются нормального и повышенного классов точности.
Для снижения трения в редукторе, что особенно важно для элементов диф-
ференциальных связей, степень точности подшипников, шестерен, а также
чистота обработки зубьев повышаются.
В отдельных случаях для снижения инерционности и габаритов приме-
няются подшипники без внутренних колец с опорой непосредственно на
поверхности вращающихся деталей; например, для обоймы гайки шарико-
винтового преобразователя.
Малый ресурс приводов позволяет проектировать шестерни с расчетом
их на прочность только по напряжению изгиба зуба с использованием
формулы [13]
ои = 2ЛДспкд/(МдЖ5у^),
из которой определяется передаваемый шестерней максимальный момент
Mmal. Здесь ои-допускаемое напряжение; Ь-ширина зуба; t/д-диаметр де-
лительной окружности; ms- модуль; кп и кд - коэффициенты неравномерно-
сти и динамичности, равные для применяемых шестерен с умеренными
скоростями вращения (1,0...1,2); коэффициент формы зуба.
Момент инерции шестерни пропорционален b и </д (при наличии значи-
тельных облегчений - приблизительно t/д). Следовательно, для снижения
инерционности редуктора целесообразно увеличивать ширину шестерен
и уменьшать их диаметр. Итак, при проектировании малоинерционных ре-
дукторов следует уменьшать межцентровое расстояние, увеличивать шири-
ну зубьев, а малую шестерню выполнять с минимальным числом зубьев.
Необходимо также применять материалы повышенной прочности и макси-
мально эффективно их использовать (так, зубья шестерен этих редукторов
обычно рассчитываются по пределу текучести материала с запасом про-
чности, равным 1,0...1,1). При выполнении этих рекомендаций кроме сни-
Эд'ния инерционности уменьшаются габариты и масса привода.
\ Из-за больших пусковых моментов двигателей постоянного тока в при-
вет ах, как правило, используются предохранительные муфты. Нашли при-
менение муфты следующих типов: 1) шарикового, дающие разброс момен-
та на входном валу привода + 35...40% от номинального значения;
2) фрикционные с шариковым регулятором (в приводе СТМ) с разбросом
До ±10...15%; 3) магнитные гистерезисные с разбросом + 5...10%.
95
Для стопорения штанги СТМ и замков стыковочного шпангоута в стя-
нутом положении используются неуправляемые муфты необратимого вра-
щения кулачкового типа.
Корпусы приводов изготавливают, как правило, из алюминиевых или
магниевых сплавов, в последнем случае-с применением антикоррозионной
защиты (оксидирование и лакокрасочные покрытия). Корпусы выполняют-
ся чаще всего закрытыми (без полной герметизации), что предохраняет
приводы от попадания посторонних предметов, способствует увеличению
ресурса работы и времени нахождения в вакууме.
При резервировании в приводах с дифференциалами целесообразно не-
комплектное дублирование всех потенциально «опасных» элементов, вклю-
чая электродвигатели, быстровращающиеся детали редукторов, тормозные
и предохранительные муфты и т. п. Наиболее тщательно в таком приводе
должны быть спроектированы элементы, отказ которых приводит к выхо-
ду из строя привода в целом, например валы, находящиеся в кинематиче-
ской цепи непосредственно перед дифференциалом и после него.
3.5.2. Электродвигатели приводов и управление ими. В приводах элек-
тромеханических СТУ используются коллекторные двигатели постоянного
тока. Двигатели с постоянными магнитами в четырехполюсном исполне-
нии, с дублированными щеточным узлом и обмоткой якоря, как показы-
вает практика, высоко надежны. Эти двигатели для применяемого диапа-
зона мощностей имеют большое отношение пускового момента
к номинальному (Мп/Мн = 5...10) и поэтому обладают хорошей перегру-
зочной способностью, что благоприятно сказывается на надежности при-
водов, однако требует применения предохранительных муфт. Несмотря на
наличие щеточного коллектора двигатели обладают хорошей работоспо-
собностью в вакууме. Для дальнейшего увеличения ресурса двигателей
и других элементов в открытом космосе можно полностью герметизиро-
вать корпусы, применять двигатели переменного тока, бесколлекторные
двигатели постоянного тока и т.п.
При применении двигателей переменного тока исключается наиболее
подверженный воздействию вакуума элемент электродвигателя-щеточный
коллектор. Однако на большинстве КА основным источником электро-
энергии является система питания постоянного тока. Поэтому их использо-
вание связано с рядом недостатков, основными из которых являются:
1) необходимость бортовых преобразователей постоянного тока в пере-
менный: 2) большая масса и габариты самих двигателей; 3) меньший
КПД (у двигателей малой мощности); 4) худшая перегрузочная способ-
ность (меньшая кратность пускового момента - МП1 Ми = 1,5... 2).
Например, в приводах СТМ и замков стыковочного шпангоута для АПАСа КК
«Аполлон» применены электродвигатели переменного тока. Для питания этих дви-
гателей использовались имевшиеся в распоряжении бортовые преобразователи ста-
тического типа (на полупроводниковых элементах) постоянного тока напряжением
27 В и переменный напряжением 115 В и частотой 400 Гц. Каждый из двух преобра-
зователей имел массу около 15 кг. В каждом приводе устанавливалось по два дви-
гателя, соединенных кинематически через дифференциал; мощность одного элек-
тродвигателя — 100 Вт, а масса ~ 2,5 кг. Небольшое отношение Мп/Ми позволяло
обойтись без предохранительных муфт, хотя это ужесточало требование на выклю-
чение электродвигателей при подходе к механическому упору.
Корпусы приводов полностью герметичны, хотя в данном случае это, видимо,
не было необходимым. Каждый привод без учета преобразователя напряжения ве-
96
Рве. 3.14. Принципиальная схема управления АПАСом «Аполлон»
сил приблизительно 10 кг. В обесточенном положении вал двигателя удерживался
неподвижно при помощи тормозной фрикционной муфты, встроенной в его кон-
струкцию и срабатывающей при подаче иа его обмотку электрического напряже-
ния.
На рис. 3.14 приведена схема управления АПАСом КК «Аполлон», включаю-
щая в себя схему коммутации электродвигателей. Надежность схемы при раз-
личных видах отказов обеспечивается за счет: 1) наличия двух полностью иден-
тичных и независимых электромеханических подсистем А и В; 2) широких
возможностей человека-оператора распознавать отказы отдельных элементов, вы-
бирать и осуществлять резервный вид управления, а также отключать все основные
цепи от источника питания с помощью кнопок с встроенными автоматами защиты
(АЗС); 3) применения трехпозиционных переключателей с ручным управлением, ис-
ключающих короткое замыкание в цепях переключения.
Особые меры, как уже отмечалось выше, приняты в схеме управления приво-
дом замков стыковочного шпангоута и в конструкции элементов схемы; например,
применен трехпозиционный переключатель для управления приводом, который за-
крыт защитной крышкой, исключающей его случайное переключение и сознательно
усложняющей процедуру управления.
В отдельных случаях на КК «Аполлон» обеспечивалась возможность включе-
ния электромеханических средств, в том числе СТУ (приводы и пиросредства), пу-
тем непосредственного подвода питания к электрическим разъемам, минуя комму-
тирующие элементы и концевые выключатели; это осуществлялось с помощью
кабелей, соединяемых вручную астронавтами.
В СТУ КК «Аполлон» и АПАСе этого корабля в приводах освобождения заще-
лок применены электромагниты с ротором как вращательного, так и поступатель-
ного перемещения. По сравнению с электродвигателями электромагниты имеют
свои преимущества и недостатки. Схема управления электромагнитами обычно
проще (не требуется концевых выключателей), однако коммутируемый ток сравни-
тельно большой (7max = 3...5 А). Для сравнения отметим, что значение силы тока
у привода освобождения защелок АПАСа КК «Союз» существенно меньше (пуско-
вой ток = 0,6 А, номинальный 1„ = 0,07 А). Электромагниты используются в со-
четании с рычажными механизмами, габариты и масса которых несколько меньше
механизмов с электроприводами. Однако рычажный механизм более чувствителен
к люфтам и допускам деталей, а магниты имеют обычно ограниченный ход.
Схемы коммутации электродвигателей приводов СТУ с дистан-
ционным управлением проектируются с учетом следующих основных
требований:
должны исполняться команды управления, в том числе кратковре-
менные (длительностью в несколько десятых долей секунды) «вперед»
и «назад», поступающие с ПК, по КРЛ и от приборов автоматики;
как правило, должна сохраняться работоспособность при отказах от-
дельных элементов схемы;
необходима защита от одновременной выдачи двух противоположных
команд (для реверсируемых двигателей);
следует предусматривать защиту источника питания от короткого за-
мыкания в схеме;
мощность, потребляемая элементами схемы, должна быть минимальна;
в ряде случаев необходимо динамическое торможение электродвигате-
лей;
следует предусматривать возможность проверки исправности схемы,
включая раздельную проверку резервных элементов.
Из-за малого ресурса и отсутствия регулирования скорости схемы ком-
мутации, а также логические схемы управления СТУ строятся на кон-
тактных элементах (малогабаритных реле и дистанционных переключате-
лях). В схемах на контактных элементах более просто осуществляется
98
резервирование. При резервировании, как правило, стремятся к тому,
чтобы при единичных отказах любого элемента схемы типа «обрыв» (или
несрабатывание) или «короткое замыкание» (или залипание), схема сохра-
няла свою работоспособность.
В СТУ применяются приводы с одним и двумя электродвигателями.
В последнем случае двигатели могут работать на одну общую шестерню
или кинематически соединяться с помощью шестерен дифференциала. При
применении дифференциала обеспечивается полное покомплектное дубли-
рование при выполнении трех условий: 1) отсутствии взаимовлияния схем
электрического питания и коммутации; 2) исключении отказов, приводя-
щих к постоянному вращению двигателя после включения электрического
питания; 3) если обеспечивается торможение кинематической цепи отка-
завшего электродвигателя.
Первое условие выполняется при применении раздельных шин электро-
питания (индивидуальной токовой защиты), выполнения «развязанных»
схем и применения в них ряда блокировок. Второе-путем резервирования
отдельных элементов схемы. Торможение осуществляется с помощью сто-
порных муфт.
В принципе, простой является схема, управляемая вручную; такая схема
для реверсируемого двигателя постоянного тока с применением трехпози-
ционного переключателя, стоящего непосредственно в цепи якоря, в соче-
тании с автоматами зашиты цепи (АЗС) надежна и гибка в эксплуатации
для управления приводами как с одним, так и с двумя электродвигателя-
ми. Например, при любом типе отказа любого элемента (невозможности
включения или западании кнопки) привод может быть включен, выключен
и реверсирован, для этого, однако, требуется предварительно правильно
провести диагностику отказа, которую легко может выполнить квалифици-
рованный человек-оператор. При автоматическом управлении схема значи-
тельно усложняется.
Для комбинированного управления реверсивными приводами приме-
няются различные схемы, причем коммутация цепей самих электродвига-
телей осуществляется мостовыми схемами (см. рис. 3.14). Используются
и более сложные схемы, например исключающие короткое замыкание при
одновременном включении одноименных плечей моста, что достигается
введением дополнительных блокировок.
В плечах моста элементы могут быть дублированы и включены по схе-
ме «голосования» (два из трех). Выбор элементов зависит от электрических
параметров двигателей, в первую очередь, от величины пускового тока 1„.
При небольших пусковых токах (до 2...3 А) применяются малогабаритные
реле; для больших токов используются дистанционные переключатели
(ДП).
Цепи, управляющие коммутирующими элементами, а также логические
цепи управления строятся чаще всего по трехканальному принципу. Схема
управления однодвигательным приводом включает в себя около двух де-
сятков реле, несколько десятков развязывающих и «гасящих» диодов
и ограничивающих сопротивлений.
Выключение приводов в заданных положениях производится концевы-
ми контактами, стоящими непосредственно в цепях электродвигателей или
в цепях управляющих реле. Концевые контакты в приводах обычно объе-
99
Рнс. 3.15. Блок концевых
контактов привода (АПАС
«Союз»)
диняются в блоки, в ко-
торые входят также элек-
трически независимые
сигнальные и телеметри-
ческие контакты. В СТУ
электромеханического ти-
па в качестве концевых
чаще всего используются
скользящие контакты
с дисками из металла
и диэлектрика. Их кон-
струкция была усовер-
шенствована с учетом
специфических требова-
ний (малая масса при вы-
сокой надежности, в том
числе при действии ви-
браций, вакуума и т.п.).
В блоках применяются
контакты с коническими
и цилиндрическими дис-
ками (рис. 3.15). Как показала практика, а также анализ с помощью мето-
да потенциальных отказов, скользящие контакты обладают следующими
преимуществами по сравнению с микропереключателями: 1) простота, ми-
нимальное число подвижных элементов; 2) малые габариты и масса;
3) малые силы перемещения (момент трения Мв = 0,6 Н  см на одну пару
контактов); 4) высокое качество электрического контакта, самовосстано-
вление при скольжении.
Контакты и металлические части дисков изготавливают из бронзы
с различными покрытиями, обеспечивающими высокое качество электриче-
ского контакта. Диэлектрические части дисков выполняют из пластмассы,
например поликарбоната (дефлона), имеющего хорошие конструктивные
и технологические свойства: высокую прочность, сравнительно низкий
коэффициент трения, высокие диэлектрические свойства, хорошую обра-
батываемость и т.п. Для улучшения электрических характеристик обра-
зуется точечный контакт между металлами. Создается некоторый подъем
контакта на металле, что дополнительно увеличивает контактное давление.
С целью уменьшения износа пластмассовой части диска здесь использует-
ся контакт линейный. Дублирование осуществляется с помощью частично
разрезанных контактов с подпайкой двух проводов или полного их разде-
ления для возможности независимых проверок электрических цепей при
испытаниях и эксплуатации.
Скользящие контакты описанной конструкции обеспечивают срабаты-
вание (замыкание и размыкание) в процессе эксплуатации с точностью
.+0,3...0,5 мм при начальной настройке с допуском + 0,1...0,2 мм. Такой
100
концевой контакт с диском, имеющим диаметр 26 мм, обеспечивает, на-
пример, остановку штанги СТМ (имеющей ход 0,5 м) в исходном для сты-
ковки положении без применения контактов «точного отсчета» с разбро-
сом + 1...3мм (без учета «выбега» привода).
Для выключения привода СТМ при стягивании шпангоутов исполь-
зуются датчики, расположенные на стыке. Датчики с нажимным штоком
поступательного перемещения имеют скользящие контакты, подобные
описанным выше, или с микропереключателями. Подобные датчики при-
меняются также в головке штанги СТМ, на стыке кольца с направляющи-
ми СТУ периферийного типа и т.п.
Объединение концевых контактов в блоки с закрытыми корпусами, вы-
полнение датчиков в виде автономных закрытых узлов способствуют за-
щите от загрязнений и работе в открытом космосе. Эксперименты в ва-
куумных камерах показывают, что в закрытых негерметичных узлах за
счет газовыделений материалов, в первую очередь пластмасс, поддержи-
вается остаточное давление, измеряемое единицами паскалей; в этих усло-
виях коэффициент трения увеличивается обычно незначительно.
3.53. Шарико-винтовые преобразователи. Такие преобразователи
(табл. 3.2) нашли широкое применение в СТМ благодаря следующим ос-
новным свойствам [19]: 1) возможность преобразования поступательного
движения во вращательное и обратно; 2) высокий КПД при обоих видах
преобразований; 3) высокая надежность работы; 4) хорошая компонуе-
мое^ в механизмах; 5) высокая эффективность (малая масса при больших
передаваемых нагрузках и передаточном отношении).
В этих преобразователях применяются гайки с торцовым креплением
отражателей, технологичные в изготовлении и при контроле (рис. 3.16).
Именно технологичность в конечном счете обеспечивает надежность шари-
ко-винтовых преобразователей.
К шарико-винтовым преобразователям предъявляются следующие тре-
бования: 1) минимальность момента инерции гайки; 2) максимальная эф-
Таблица 3.2
Параметры шарико-ввнтовых преобразователей различных СТУ
Стыковочное устройство	Сред- ний диа- метр, мм	Шаг винта, мм	Диа- метр шари- ка, мм	Угол подъе- ма вин- товой линии	Мо- мент инер- ции кге х х 10“ 5	При- веден- ная масса с обой- мой, кг	Мак- си- маль- ная си- ла на винт, кН
большой «Союз»	82	8	5	1°47'	28	1694*	25
малый	40	18	5	8°10'	1,85	22,1	2,2
«Союз» - «Салют»	51	35	5	12°2(Г	7	22	17
Масштабная модель АПАСа «Союз»	16,5	12	2,5	13°2'	0,14	3,76	1,2
АПАС «Союз» * Не работает при амортизации.	29	24	4	14 51'	1,45	4,6	6
101
Рис. 3.16. Шарико-вин говоЙ преобразова-
тель стыковочного механизма:
/-дополнительная опора винта; 2-четырехдо-
рожечный шарикоподшипник; 3-обойма;
4 -отражатели; 5-гайка, б-винт
фективность; 3) сохранение работо-
способности при значительных дефор-
мациях винта (в СТУ типа «штырь-
конус»). Обойма гайки с зубчатым
венцом устанавливается на одном че-
тырехдорожечном шарикоподшипни-
ке с разрезным кольцом. Такая опора
компактна, имеет минимальное число
вращающихся деталей, что, в част-
ности, снижает инерционность узла.
Для снижения инерционности гаек принимаются следующие основные
меры: 1) гайки и другие вращающиеся детали облегчаются; 2) шаг винта
увеличивается; 3) повышаются удельные нагрузки; 4) в отдельных случаях
применяются материалы с малой плотностью.
Приведенная к поступательному движению масса гайки вычисляется
по формуле
tn" = IT (2n/s)2.
Момент инерции гайки /г возрастает примерно пропорционально ее
ширине, т. е. шагу s при данном количестве витков; поэтому, как следует
из приведенной формулы, при увеличении шага т™ уменьшается. Увеличе-
ние шага повышает также КПД передачи, особенно при преобразовании
поступательного движения во вращательное. Показательно, что* если не
принимать специальных мер для снижения инерционности гайки, то приве-
денная масса получается недопустимо большой. Так, в табл. 3.2 приведено
значение mf, равное для гайки большого винта СТУ «Союз» более 1,5 т
(естественно, эта гайка не работает при амортизации).
Несущая способность шарико-винтовых преобразователей определяется
в основном контактной прочностью дорожек качения. Наиболее техноло-
гичными и со сравнительно высокой контактной прочностью оказываются
винты и гайки из сталей типа 18Х2Н4ВА с цементированными рабочими
поверхностями (твердость HRC = 56; допустимые контактные напряжения
до 500 кН/см2). Для дополнительного повышения несущей способности,
а также КПД передачи применяется дуговой профиль (см. рис. 3.24) с от-
ношением радиусов дуги гг и шарика гш, гг/гш = 1.4...2 и с углом контакта
рс=45...60°.
Чтобы обеспечить работоспособность преобразователя при суще-
ственных деформациях винта была создана «плавающая» гайка (рис. 3.1 Д-
При изгибах винта возможны радиальные и угловые перемещения гайки
относительно обоймы с зубчатым венцом. Фактически, в этой конструкции
гайка через шарики опирается на винт, а обойма установлена на четырех-
102
дорожечном шарикоподшипнике. Радиальные перемещения гайки относи-
тельно обоймы происходят за счет зазора между ними, а угловые обеспе-
чиваются упорными плоско-сферическими шайбами. Через шайбы пере-
даются осевые нагрузки, а крутящий момент между гайкой и обоймой
передается через плоскую шайбу, которая имеет два паза для торцовых
выступов гайки, и два скругленных выступа, входящих в пазы обоймы.
3.5.4.	Соединяемые элементы на стыковочном шпангоуте. Соединяемые
вручную или автоматически, элек грические разъемы на стыке должны
иметь минимальную силу соединения и разъединения. Конструкция и уста-
новка автоматически соединяемых разъемов должна обеспечивать: 1) ком-
пенсацию возможных ошибок взаимного положения; 2) работоспособность
в открытом космосе (при соответствующем расположении); 3) при невоз-
можности соединения разъемы не должны препятствовать стыковке.
В СТУ комплекса «Союз»-«Салют» (рис. 3.18) применены 150-кон-
тактные электроразъемы с уменьшенными силами соединения Fc и разъе-
динения Fp. Эти разъемы были испытаны в глубоком вакууме в широком
диапазоне температур. При этих испытаниях Fc и Fp возрастали не более
чем в 2,5 раза по сравнению с нормальными условиями. Разъемы вксплуа-
тировались на станции «Салют-6» в течение почти четырех лет.
Конструкция разъемов включает в себя направляющие штыри и гнезда,
розетки имеют возможность перемещаться в боковом направлении до
+ 2 мм. Разъемы устанавливаются на подвижные (до + 5 мм) платы, так-
же имеющие направляющие штыри и гнезда. В подвижных элементах ис-
пользуются твердые смазочные покрытия. Вилки устанавливаются на от-
жимных платах, что обеспечивает стыковку в случае увеличения силы
соединения разъемов до 750 Н.
Рис. 3.17. Шарнко-винтовов пре-
образователь с плавающей гай-
кой:
'~винт; 2-гайка; 3-упорная сфери-
ческая шайба; 4-ведущая шайба
Рис. 3.18. Электрические разъемы сты-
ка:
1-гнездо; 2-направляющий штырь корпу-
са; 3 - направляющие поперечного переме-
щения; 4-пружинный компенсатор для от-
жатия
103
В АПАСах использовались электрические разъемы, соединение которых
производилось вручную. Разъемы устанавливались внутри туннеля, на КК
«Союз» неподвижно, а на К К «Аполлон» с возможностью перемещения
под кожухом, который открывался при соединении и предохранял их от
выступания за плоскость стыка при стыковке. Кожух служил также для ав-
томатической расстыковки разъемов в случае, если бы они не были разъе-
динены вручную; расстыковка обеспечивалась тем, что за счет кожуха от-
тягивался стопор, предохранявший разъем от самопроизвольного разъеди-
нения.
Конструирование направляющих штырей и гнезд имеет ряд особенно-
стей. При применении двух пар направляющих штырей и гнезд (см. под-
разд. 2.5.1) необходимо обеспечить вхождение цилиндрических деталей
друг в друга при наличии линейных и угловых деформаций их мест креп-
ления. Поэтому, например, в СТУ комплекса «Союз» «Салют» один из
двух направляющих штырей имеет возможность перемещаться в попереч-
ном направлении, а оба гнезда могут поворачиваться в сферических шар-
нирах. Направляющие штыри и гнезда конструктивно совмещены с гидро-
разъемами промежуточного контура объединенной системы терморегули-
рования (СТР). Гидроразъемы СТР имеют автоматически открываемые
при соединении и закрываемые при расстыковке клапаны. Сила соединения
гидроразъемов определяется силами входа цилиндрических частей, откры-
тия клапанов и обжатия уплотнения, ее суммарное значение не превышает
нескольких сот ньютон.
Для АПАСов была разработана конструкция направляющих штырей
и гнезд без гидроразъемов. Фиксация штыря на пассивном агрегате от
перемещения в радиальном направлении производилась автоматически
при подтягивании кольца с направляющими выступами (рис. 3.19); пово-
рот гнезд по-прежнему обеспечивал угловую компенсацию перекосов.
Следует рассказать о принципиальной возможности заедания направ-
ляющих штырей в гнездах с угловой компенсацией. Такое заедание было
обнаружено на заключительном этапе работ по созданию АПАСов мень-
ше чем за год до начала полета.
При возникновении значительных боковых сил, например со стороны
гидравлических амортизаторов при их неравномерном нагреве, из-за
допусков и температурных перепадов
гнездо поворачивается в шарнире,
и $ила трения может создать момент
больший, чем момент его восстано-
вления. Если выполняется неравен-
ство
F„ (^з/^i + U/AJ,
Рис. 3.19. Направляющий штырь с фик-
сатором (АПАС):
/-штырь фиксатора; 2-кольцо с направ-
ляющими, 3 приводной механизм
104
Рис. 3.20. Схема заедания штыря в качающемся гнезде:
a-схема заедания; б-модифицированный штырь АПАСа «Аполлон» в гнезде «Союз»;
в-штырь АПАСа «Союз» в модифицированном гнезде АПАСа «Аполлон»
то начинается поворот гнезда в сферическом шарнире, и кроме реакции F,
возникает реакция F2 (рис. 3.20). Здесь Fg- боковая сила на штыре;
Гц-сила удерживающей пружины; X-коэффициент трения; dr-диаметр
сферической части гнезда; ht и h3-плечи действия сил Ft и Fn относитель-
но оси гнезда.
Сумма моментов Мт, действующих на поворотную часть гнезда, равна
Mr = - Ftht - XF^yn/l + (Ft - F2)‘kd-t/2 - 'kFjdun/l + ’KF^d^/l + Fnh2,
где dmT-диаметр штыря; h2-плечо действия силы F2 относительно оси
поворота гнезда. При Мт < 0 начинается заедание штыря в гнезде.
Во время проведения предполетной контрольной стыковки осенью 1974 г.
была проведена замена направляющих штырей и гнезд на модифицированные (см.
рис. 3.20). Замена производилась только на АПАСах КК «Аполлон», конструкция
которых допускала такую операцию без разборки агрегатов. В модифицированной
конструкции заедание цилиндрического штыря исключалось путем сведения к ми-
нимуму цилиндрической части гнезда, а заедание в гнезде поворотного типа исклю-
чалось введением поднутрения на модифицированном штыре.
При наличии встроенных гидроразъемов системы терморегулирования
гнезда не могут быть укороченными, а их заедание исключается, так как
отсутствуют значительные (превышающие силы пружин в гнезде) боковые
силы, меньше угловые погрешности и, соответственно, максимальные углы
поворота гнезда.
Разъемы, соединяемые приводом СТМ (см. подразд. 2.1.3), отличаются
большим ходом (10...50 мм) и небольшой силой (0,2...0,3 кН). Кроме разъе-
мов СТР к этому типу относятся разъемы дозаправки топливом
и окислителем.
Гидроразъемы, соединяемые замками стыковочного шпангоута, до на-
стоящего времени не нашли применения. Ход, на котором должны соеди-
няться эти разъемы, не должен превышать хода крюков, т. е. 4...6 мм, а си-
ла их соединения может быть значительно большей, чем у разъемов
первого типа. Поэтому при проектировании таких разъемов целесообразно
применять торцовые уплотнения.
При конструировании других элементов, устанавливаемых на торце
стыковочного шпангоута (датчики, толкатели и др.), также учитывается не-
105
Рис. 3.21. Пружинный толкатель:
I - дополнительная направляющая втулка
обходимость их надежного обжатия. Например,
в АПАСе толкатели выполнены с дублированными
направляющими (рис. 3.21). При заедании штока
в гильзе толкатель может быть обжат при переме-
щении гильзы. Возможно также создание «разру-
шаемых» (при существенном возрастании силы об-
жатия) толкателей и датчиков и т.п.
На торцах как активного, так и пассивного аг-
регатов насчитывается до нескольких сотен болтов,
штифтов и других деталей, которые представляют
потенциальную опасность при соединении стыко-
вочных шпангоутов в случае их выступания за плос-
кость стыка, например при самопроизвольном вы-
ворачивании болтов. Поэтому следует так устанавливать узлы и детали,
чтобы исключить или существенно уменьшить количество выступающих
крепежных деталей.
3.6.	УПЛОТНЕНИЯ ГЕРМЕТИЧНЫХ КОНСТРУКЦИЙ
Для уплотнений многочисленных разъемных соединений герметичных
СТУ (фланцы, электрические проходные разъемы, клапаны и т. п.) приме-
няются резиновые уплотнители, которые практически ничем не отличают-
ся от уплотнителей других отсеков КА [23]. Это, как правило, прокладки
прямоугольного или круглого сечения с относительной величиной дефор-
мации 25...50%, работоспособные Обычно при температурах ± 50°С и обес-
печивающие вакуумную плотность соединения.
Существенными особенностями обладает уплотнение стыка. Это объяс-
няется, в первую очередь, его расположением до стыковки на открытых
торцах, а также ограниченными числом замков стыковочного шпангоута
и развиваемой ими силой. Таким образом, основными особенностями это-
го уплотнения являются:	.
возможность механических воздействий и загрязнений на этапе подго-
товки к полету и при полете на PH;
воздействие условий открытого космоса перед стыковкой (вакуум
и различные виды облучений);
большие промежутки между точками стягивания на фланцах при не-
большом превышении стягивающих сил над силами, раскрывающими
стык, что приводит к частичному и неравномерному его раскрытию, изме-
няющемуся при действии внешних нагрузок;
возможность значительных (до 1...2 мм) поперечных смещений торцов
шпангоутов от соосного положения при стыковке;
ограничение силы сжатия уплотнения при стягивании стыков, причем
стягивание может производиться в широком диапазоне температур (обыч-
но от минус 50 до плюс 70°С);
106
требование отсутствия адгезии после воздействия условий открытого
космоса, а затем длительного пребывания в стянутом состоянии;
необходимость (для АПАСов) уплотнений с контактом резины по
резине.
К уплотнению стыка также предъявляются обычные требования по
надежности и малой величине утечки (для отечественных СТУ утечки
обычно не должны превышать нескольких сотых грамма воздуха в час).
Для выполнения указанных требований уплотнение выполняется дубли-
рованным в виде двух концентрических прокладок торцового типа. Прове-
денные исследования показали, что наилучшими характеристиками (по ми-
нимальности габаритов; силам обжатия и адгезии; стабильности; много-
кратности использования; закреплению) обладают прокладки с профилем
утоненным со стороны контактной поверхности (рис. 3.22). Большое значе-
ние имеет способ крепления прокладок на шпангоуте. Хорошо зарекомен-
довала себя конструкция с Т-образной монтажной канавкой.
Фактическая степень поджатия определяется величиной выступания
прокладки над плоскостью стыка и высотой ее деформируемой части
и вычисляется с учетом допусков на размеры, возможных неплоскостности
и раскрытия стыка, а также температурных изменений размеров. Послед-
ний фактор объясняется тем, что коэффициент линейного расширения ре-
зин в 100...150 раз больше, чем у алюминия. Например, при перепаде тем-
ператур в 100° выступание прокладки изменяется на О,2...О,3 мм. Для стыка
используются прокладки с удельным поджатием 1О...25%, достаточным для
обеспечения герметичности с заданной величиной утечек.
Применяемые прокладки имеют значительный разброс максимальной
силы сжатия. Так* для АПАСов сила сжатия двух прокладок при диаметре
туннеля 0,8 м составляет 15...3O кН (номинальное значение). Эта сила мо-
жет существенно возрастать (до 60 кН) при увеличении выступания про-
кладок за счет допусков и нагрева. Характеристика силы обжатия зависит,
107
таким образом, от температуры, допусков и свойств резины (см. рис. 3.22).
Эти характеристики используются для расчета замков стыковочного
шпангоута.
С целью компенсации возможных радиальных смещений ширина про-
кладок для уплотнений с контактом резины с резиной для АПАСов (см.
рис. 3.22) увеличивается.
В целом выбор резины для уплотнения стыка определяют следующие
условия работы: 1) широкий диапазон температур при стыковке; 2) воздей-
ствие облучений; 3) космический вакуум; 4) требование низкого модуля
упругости; 5) требование малой поверхностной адгезии.
Одним из основных условий является стойкость к облучениям, воздей-
ствие которых обычно приводит к ухудшению физико-механических
свойств резин (прочности, удлинения), а также к образованию поверх-
ностных трещин. Наибольшее воздействие на резины оказывает ультра-
фиолетовая часть спектра электромагнитного излучения Солнца (длины
волн 0,16...0,4 мкм). Наибольшую стойкость к облучениям имеют резины
на основе фтор-силоксановых каучуков. Для АПАСов использовались
уплотнения из низкомодульной резины на основе каучука указанного типа,
наполненного окисью кадмия. После воздействия облучений с дозой, экви-
валентной действию солнечной радиации в течение 10 сут., прочность та-
ких резин снижается и относительное удлинение уменьшается приблизи-
тельно в 1,5 раза. При этом физико-механические характеристики резин все
еще соответствуют предъявляемым техническим требованиям.
Отработка и испытания уплотнений стыка требуют специальных уста-
новок. Так, при отработке уплотнения для АПАСа была создана экспери-
ментальная установка, которая позволяла подвергать уменьшенную мо-
дель уплотнения облучению в вакууме; производить обжатие с замером
силы в зависимости от перемещения; создавать перепад давлений с заме-
ром утечек через уплотнение; измерять силу адгезии; производить нагрев
до 80° С и охлаждение до минус 100сС. Все операции и измерения на этой
установке производились в закрытой вакуумной камере.
Кроме испытаний на'подобной установке полномасштабные уплотне-
ния АПАСов подвергались испытаниям с замерами силы обжатия при на-
греве и утечек при зазоре в стыке до 1 мм, смещениях до 2,5 мм и охлаж-
дении до минус 35°С.
Испытания, проведенные на описанных установках, показали эффектив-
ность конструкции уплотнений (как с контактом резины с металлом, так
и резины с резиной) для коротких сроков нахождения прокладок в откры-
том космосе перед стыковкой. Для сохранения работоспособности уплот-
нений при увеличении времени полета в несостыкованном состоянии воз-
можны три основных направления работ: 1) создание стойких резин; 2)
применение защитных покрытий; 3) использование защитных крышек.
Введение защитных крышек многократного использования, в том числе
полностью закрывающих торец СТА, сразу решает целый ряд проблем;
разработки однако показывают, что для рассмотренных проектов (напри-
мер, АПАСов) компоновка таких крышех вызывает значительные трудно-
сти. Кроме того возрастает вес конструкции и появляются дополни-
тельные потенциальные отказы, связанные с необходимостью открытия
и закрытия крышки. В настоящее время стык тщательно защищается на
108
всех этапах подготовки к полету; при заключительных операциях перед
пуском PH технологические защитные крышки снимаются, производятся
последний контроль и чистка стыка, в том числе тщательная очистка об-
текателя PH.
Одним, из путей, который может быть применен для решения этой
проблемы, является использование уплотнения АПАСа как с контактом
резины с резиной, так и резины с металлом. Например, на долговре-
менных орбитальных станциях, подвергающихся длительному воздей-
ствию открытого космоса, устанавливаются СТА без уплотнения стыка,
а герметичность обеспечивается уплотнением на стыке транспортного ко-
рабля. При необходимости стыковки двух кораблей между собой уплотне-
ние обеспечивается контактом резины с резиной.
3.7.	СМАЗОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ В СТЫКОВОЧНЫХ УСТРОЙСТВАХ
В многочисленных трущихся элементах СТУ применялись следующие
виды смазочных материалов: 1) пластичные; 2) жидкие масла; 3) твердые
антифрикционные покрытия на основе дисульфида молибдена (см. на-
пример, [24]).
Большая часть подшипников, шестерен и других подвижных узлов ме-
ханизмов, в том числе и в негерметичном исполнении, смазывается синте-
тическими пластичными смазочными материалами на основе кремнийор-
ганических соединений. Эти материалы имеют низкую испаряемость
в вакууме, высокие защитные свойства от атмосферной коррозии. Темпе-
ратура их застывания составляет минус 6О...7О°С, однако при отрица-
тельных температурах вязкость оказывается значительной и моменты тро-
гания узлов увеличиваются. Даже при дозированной заправке трение
возрастает по сравнению с нормальной температурой в несколько раз. Та-
кое возрастание приемлемо при запуске приводов постоянного тока, в том
числе с электродвигателями малой мощности, имеющих большую крат-
ность моментов Мп/Мн. Однако в элементах дифференциальных связей пе-
риферийных СТУ такое возрастание трения неприемлемо. Поэтому „для
смазывания подшипников в блоках дифференциалов и в элементах связей
штанг АПАСов применялось жидкое кремнийорганическое масло. Тонкий
слой этого масла не обладает достаточными защитными антикоррозийны-
ми свойствами. Это, в частности, потребовало применения в АПАСах под-
шипников из коррозионно-стойких сталей. Все шестерни по-прежнему
смазывались пластичными смазочными материалами. Сила трогания коль-
ца с направляющими при минус 35°С была приемлемой величины, однако
с понижением температуры заметно увеличивалась составляющая силы
трения, пропорциональная скорости. Хотя при минус 50°С стыковка
в большинстве случаев проходила нормально, АПАСы были квалифициро-
ваны для работы до отрицательной температуры — 35°С.
Трение в механизмах при отрицательных температурах (— 50°С и ниже)
может быть уменьшено путем использования антифрикционных покрытий
или самосмазывающихся материалов, однако их применение требует боль-
шего времени на создание и отработку.
В настоящее время твердые антифрикционные покрытия на основе ди-
сульфида молибдена, технология нанесения которых на поверхности дета-
109
лей относительно проста, сохраняют работоспособность в значительно бо-
лее широком диапазоне температур, чем пластичные и жидкие смазочные
материалы. Однако эти покрытия имеют небольшой ресурс работы при
малых допустимых удельных нагрузках, поэтому они нашли применение
в следующих узлах СТУ: 1) контакт рующих поверхностях буферных и на-
правляющих элементов; 2) механизмах с небольшим числом срабатываний
(защелки и т. п.); 3) элементах разового действия (в пироустройствах) и не-
которых других.
Все описанные смазочные материалы применяются в механизмах, рас-
положенных как внутри КА, так и снаружи. Благоприятно сказывается на
работе узлов трения их размещение в закрытых корпусах. Выделение газов
из материалов, особенно пластмасс, длительное время создает в них «ат-
мосферу» с остаточным давлением 1...10 Па, которое способствует сохра-
нению смазочных материалов и препятствует удалению адсорбированных
слоев газа на поверхностях трения без смазочных материалов, например
электрических контактов.
3.8.	ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРНЫХ УСЛОВИЙ
СТЫКОВОЧНЫХ АГРЕГАТОВ
Для обеспечения работоспособности СТУ температура его элементов
должна находиться в определенных пределах. Чаще всего механизмы со-
здаются для работы в диапазоне тамператур ±50°С; наиболее чувстви-
тельными к нагреву и охлаждению являются обычно смазочные мате-
риалы и резиновые уплотн ния. В неработающих механизмах, как правило,
не происходит недопустимых или необратимых изменений в более широ-
ком диапазоне температур.
Температура элементов СТУ определяется тепловым балансом, т. е. по-
глощением и отдачей тепла [9]. Основными путями теплообмена являют-
ся конвекция внутри герметичных объемов и теплопроводность с примы-
кающими отсеками КА, поглощение тепла, излучаемого Солнцем,
отражаемого Землей и т. п., излучение в космическое пространство, а так-
же конвективный нагрев струями РСУ стыкующегося КА и теплопровод-
ность через его СТА в состыкованном состоянии. Для обеспечения при-
емлемого диапазона температур используются следующие меры
и средства: 1) теплоизоляция; 2) выполнение внешних поверхностей с опре-
деленными оптическими характеристиками; 3) термостатирование гидра-
влическими контурами СТР; 4) электроподогрев; 5) благоприятное измене-
ние ориентации КА.
По допустимому диапазону температур СТУ и особенностям теп-
лообмена различают три основных этапа полета: 1) автономный; 2) непос-
редственно перед стыковкой; 3) в состыкованном состоянии.
В автономном полете теплообмен может изменяться в наибольших
пределах. Для орбитальных полетов он существенно зависит от условий
освещенности и ори нтации КА. Экстремальные значения температур ос-
новных элементов СТУ определяются в большой степени внешним теп-
лообменом, который для открытых поверхностей зависит от их оптических
характеристик: коэффициентов поглощения солнечной энергии as и отра-
жения е. Обычно стремятся свести внешний теплообмен к минимуму. Для
U0
этого наружные поверхности (кроме взаимодействующих элементов) отече-
ственных СТУ, как правило, изолируются многослойной экранно-вакуум-
ной изоляцией (ЭВТИ). В результате, основной внешний теплообмен про-
исходит через поверхность стыка и открытые элементы СТМ (штанги,
кольцо с направляющими и т. п.). С целью уменьшения теплообмена через
эти поверхности стремятся получить минимальные значения коэффициен-
тов а, и е. Детали из сплава АМгб могут подвергаться химической поли-
ровке, при этом as = 0,15...0,25 и е = 0,1. Так, например, обрабатываются
корпусы СТУ комплекса «Союз»-«Салют». При длительном освещении
Солнцем температура, как известно, определяется, в основном, отноше-
нием Oj/e. Поэтому детали с такими поверхностями с отношением а^Е =
= 1,5—2,5 нагреваются выше 100°С. Для уменьшения максимальной темпе-
ратуры целесообразно сделать отношение а^Е близким к 1. Корпусы
АПАСов подвергались химической полировке и анодному оксидированию
(е < 0,35 и ajE = 1 ± 0,3). В целом, применение ЭВТИ и низкие значения а,
и е открытых поверхностей позволяют снизить внешний теплообмен СТУ
при нагреве и охлаждении до нескольких десятков ватт.
Наибольшему нагреву и охлаждению подвергаются выдвинутые эле-
менты СТМ, кондуктивно слабо связанные с основной конструкцией
и обладающие к тому же небольшой теплоемкостью. Их внешние поверх-
ности полностью или частично покрываются твердыми смазочными мате-
риалами и поэтому имеют высокие значения коэффициентов as и
е (0,8-0,9); тем не менее на околоземных орбитах эти элементы обычно не
охлаждаются ниже минус 70...80°С. Температура уплотнения стыка может
меняться в широком диапазоне из-за малых теплоемкости, теплопроводно-
сти и больших значений as и е. Для уменьшения экстремальных темпера-
тур уплотнений следует улучшать их контакт с корпусом. Для уменьшения
нагрева и охлаждения некоторые элементы СТМ, имеющие большие пло-
щади поверхностей и не содержащие механизмов, устанавливаются через
термомосты. Механизмы, чувствительные к низким температурам, могут
снабжаться электроподогревателями, например гидроразъемы юзаправки
топливом.
Стыковка является частным случаем автономного полета. Условия сты-
ковки могут быть заранее известны или даже планироваться с учетом же-
лаемого диапазона температур. Стыковка при произвольных условиях ав-
тономного полета требует учета экстремальных тепловых потоков; такой
подход применяется, например, для длительно действующих орбитальных
станций. Для уменьшения экстремальных температур корпусы СТУ ком-
плекса «Союз»-«Салют» термостатировались гидравлическими контура-
ми СТР.
Момент стыковки может выбираться с учетом условий освещенности,
в частности, с учетом термического состояния СТУ. Этот подход приме-
няется для проектов, программа полета которых заранее определена или
может корректироваться с учетом требований теплового состояния кон-
струкции. Например, так проектировались СТУ для КК «Аполлон», а так-
же АПАС этого корабля. Корпусы этих агрегатов не защищены ЭВТИ,
а их поверхности имеют сравнительно высокие значения а, и е (0,8...0,9),
в то же время выдерживается отношение as/E близким к 1. Такая конструк-
ция излучает и поглощает существенно большие тепловые потоки (до не-
111
скольких сот ватт) и требует тщательного учета условий освещенности
и точного анализа.
Отдельно анализируется возможный нагрев КА, в том числе его СТА
от воздействия факелов двигателей другого КА при стыковке и расстыков-
ке. Для ограничения нагрева лимитируется суммарная продолжительность
возможного включения двигателей, направленных на стыкуемый КА, и ре-
гламентируется перерыв для охлаждения при необходимости повторной
стыковки.
Обеспечение теплового режима в состыкованном состоянии, как прави-
ло, не специфично для самого СГУ, а является частью общей задачи под-
держания требуемого теплообмена между обоими КА. Это, в первую оче-
редь, относится к конструкциям, наружные поверхности которых термо-
изолированы от окружающего пространства с помощью ЭВТИ.
В СГУ обычно устанавливаются датчики, которые по телеметрии дают
информацию о температурах отдельных его частей и механизмов. Эта ин-
формация служит для контроля термического состояния элементов кон-
струкции и может использоваться для уточнения условий и процедуры
стыковки.
Глава 4
ДИНАМИКА СТЫКОВКИ.
МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ
Стыковка сопровождается динамическим взаимодействием КА. Разра-
ботчику СТУ необходимо знать величины возникающих сил, деформаций
амортизаторов, относительных перемещений СТА и другие параметры.
Для теоретического анализа процесса составляются математические моде-
ли. А экспериментальное подтверждение полученных результатов и испы-
тания СТУ производятся на физических моделях-наземных стендах.
4.1. ЗАДАЧИ И РАЗНОВИДНОСТИ МАТЕМАТИЧЕСКИХ
МОДЕЛЕЙ
Математические модели динамики стыковки (ММДС) составляются
для анализа движения и взаимодействия КА при различных начальных ус-
ловиях работы амортизационной системы и функционирования системы
управления (СУ). Целью анализа для разработчиков СТУ является опреде-
ление: 1) стыкуемости; 2) сил взаимодействия; 3) деформации амортизато-
ров. Интерес также представляют относительные перемещения и скорости
КА, остаточные скорости состыкованных КА и параметры процесса
управления,.
По особенностям связей и работы амортизационной системы процесс
моделирования разбивается, как правило, на пять основных этапов: 1) от
первого контакта до сцепки; 2) от сцепки до прекращения относительных
перемещений; 3) стягивание; 4) состыкованное состояние; 5) расстыковка.
Основное внимание уделяется моделированию первых двух этапов, так
как при этом возникают наибольшие нагрузки. Стягивание происходит
обычно с небольшими скоростями, поэтому этот этап представляет боль-
ший интерес для анализа функционирования СУ. Определение нагрузок
в стыке на четвертом этапе является частным случаем общего определения
нагрузок на КА. Основным источником этих нагрузок является действие
РСУ, перемещения экипажа, в первую очередь ритмичные физические
упражнения (ходьба, бег, прыжки). Определение нагрузок в стыке необхо-
димо для расчета замков стыковочного шпангоута и корпуса (см.
разд. 3.2). При моделировании расстыковки определяются скорость
расхождения КА и угловые возмущения после расстыковки, при этом мо-
применяться общие методы анализа разделения ступеней PH и КА
При анализе на математических моделях, а также при наземных комп-
ексных испытаниях большое значение имеет выбор сочетаний начальных
У ловии; число этих сочетаний ввиду сложности моделей и трудоемкости
113
расчетов не может быть очень большим, как правило, не больше 10...20.
Для их определения принимаются во внимание следующие соображения:
1) для анализа стыкуемости выбираются максимальные смещения и мини-
мальные скорости; 2) для получения максимальных нагрузок и деформа-
ций выбираются максимальные скорости при различных смещениях;
3) учитываются особенности конфигурации СТУ и амортизационных систем,
выявленные при их расчетах. При таком подходе, однако, можно пропу-
стить важные сочетания. Кроме того, анализ может проводиться на на-
чальном этапе проектирования, когда не известны характеристики аморти-
заторов. Поэтому представляют интерес упрощенные модели, в которых
взаимодействие рассматривается в виде обмена ударными импульсами. На
таких моделях целесообразно проводить статистические исследования.
Определенные на этих моделях критические сочетания могут использо-
ваться для детальных расчетов на более сложных моделях.
4.2. СТРУКТУРЫ МОДЕЛЕЙ, ДОПУЩЕНИЯ,
СИСТЕМЫ КООРДИНАТ
Наиболее сложной обычно оказывается математическая модель для
первого этапа стыковки до сцепки. Задача при этом распадается на не-
сколько частей: 1) определение точек взаимодействия; 2) описание связей;
3) отыскание реакций; 4) определение воздействия СУ; 5) решение уравне-
ний движения.
Точки взаимодействия определяются как точки пересечения линий или
поверхностей (методами аналитической геометрии). С использованием
этих же методов определяются направления реакций и уравнения связей.
Деформации амортизаторов и их производные определяют величины реак-
ций. КА в этих моделях обычно представляются в виде твердых тел. Упру-
гость конструкции КА, его отдельных частей, а также жидкое наполнение
баков, как правило, не оказывают существенного влияния на динамику
стыковки. В случае необходимости их действие оценивается дополнитель-
но.
Для анализа стыковки с помощью СТУ типа «штырь-конус» исполь-
зовались как двухмерные, так и пространственные модели, а при создании
периферийных СТУ необходимы только пространственные модели.
Амортизаторы, как правило, считаются безынерционными. Однако учет
инерции подвижных частей амортизаторов необходим для точного опреде-
ления нагрузок при стыковке с электромеханическими СТМ.
Трением в точках взаимодействия чаще всего пренебрегают, так как
уравнения, учитывающие его, значительно усложняют пространственную
модель. Даже плоская модель с учетом трения достаточно сложна.
Модель второго этапа стыковки (после сцепки) обычно существенно
проще.
В математических моделях, как правило, используются следующие ос-
новные системы координат: 1) связанная с КА с активным СТА (тело 1)"
О1Х1У121, или система координат 1; 2) связанная с КА с пассивным
СТА (тело 2)-O2x2y2z2, или система координат 2; 3) связанная с буфером
стыковочного механизма СТМ (штырь, кольцо с направляющими)
114
_О3ХзУзгЗ' или система координат 3; 4) инерциальная система координат
(большей частью необходима только при составлении ММДС).
' Здесь принимается, что (i = 1,2) являются главными центральными
осями инерции, хотя это ограничение не является обязательным. Оси х, 2
направлены так, что проходят через продольные оси симметрии СТА, по-
сле стыковки эти оси лежат на одной прямой. Для сокращения числа не-
известных обычно рассматривается относительное движение центра масс
тела 2 в системе координат 1. Вращение относительно центра масс описы-
вается независимо для каждого тела, чтобы можно было вычислять мо-
менты, создаваемые СУ.
Преобразование векторов из 1-й во 2-ю систему координат производит-
ся в следующей последовательности поворотов: рыскание ф (относительно
оси У1). тангаж 0 (относительно промежуточной оси zI2), крен <р (относи-
тельно оси х2). Матрицы преобразования [А12] и транспонированная ма-
трица [А2*] таковы:
[А2,] =
совфсовб; sin<psini|r — cos<pcosi|rsin0; cos ф sin ф + sin ф cos фею 6
— sinG;	coscpcosG;	— sin ф cos G
-siniJrcosG; sin ф cos ф + coscpsin^sinG; cos<pcosi|r — sin<psini|rsinG_
.(4.1)
1
[A,2] =
cos»|/cosG;	sinG;	— sin ф cos 6
Бтфвтф — cos <p cos ф sinG; cos<pcosO;sin<pcx^ + cos <p sin ф sinG;
соБфБтф + БЩфСОБфвшО; — sin ф cos 0; cos ф cos ф — sin ф sin ф sinG
(4.2)
Угловые скорости <j>, ф, G находятся по составляющим относительной
скорости й21 =й2 — [А12]й, в системе координат 2 с помощью матрицы
преобразования [В21], а углы ф, 0 и ф интегрированием соответствующих
угловых скоростей:
ф	= [В2*]	®21,		1	—совфТвО	sin ф tg 0	
ф		®21,	; [в2‘] =	0	COS ф cos 0	- sn^tgO	;	(4.3)
0 J		«>21:	г	0	8Шф t	СОвф t	
Ф = Ф° + J ф = ф° + j фЛ; 0 = 0° + jGdt,
о	ООО
где ф , ф и 0°- начальные значения этих углов.
Преобразование составляющих векторов из 3-й в 1-ю систему коорди-
нат производится с помощью матрицы [А3*], получаемой из матрицы
L J заменой ф, ф, 0 на ф3, ф3, 03 (соответственно углы крена, рыскания
тангажа поворота системы координат 3 относительно системы коорди-
Для сокращения изложения большинство уравнений записывается ниже
3¥ЮКТОРНОЙ Ф°Рме- ® реальных моделях для расчетов на ЭВМ исполь-
обпя Я УРавнения проекций, поэтому указывается на необходимые пре-
вания векторов с помощью соответствующих матриц. При указа-
115
ниях о числе неизвестных и соответствующих им уравнений также
подразумевается количество проекций неизвестных векторов.
43. МОДЕЛИ ДЛЯ СТУ «ШТЫРЬ-КОНУС»
43.1. Моделирование с ударным взаимодействием. В этих упрощенных
моделях дополнительно предполагается, что скорости КА при взаимодей-
ствии меняются мгновенно без изменения положения, поэтому действие
других сил при этом пренебрежимо мало.
Точки взаимодействия определяются как точки пересечения «удлинен-
ного» штыря (рис. 4.1), задаваемого удлиненным на величину w (w- пара-
метр) радиус-вектором r± (r°x + w, r°y, г°Д с конической поверхностью, за-
даваемой также в параметрической форме; проекции вектора из
вершины конуса в этой точке равны
r2x (и« г) = — cos Рк; г2у (н, г) = u/rsin рк cos v;
Г2г («. v) = ul* COS Pjc sin V.
Параметры u, t>, w определяются из векторного уравнения
П (w) - [A21] r2\u, v) - [A21] % - r21 = 0.	(4.4)
Если w равно нулю, штырь касается конуса и вектор r2 = r2(u, v) + г£ опре-
деляет координаты точки взаимодействия в системе координат 2.
Импульс при ударе N направлен по нормали и к поверхности конуса;
компоненты этого единичного вектора в системе координат 2 равны
Hx = sinPK; пу= — cosPjCOSu; п2 = — cosPjSinr.
Импульс, сообщаемый телу 1, равен (1 +s)N[A2,]n (где s-коэффнциент
восстановления), его модуль N можно определить, вычислив величину эк-
вивалентной массы Мэ при ударе и сумму проекций скоростей тел на
нормаль п — Eg:
Рис. 4.1. Схема отыскания точки взаимодействия (т.в.) для СТУ «штырь-конус» без
учета деформации амортизаторов
116
[H*i +(й>Гх Г,)- [А21](со2нх г)] [А2‘]й,
где V ”1, й”, й2- относительная скорость центра масс и угловые скорости
тел перед ударом.
Таким образом, величина суммарного импульса, которым обменивают-
ся тела при ударе, равна N = (l + s)m3Vs-
После воздействия импульса N скорости центра масс изменяются;
в системе координат 1 скорости в конце удара равны:
Р* = Цн+ N/m,; V' = Й"- N/m2.
Тогда относительная скорость центра масс тел в системе координат 1 по-
сле удара определяется по формуле
^21 = ^2~^= +Wmx)N,
где тх-определяется из выражения
1/тх = 1/пц + 1/т2.
Моменты импульса на тела 1 и 2 Mt =N (ft х [А21]п) и М2 = — N (f2 х и)
изменяют угловые скорости тел; в проекциях на связанные оси эти скоро-
сти равны
coj- = со,” + Mij/hj, i = 1, 2; j = х, у, z.
Так находятся изменения скоростей тел в результате удара.
Между ударами тела движутся под действием сил F J' и F \ и моментов
М/ и М\, создаваемых СУ. Относительное движение центра масс тела 2
в системе координат 1 описывается уравнением
Й21 = - Г/(1/^) +[A21]f2y(l/m2) + Й21 x®i-	(4.5)
Производная радиуса-вектора центра масс тела 2 (г21) в системе координат
1, вращающегося с угловой скоростью йь равна
г2) = V2l - fflj х r2i.	(4.6)
Угловые скорости определяются уравнениями Эйлера
hx^ix + Uiz ~ ky)^iz^iy = Mb;
ky^iy+(Ax 7 Az)“ix“iz = Mly;
Jjztyz + (liy — lix)tyxtojy —	1 = 1, 2.	I4r7)
Относительная угловая скорость тела 2 относительно тела 1 в системе
координат 2 равна й21 = й2 — [А12]й„ угловые скорости Эйлера ф, ф, 0
Нах°Дятся из уравнений (4.3) с помощью матрицы [В21]. Углы <р, ф, 0 опре-
деляются интегрированием системы уравнений (4.7) и (4.3). Интегрирование
равнений (4.5) и (4.6) дает скорость У21 и радиус-вектор г21. Силы и мо-
уп“ТЫ ОТ СУ вычисляются в соответствии с заданными алгоритмами
о Равления. в процессе численного интегрирования уравнений на ЭВМ
Взаи в₽еменно решаются уравнения (4.4) для определения следующей точки
одеиствия, которая появляется при обращении параметра w в нуль.
117
Обычно считается, что сцепка произошла при выполнении следующих
условий: 1) штырь достиг вершины конуса, т.е. u^u0, (где и0-некоторая
малая величина); 2) относительная скорость сближения центров масс
в этот момент не меньше определенного значения, достаточного для сра-
батывания защелок (например, Уо = 0,03 м/с); 3) угол между продольными
осями КА не превышает заданной величины (|/б2 + ф2 < Pj — ру, где Рк и
Ру-соотзетственно углы приемного конуса и упора на СТМ).
Могут задаваться также дополнительные критерии нестыковки, напри-
мер превышение допустимой продолжительности процесса от первого ка-
сания до сцепки и др.
43.2. Модель, учитывающая деформации амортизаторов. Положение
штыря СТМ здесь задается радиусом-вектором г3. При деформациях
амортизаторов вектор может поворачиваться по рысканию (ф3) и тангажу
(63) и укорачиваться (£) (рис. 4.2); его компоненты с учетом параметра н>
в системе координат 1 равны
гзх = (гз — ^ + w)cos 63 cos ф3;
гзу = ('•?- ^ + w) sin ф3;	(4.8)
гзг = (гз ~ £ + w)sin03cosi|/3,
где г3-начальная длина радиуса-вектора (штыря).
Метод определения точки взаимодействия в принципе тот же самый,
что и ранее: составляется и решается векторное уравнение, аналогичное
уравнению (4.4),
П + Гз К» ез. Фз. w) ~ [А21] г/(и, в) - [А21] г£ - г21 = 0.	(4.9)
При н> = 0 начинается взаимодействие, и уравнения (4.9) превращаются
в уравнения связей. Сила на штырь равна Ёш = Fm [А21] и, где Fm-ee мо-
дуль; и-единичная нормаль к поверхности конуса, составляющие которой
в системе координат 2 определяются параметрами и и v (см. рис. 4.2). Сила
Ёш создает момент относительно точки поворота штыря Мш = Fmr3 х
Рис. 4.2. Схема отыскания точки взаимодействия (т.в.) для СТУ «штырь-конус»
с учетом деформации ямортизвторов
118
[А21]й- Продольная составляющая силы Гшг и компоненты момента,
действующего на штырь, Мшу и Мшг являются функциями от (;, ф3, 03 и
их производных и определяются характеристиками амортизаторов
Ршх~/х(^> £); Л1Шу = Цу(ф3, ф3); МШ2 = ц2(03, 03).	(4.10)
Ввиду малости углов 03 и ф3 считается, что штырь поворачивается относи-
тельно осей, параллельных у, и z,. Так как амортизаторы имеют обычно
ступенчатые характеристики, то задача при расчетах решается в несколько
этапов. Например, характеристика продольного амортизатора СТМ КК
«Союз» описывается уравнениями
Гшх = сп Йо + — ^ф) +
^ШХ = ^Ф1 +
Fшх = ^ф2 +
>^-^ф>0;
где с„-жесткость пружины; к„- коэффициент демпфирования;
^-предварительное поджатие пружины; Гф^сила, создаваемая фрик-
ционным тормозом на прямом ходе; Гф2-на обратном ходе;
(^-деформация штыря вследствие проскальзывания фрикциона;
(^-максимальная деформация на первой ступени.
Динамические движения подобны уравнениям (4.5), (4.6) и (4.7) (при
этом учитывается действие систем управления, создающих силы F Fy2
и моменты М}', Му2 в соответствии с алгоритмами управления):
И21 =	- FD/mj + (Гш + [A2‘]FJ)/m2 + Р21 х й,;
.	(4-11)
Г21 — ^21 ~ ®1 Х ^21-
Ax®ix + (bz ~ byl^iy^iz = Ч* + М,х;
+ (/jx — bz)mixt^iz =	+ Miy',	(4.12)
bz&iz + (by ^ix)f^>ix^iy — ^iz + ^bz.
Моменты относительно центров масс 1 и 2 и силы Рш в связанных систе-
мах координат соответственно равны
М. =Fш(п +г3) х [A2I]n; М2 = -Fш(f/+ г%) х п.
Двенадцать уравнений (4.11), (4.12). и шесть уравнений (4.3) образуют
систему для определения 18 неизвестных К21, r2i, й2, й2, ф, ф3, 0, <р, ф, 0.
В итоге, вместе с 6-ю уравнениями (4.9), (4.10) используется система из 24
Уравнений для отыскания 24 неизвестных (включая Fm, Е,, ф3, 03, ц и и).
При обращении в нуль взаимодействие прекращается. Дальнейшее
интегрирование уравнений движения (4.11), (4.12) производится при Ёш = 0;
М, = 0. Определяется также свободное (только под действием пружин)
Движение штыря по уравнениям (4.10) (при Fm = 0). Уравнения (4.9) опреде-
119
ляют параметры и, v и w, и при w = 0 начинается новое взаимодействие.
Сцепка происходит при обращении параметра и в нуль.
В процессе расчета вычисляются и контролируются скорость сближе-
ния V21, угол между продольными осями тел, равный |/02 + ф2, а также
другие параметры, влияющие на возможность сцепки.
433. Выбор начальных условии при моделировании. Параметры на-
чальных условий являются обычно случайными величинами, поэтому для
анализа процесса стыковки целесообразно применять статистические ме-
тоды. На практике задача осложняется тем, что число случайных параме-
тров относительно велико, в пространственной модели относительное по-
ложение и скорость задаются 11-ю, а чаще 14-ю параметрами. Из-за
сложности математических моделей решение задачи на ЭВМ требует зна-
чительного машинного времени, для его сокращения используют наиболее
простые модели, описывающие движение тел с ударным взаимодействием,
для дальнейшего упрощения рассматриваются двухмерные плоские тела.
Это позволяет значительно сократить количество уравнений движения
и число варьируемых параметров начальных условий. При проектировании
могут также варьироваться инерционные и геометрические характеристики
КА и СТУ, например, угол конусности и коэффициент восстановления при
ударе.
Другой важной задачей статистического анализа является определение
критических (наихудших) сочетаний начальных условий, при которых воз-
никают максимальные импульсы или не происходит сцепки. Эти сочетания
обычно реализуются при максимальных начальных смешениях по разным
координатам и при экстремальных скоростях (максимальных и мини-
мальных). Поэтому для сокращения числа сочетаний при выборе на-
чальных параметров целесообразно использовать такие законы их случай-
ного распределения, которые обеспечивают появление этих параметров на
«краях» диапазона с наибольшей вероятностью, а близких к математиче-
скому ожиданию-с наименьшей.
Определенные таким образом критические: .сочетания начальных усло-
вий используются для анализа с помощью более совершенных математи-
ческих моделей и при комплексных динамических испытаниях. Такой под-
ход позволяет сократить число расчетных случаев и уменьшает риск
пропустить важные сочетания.
43.4. Моделирование процесса после сцепки. После сцепки целесообраз-
но разбить процесс амортизации на два участка: до и после упора ограни-
чителя разворота. На первом участке процесс описывается теми же уравне-
ниями, что и до сцепки, однако движение тел однозначно определяет
перемещение штыря, т. е. имеется уравнение связи
П + г3 & Фз, в3) - [А21] г» - г21 = 0.	(4.13)
При этом направление реакции F ш неизвестно, и оно определяется состав-
ляющими, которые в системе координат 1 определяются характеристика-
ми амортизаторов, т. е.
Гшх=А(М); ^шу = цу(Ф3. ФзУО-з - У; *шг = Мб3, б3)/(г°-у,
где г3-длина недеформированного штыря. Ввиду малости углов ф3 и 63
120
моменты допустимо вычислять относительно осей, параллельных осям yi
и zP Уравнения движения подобны уравнениям (4.11) и (4.12).
После упора ограничителя разворота характер взаимодействия и связи
меняются. Ограничитель касается конуса, если угол р между векторами г3
и г2 равняется рк - Ру, где рк-угол конусности; ру-угол расположения
упоров. Момент относительно точки сцепки Мо можно определить по не-
которой упругой деформации с жесткостью с0:
1И0 = с0 (р — рк + ру), р > рк — Ру.
Угол р определяется по формуле р = arccos (х^ • х^), где х^ и х£-орты осей
х3 и х2. Скалярное произведение х^-х? определяется перемножением со-
ответствующих элементов матриц преобразования векторов из 2-й и 3-й
систем координат в 1-ю. Условие равновесия штыря дает систему уравне-
ний
Тшу(гз - Q - Hz (0з. ё3) - с0(р - рк + рJsiny = 0;
(4-14)
FIUZ (»з - Q - Ру (Фз. Фз) - Со (Р - рк + Ру) cos у = 0,
где sin у = (z3-x°)/sinp; cosy = (i^x5)/sinp; орты х2 и определяют-
ся столбцами соответствующих матриц [А31] и [А21]. Уравнения (4.13)
и (4.14) вместе с уравнением Fulx=f(E>, Q и уравнениями движения (4.11)
и (4.12) образуют • систему для отыскания всех неизвестных параметров
процесса.
После прекращения перемещения продольного амортизатора задачу
можно решать двумя способами. Можно по-прежнему пользоваться опи-
санной системой уравнений, определяя силу Рщх через некоторую упругую
деформацию т. е. Fmx = сх^, где сх - жесткость конструкции в продоль-
ном направлении.
При втором способе полагается, что I; = 0 (или = const) и относитель-
ное положение центра масс тела 2 в системе координат 1 определяется 5-ю
независимыми координатами <р, в, ф, 03, ф3, а сила взаимодействия вычис-
ляется через угловые ускорения.
4.4. МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ДЛЯ ПЕРИФЕРИЙНЫХ
УСТРОЙСТВ
Математические модели динамики стыковки для периферийных СТУ,
так же, как для СТУ «штырь-конус», вследствие существенных особеннос-
тей в характере связей до и после сцепки состоят из двух частей. Наиболее
сложной для этих СТУ является задача отыскания точек взаимодействия
Для большого числа возможных комбинаций элементов колец с напра-
вляющими выступами.
Ниже изложен принцип построения математической модели на примере
модели, разработанной для анализа процесса стыковки с помощью АПАСа
КК «Союз» [16]. Модель представлена в виде, удобном для последую-
щего преобразования с целью учета инерционности амортизаторов.
4.4.1. Отыскание точек взаимодействия. Возможно 20 различных точек
взаимодействия (v = 1...20) при касании граней выступов между собой или
° край кольца и края колец о плоскость другого кольца (рис. 4.3).
121
Рис. 4.3. Схема взанмодействвя элементов колец с направляющимв периферийных
СТУ (v= 1...18)
Точки на направляющих, представленных отрезками прямых, задаются
суммами двух векторов:
0p+0i(w), f=l...6-на подвижном кольце;
9/>+9j(v)<j = 1-6-на неподвижном кольце, причем векторы д,(и) и qj(y)
зависят от параметров и и v, изменяющихся от 0 до 1.
Составляющие этих векторов в системе координат 3 соответственно
равны
9ix = аи; giy = /ucos [(п/6)(2i - 1) - (- 1)'Р];
giz = /и sin [(rc/6)(2i- 1)- (- 1/P];	= 0;
$ = rKcos[(7t/6)(2i- 1)]; ft® = rKsin [(ir/6)(2i — 1)].
Идентичны формулы для составляющих векторов и ц.
Точки на краях колец д7 и <?7, представленных окружностями радиуса
гк, задаются векторами g7(u) или д7(г), которые зависят от параметров
и или v, изменяющихся от 0 до 2п.
Составляющие радиуса-вектора д7 в системе координат 3 соответствен-
но равны g7x = 0; gly = rzcosu; glz = rzsmu. Идентичны формулы для со-
ставляющих вектора q7.
Отрезки могут касаться между собой, давая шесть возможных точек
взаимодействия (v = 1...6), отрезки могут касаться окружностей колец с воз-
можностью образования еще 12 точек взаимодействия (v=7.„12 и v =
= 13... 18) и, наконец, окружности могут касаться плоскости другого коль-
ца, давая две последние точки (v = 19, 20).
122
Для отыскания точек взаимодействия вводится вспомогательный век-
тор p(w), зависящий от параметра w. Для v = 1...6 этот вектор лежит в пло-
скости, параллельной плоскости кольца, и соединяет точку пересечения от-
резка gt с плоскостью Q7, содержащей отрезок ц и касательной
к окружности <?7, и точку на отрезке cjj. Для v = 7...12 и v = 13...18 вектор р
лежит в плоскости колец на продолжении радиуса кольца до точки пересе-
чения отрезка с плоскостью кольца. В данном случае составляющие
суммы векторов д +р в системе координат 3 соответственно равны
(в + Р)х = 0; (д + р)у = (гж + w)cosи; (g + p)z = (гж + w)sin и,
где и изменяется от 0 до 2л. Аналогичны формулы для составляющих
суммы векторов q + p.
Для v = 19, 20 (рис. 4.4) векторы р направлены по нормали к плоскости
кольца в точку на окружности другого кольца, находящуюся от нее на
кратчайшем расстоянии. При обращении вектора р в нуль (параметр w при
этом также равен нулю) появляется точка взаимодействия.
Следующие векторные уравнения составлены для различных групп воз-
можных точек взаимодействия (v=1...2O):
Й +гз + [А3*]»? + [А3‘]й(и)- [А1»- [А2*]^(г)- [А21]^-[A2*]f2 -
— r2i =0, v = 1...6; i, j = 1...6,
й + + [A31M + [А31]«й(«)- [A21]p(w) - [A21]g7(v)- [A21]f2 - r21 =
= 0, v = 7...12; i=l„6;	°'
h +f3 + [A31]g7(u) + [A31]p(w)- [A21 j^j(v) — [A21]— [A21]r2 — r21 =
= 0; v = 13...18; j = 1...6;
П+*=3+[A3,]0i9(u, r) + [A31]p(w)-[A21]g19-[A21]r2-f21 =0, v=19;
й + г’з + [A31]<j20 - [A2,]p(w) - [A21]g20 (u, v) - [A2,]r2 - r21 = 0, v = 20.
При обращении вектора p в нуль уравнения (4.15) превращаются в уравне-
ния связей, а параметры и и v определяют координаты найденной точки
(при этом w = 0).
Рис. 4.4. Точки взаимодействия (v = 19, 20)
123
В последних двух уравнениях длина вектора р равна w (т.е. р = wx23)
и определяется по формуле w = х^  Дг23 — гк |/1 — (х£  х?)2, где х^ и
х3-орты осей х2 и х3. Их компоненты в 1-й системе координат опреде-
ляются первыми столбцами соответствующих матриц преобразования
[АД1] и [АД1]. Вектор Дг23 соединяет центры колец и равен
дЙз = Й + [А31]й - [д21]й - Й1-
Составляющие вектора д19, лежащего в плоскости кольца, и и v в системе
координат 3 определяются по формулам
и = (у?-Дг23)-
1/1 -(х? х?)2 ’
и = (г®-Дг23)-
/Г-(х$-хД)2 ’
где орты и zj осей у3 и z3 определяются соответствующими столбцами
матриц преобразования [АД1] и [АД1]. Длина вектора д19 равна гж, а его
составляющие вычисляются по формулам
При обращении вектора р в нуль и при условии, что найденная точ .а
лежит внутри круга (и2 + v1 < rj), появляется точка взаимодействия v = 19,
в противном случае отыскивается возможная точка v = 20 аналогичным
образом.
4.4.2. Реакции взаимодействия. Если есть к точек взаимодействия, то Зк
уравнений типа (4.15) превращаются в уравнения связей вида
Й + r3 + [А31] д? + [А31] дДы) - [A21] qj(v) - [А21] $ - [А21] г2 - г21 = О,
v = 1...6;
Й + r3 + [A31]g? + [A31]g,(w) - [A21] q7(v) - [А21] г2 - г21 = О, V = 7...12;
(4.16)
Й + r3 + [A31]g?(w) - [A21] qj(y) - [A21] qf - [А21]г2 - г21 = 0, v = 13...18;
Й +г3 + [A31]g?9(w, г) —[A21]g19 — [А21]г2 — г21 =0, v = 19;
Й + Й + [А31] (До - [A21] q20 (“. v) - [А21] г2 - г21 = 0, v = 20.
В каждой точке действует сила Fv = Fv-nv. Общие единичные нормали
«V к взаимодействующим элементам зависят от координат этой точки и
и v и определяются векторным произведением единичных касательных д? и
к окружностям или отрезкам (см. рис. 4.3 и 4.4). Для различных групп
точек взаимодействия выражения имеют разный вид. При v=1...6 в 1-и
системе координат
Й = [A31]ft"х [А21]#.
124
Составляющие единичных касательных к отрезкам д, (i=1...6) в системе
координат 1 равны
й" = а//а2 + /2; а> = (///а2 + /2)cos[(n/6)(2i- 1)-(-
ftz = (//|/а2 + Р) sin [ (л/6) (2i - 1) - (- 1У'₽].
Идентичны формулы для .определения составляющих единичных каса-
тельных к отрезкам ц (J=
При v = 7...12 йу = [А31]<йпх [A21]q!J, i=1...6. Составляющие еди-
ничных касательных к окружности пассивного кольца равны q"x = 0;
q*y = sin v; q"z = cos v.
При v=13...18 йу = [A31]g" x [A21]^1, j=l.„6. Составляющие еди-
ничных касательных соответственно равны
& = - (- 1Г«У«2 + Р ;
<7% = (- 1У+ 1 (///а2 + /2)cos [(л/6) (2/ - 1) + (- 1FPJ;
& = (- 1У+ 1 (//|/а2 + /2)sin [(л/6)(2/ - 1) - (- 1У₽];	= 0;
д"у = sin t>; g"2 = cos г.
При v = 19, 20 й19, й20~нормали к плоскостям подвижного и неподвиж-
ного колец.
Суммарная сила и момент, действующие на активное кольцо, равны:
к	к
F = Е fv«v; М* = Е Л.[А31](<Я + 0,) х п.
V = Vj	V = Vj
Под действием силы и момента происходит смещение кольца, определяе-
мое вектором г3(^, 1], Q, и его поворот, определяемый углами <р3, ф3, 03.
Зная координаты кольца и их производные, можно вычислить составляю-
щие силы и момента. Есть два метода определения сил амортизаторов. По
ni эвому методу компоненты векторов F и МК определяются по координа-
там отклонений кольца и их производным
Fx & О; Fy =/п 01. n); Fz К, С);
Мх = Рх(Фз, Фз); Л/ук=ру(ф3, ф3); М2г=р2(63, ез). (4.17)
Ввиду малости углов поворота кольца составляющие момента допустимо
вычислять относительно осей, параллельных осям yn z,. Шесть уравне-
чии (4.17) и Зк уравнений связей (4.16) служат для определения Зк + 6
неизвестных:
Fi-.-Ffc, Wi.-.Mfc, vt...vk, Е,, Т), Фз, 0з. Фз-
При втором методе сначала определяются координаты подвижных
арниров на кольце xni, y„i, zni, длины всех амортизаторов по координатам
кольца по формулам I; = £(£,...,<р3), а также их производные I, = Lc Фз,
за ’ ^3’’ '^Ти величины дают возможность вычислить модули сил аморти-
°Р°в Fai =fai (/ь /’.) вектОр силы каждого амортизатора определяется че-
125
Рис. 4.5. Принципиальная схема модели системы управления
рез их единичные векторы йы: Fai = Гыйш-, а векторы йш- находятся по
координатам подвижныхи неподвижных шарниров. После этого вычис-
ляются суммарная сила Fa и моменты относительно центра кольца и цен-
тров масс обоих тел.
4.43.	Модель системы управления. Типичная модель СУ в режиме угло-
вой стабилизации может быть представлена в виде реле, на вход которого
подается сумма сигналов углового рассогласования а (г) и угловой скорос-
ти а (г)
Купр(0 = *а (а (0 - ао) + КА (0-
Характеристики реле и двигателей РСУ, а также обратные связи показаны
на рис. 4.5. Продолжительность импульса двигателей не может быть мень-
ше некоторой минимальной величины (^ш. При анализе стыковки модели-
руется также действие двигателей РСУ по продольной оси х, которые
включаются при первом касании и создают силу F]x, способствующую
сцепке.
После сцепки и прекращения перемещений продольного и поперечного
амортизаторов параметры процесса меняются значительно медленнее. По-
этому значение управляющего момента Му может определяться по его
среднему значению за период ?:
М1р = М*1и/г.
4.4.4.	Уравнения движения. Уравнения движения подобны приведенным
в подразд. 4.3.2
V2i = (F — FDIm, + (F + [A2,]FD/m2 + К21 х й,;
^21 = Км _й| х г21;	(4.18)
ЛхФи + (Лг ~ Ky)aiymiz — ^ix +	»
+ Uix ~ Iiz№ix<bz = Miy + Муу;
Kz^iz + (Ay ~ Ifx)a>ix(oiy = ^iz + AfI2, i = 1, 2.
В процессе интегрирования уравнений (4.18) при наличии уравнений свя-
зи (4.16) и характеристик амортизаторов (4.17) 60-3/с уравнений типа (4.15)
используются для отыскания возможных дополнительных точек взаимо-
126
действия. При появлении 6-ти точек движение кольца будет однозначно
определяться движением двух тел.
Если в какой-либо точке взаимодействия Fv 0, соответствующая точ-
ка исчезает; при исчезновении последней точки взаимодействия движение
происходит без связей только под действием сил и моментов СУ и описы-
вается системой уравнений (4.18) при F = М,= 0. При этом кольцо движет-
ся под действием сил амортизаторов, его движение описывается уравне-
ниями (4.17) с левыми частями, равными нулю.
4.4.S.	Моделирование процесса после сцепки. После сцепки связи стано-
вятся неосвобождающимися, а кольца обоих СТА совмещаются, поэтому
<р3=<р; ф3 = ф; 03=0, и, следовательно, [А31] - [А21].
Угловое вращение тел и движение центра масс тела 2 в системе
координат 1, задаваемые векторами г21, У21,	<о2 и углами Эйлера <р, ф,
0, описываются системами уравнений (4.18) и (4.3). Сила F(FX, Fy, Fz) и мо-
мент взаимодействия МК(М^\ Му', Mz) определяются характеристиками
амортизационной системы с помощью уравнений (4.17). Моменты относи-
тельно центров масс находятся по формулам
М, = М* +(?! +г3) х F; М2 = - [A12] AT* - r2 х [A12]F.
Уравнение связей однозначно определяет перемещение кольца, т.е. вектор
П. Q.
Й + Й-[А21]й-й1 =0.
После сцепки деформация продольного амортизатора заканчивается за
несколько десятых долей секунды, затем в течение нескольких секунд за-
канчивается деформация поперечных амортизаторов, в то же время
угловые развороты продолжаются в течение нескольких десятков секунд.
Поэтому моделирование процесса после сцепки целесообразно разбивать
на три этапа: 1) перемещения кольца по шести координатам; 2) после пре-
кращения продольных перемещений; 3) после прекращения поперечных
перемещений.
Для моделирования второго этапа можно использовать приведенные
выше уравнения, а составляющую силы взаимодействия Fx определять че-
рез некоторую упругую деформацию Е, и жесткость сх, т. е. Fx = сх (Е, — £ф),
где £ф- остаточная деформация за счет проскальзывания фрикционного
тормоза. Можно использовать другой подход, считая, что продольная де-
формация отсутствует (Е, =	= const), и определять У21х через угловые
скорости тел, а составляющую силы Fx- через угловые скорости
и ускорения.
При прекращении деформаций поперечных амортизаторов начинается
третий участок; здесь также возможны два подхода: введение упругих де-
формаций Е,, Г] и с жесткостями с„ су, cz или сокращение числа степеней
свободы. При втором подходе уравнение связи существенно упрощается
и имеет следующий вид:
Й -[А21]г2“Й1 =0.
4.4.6.	Примеры моделирования. Математическая модель, описанная вы-
ше, использовалась при работах по ЭПАСу. На этой модели проводился
Расчет параметров процесса стыковки с активным АПАСом КК «Союз»
127
Таблица 4.1
Начальные условна стыковки при динамических квалификационных испытаниях
Слу- чай	Г®, м/с	Г®, м/с	У?, м/с	А>. м	Az, м	<₽®. гра- дус/с	0®, гра- дус/с	Ф°. гра- дус/с	А<р, гра- дус	де, гра- дус	Ая|/, градус	Температура, градус
1	-0,3	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0.0	-30; +50;
2	-0,1	+ 0,05	0,0	+ 0,3	0,0	0,0	-0,7	0,0	0,0	-0,3	0,0	-30; +20;
3	-0,1	+ 0,05	0,0	+ 0,3	0,0	+0,7	-0,7	0,0	+ 3,0	-3,0	0,0	-Зч0; +20;
4	-0,1	+ 0,035	-0,035	+0,212	-0,212	+ 0,7	-0,5	+0,5	0,0	-2,12	+2,12	-30; +20;
5	-0.3	+ 0,07	0.0	+ 0,3	0,0	0,0	-0,7	0,0	0,0	+ 5,0	0,0	-30; +50;
6	-0,3	+0,07	0.0	+ 0,3	0.0	0,0	-0,7	0,0	0,0	-4,0	0,0	-30; +50:
7	-0,3	-0,0	-0,07	0,0	-0,3	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	-5,0	-30; +50;
8	-0,3	+ 0,07	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	-5,0	0,0	-30; +50;
9	-0,3	+0,05	-0.05	+0,212	-0,212	+0,7	-0,5	+0,5	0,0	-3,5	+3,5	-30; +50;
10	-0,15	+0,05	0.0	0,0	0,0	0,0	-0,7	0,0	0,0	-5	0,0	-30; +20;
II	-0.05	+ 0,037	0,0	+ 0,3	0,0	0,0	-0,7	0,0	0,0	-5	0,0	-30; +20;
12	-0.05	+0,037	0,0	+ 0,3	0,0	+ 0,7	-0,7	0,0	+ 5	-5	0,0	-30; +20;
13	-0,05	+ 0,026	-0,026	+ 0,212	-0,212	+ 0,7	-0,5	+0,5	+ 5	-3,5	+ 3,5	-30; +20;
14	-0,3	+0,1	0,0	0,0	0,0	0,0	-1,0	0,0	0,0	— 7	0,0	-50: +20;
15	-0,3	0,0	0,0	0	0	-1,0	0,0	0,0	-7,0	0,0	0,0	-50; +20;
16	-0,3	+ 0,1	0,0	+0,3	0,0	0,0	-1,0	0,0	0,0	+ 7,0	0,0	-50; +20
(табл. 4.1), которые затем воспроизводились при комплексных динамиче-
ских испытаниях. Аналогичную модель использовали специалисты НАСА
для анализа стыковки с активным АПАСом КК «Аполлон» [47]. В модель
были введены характеристики амортизационной системы, рассчитанные
теоретически и уточненные по результатам отработочных испытаний.
Расчеты выполнялись на вычислительной машине БЭСМ-6, результаты
моделирования ре истрировались на перфокартах и в виде таблиц, а затем
представлялись в виде графиков с помощью автоматизированного графо-
построителя. Изображение стыкуемых кораблей (рис. 4.6) воспроизводи-
лось на экране дисплея [10]. Просмотр изображения, заснятого для удоб-
ства использования на кинопленку, служил для подтверждения
Рис. 4.6. Отображение ня дисплее ЭВМ
процесса стыковки по данным, полученным
ня матемятическон модели
Рис. 4.7. Теоретические (/) и экспернмен-
тяльные (2) зависимости параметров при
испытаниях АПАСа «Союз» (центральный
УДяр)
6(1,хгс
500
0
					t= 12,03-касание t = 12,06- сцепка			
								
		Y						
12	13	15	t,c
128
4.8. Теоретические (/) и экспериментальные (2) зависимости параметров при ис-
пытаниях АПАСа «Союз» (удар со смещением)
°' продольная сила, действующая на тело 1; б-поперечная сила, действующая на тело 2,
'поперечное перемещение кольца, г-продольное перемещение кольца; д-вращение кольца
относительно оси г
129
правильности результатов моделирования и дополнительного анализа ки-
нематики относительного движения. Информация на перфокартах исполь-
зовалась при квалификационных испытаниях АПАСов для фиксирования
на одних и тех же графиках результатов расчетов и испытаний (рис. 4.7
и 4.8). Сравнение показало удовлетворительное совпадение обоих результа-
тов. Различие проявлялось главным образом в величине и характере изме-
нения силы, в первую очередь, ее продольной составляющей; это объясня-
лось инерционностью амортизаторов, которая не была учтена в использо-
ванных для расчета математических моделях.
4.5.	МОДЕЛЬ С УЧЕТОМ ИНЕРЦИОННОСТИ
АМОРТИЗАТОРОВ
Масса кольца с направляющими периферийных СТУ и массы свя-
занных с ними подвижных элементов амортизаторов сравнительно велики,
поэтому при взаимодействиях колец возникают значительные дополни-
тельные динамические силы. Поэтому целесообразны разработка и исполь-
зование таких математических моделей, которые учитывают силы инерции
буферных и амортизирующих элементов. При этом необходимо рассмат-
ривать деформацию контактирующих деталей [32].
Движение «инерционного» кольца происходит под действием реакций
взаимодействия = Fnv с пассивным СТА и сил амортизаторов Fai =
= F01n(. Величину реакций можно вычислить, вводя жескости взаимодей-
ствующих элементов cv и определяя величину их «внедрения» друг в друга
’бу; деформации бу считаются происходящими по общей нормали в точке
взаимодействия, т.е.
Fу Субу 
Для определения бу в точке взаимодействия можно использовать урав-
нения (4.15), с помощью которых определяется вектор p(w) между точками
на подвижном и неподвижном кольцах. При «внедрении» колец параметр
w, равный длине вектора р, становится отрицательным. Тогда бу = wcosag,
где ag-угол между векторами р и йу, или 6y = (pnv).
Для v = 1...6 вектор р параллелен плоскости неподвижного кольца и ле-
жит во вспомогательной плоскости g7. При v = 7...12 и 13...18 векторы р
направлены соответственно по радиусам колец д, (и) и (г). При v = 19, 20
бу = — w.
Жесткость Су для разных типов точек взаимодействия может зависеть
от ее положения, т.е. от параметров «иг. Например, для v= 1...6 при из-
менении положения точки по длине направляющих, которые считаются
консольно закрепленными балками, жесткость определяется выражением
l/cv = и3/кс2 + v3/kc2 + 1/с0,
где kct, кс2-коэффициенты; с0-некоторая постоянная жесткость. Силы
инерционных амортизаторов зависят от деформации и от первой и второй
ее производных- Fflj =/д,(5ш-; ба1; бш). Для определения FflJ можно по-преж-
нему применять два метода.
При первом методе используются приближенные характеристики амор-
тизаторов типа (4.17); за счет влияния вращающихся элементов амортиза-
130
торов при относительном движении кольца возникают дополнительные
силы инерции, они учитываются путем введения приведенных к поступа-
тельному перемещению кольца эквивалентных масс т"7 и моментов инер-
ции I3J, вычисленных относительно осей его качания х3, у3, z3. Например,
для амортизационной системы, примененной в АПАСе КК«Союз», эти ве-
личины определяются по следующим приближенным формулам:
тзх = Зтп;	= 1,5тв;
1зх ~ ЗшбГщ i 1зу[г)=
где тп и mg-эквивалентные массы вращающихся элементов, приведенные
к продольному и поперечному перемещениям верхних шарниров для
одной пары штанг (шарниры расположены на окружности радиуса гш).
Таким образом, на кольцо действуют силы трех линейных амортизато-
ров Fa = £ FaJ, моменты угловых амортизаторов Ma](j = x,y,z), сила
j = X.V.Z
инерции эквивалентных масс F*, составляющие которой равны
F"ax = - F*ay = - mSy-ii; FSr= -
и инерционные моменты
^ax = ~ ^зхФз»	— /3уф3; M* = —/3263.
С учетом этих дополнительных сил динамические уравнения относи-
тельного движения центра кольца О3 имеют вид
*^31 = (Fa + F« - FD/m, + (Fo + F« + P}/m3 + Й31 х ;
Г31 = Й31 — х г31.
Если считать, что центр вращения кольца совпадает с его центром
масс, а повороты происходят относительно осей, параллельных х„ zlt
можно пользоваться следующими упрощенными уравнениями вращатель-
ного движения:
1зх (Фз + Фз) = Mf+ цхч(ф3, фз) +	;
/з/ф1 + фз) = М' + р/Фз.Фз) + МЧУ;
1зг (ё, + ё3)=м‘+ ц2 (63, ёз)+м”аг.
В уравнениях (4.18) относительного движения тел 2 и 1 и вращательно-
г° движения тела 1 должны быть учтены дополнительные инерционные
сила F" и момент М"а.
При втором методе используются характеристики отдельных аморти-
заторов с учетом второй производной их деформации 8Ш-
Fai =/oi(8oi, 8flj, 8flJ).
Если относительное положение центра масс кольца в системе коорди-
ат определять вектором Г31 = Л + т3, то динамические уравнения относи-
131
тельного движения центров масс и вращательного движения кольца .по-
добны уравнениям (4.18)
Аи = (Fa - FWmt + (Fa + F*)/m3 + V3l x «>,;
Гл = V3i — <bj x r31.
^ЗХ&ЗХ + U3Z ~ ^Зу^Зу^зг ~ Mx + Max J
^зу^зу + (1зх ~ 13z)m3xm3z — My + May;
I3Z&3Z + (1зу ~ ^Зх)шЗуи)ЗХ = M2 + Ma2,
6	6
где Fa = £ Fд/, Ma = £ г, x Faj.
i=l	i=l
Второй метод обладает большей точностью и возможностями, так как
позволяет учесть более детальные характеристики амортизаторов, напри-
мер распределение приведенных масс и жесткости промежуточных элемен-
тов.
i	Глава 5
УПРОЩЕННЫЕ МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ
ДИНАМИКИ СТЫКОВКИ. РАСЧЕТ
АМОРТИЗАЦИОННЫХ СИСТЕМ
5.1.	ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ С ПОМОЩЬЮ УПРОЩЕННЫХ
МОДЕЛЕЙ
Математические модели, рассмотренные в гл. 4, используются для де-
тального исследования динамики стыковки. Даже при значительных упро-
щениях эти модели настолько сложны, что требуют значительного вре-
мени и усилий для их составления и отладки программы ЭВМ,
моделирования и анализа результатов; кроме того, при большом числе па-
раметров модели непросто проследить влияние отдельных из них на про-
цесс в целом. Поэтому такие модели необходимы для анализа уже спроек-
тированных СТУ и недостаточно эффективны при его синтезе. На этапе
проектирования нужны более простые и наглядные методы [27, 28], позво-
ляющие, по крайней мере, приближенно рассчитывать такие характеристи-
ки амортизационной системы, как силы, скорости деформации и ход амор-
тизаторов, их энергоемкость, коэффициент восстановления при ударе.
Для обоих основных этапов амортизации (до и после сцепки) задача
движения и взаимодействия двух твердых тел, в виде которых представ-
ляются КА (в общем случае 12 уравнений движения, 6 уравнений деформа-
ции и 6 уравнений связей), сводится к изучению только уравнений дефор-
мации амортизаторов. Далее предполагается, что продольная ось СТА
совпадает с одной из главных осей инерции тел. Перемещения тел за вре-
мя соударения считаются малыми по сравнению с их размерами.
5.2.	ЭКВИВАЛЕНТНЫЕ МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ
АМОРТИЗАЦИИ ДО СЦЕПКИ
5.2.1.	Трехмерная модель. Рассматривается удар двух тел с массами mt и
mz. абсолютно твердыми, за исключением окрестности точки взаимодей-
ствия (т.в.) (рис. 5.1); Oxyz-инерциальная система координат;	и
^2х2Угг2-связанные с телами системы координат, причем оси являются
Рис. 5.1. Исходная схема взаимодействия двух тел
133
главными центральными осями^ инерции. Уравнения движения центров
у асе
»№ = (- l)i+1Fx; т;Йу = (-1)‘+1Гу; m,Kz = (-l)'+1Fz,	(5.1)
где F(FX, Fy, Fz)-сила удара (Fx, Fy, Fz-проекции на оси х, у, z), направ-
ленная по нормали к поверхностям тел в точке взаимодействия); Ку 0 =
= 1,2; j= х, у, z)-составляющие скоростей центров масс по осям х, у, z.
Уравнения движения вокруг центров масс в проекциях на связанные
оси (уравнения Эйлера)
lix^ix + Uiz -	=	FfoyCOSOfc - FfeCOSOiyM-	Ip +1;
hy^iy + Mix -Jiz)aix^iz =	F(rizcos “ix - rixCOS Оц)(-	iy +1;	(5.2)
kz^iz + (Ay - Ax)“ix<% =	F^cos^ - Г/уСО50^)(-	1> + »,
где /у-главные центральные моменты инерции; соу и ту-составляющие
угловых скоростей и радиусов-векторов точки взаимодействия в проекциях
на связанные оси; составляющие вектора F на оси х, у, z и х,, у,, z, опреде-
ляются направляющими косинусами углов ctj и ау.
Считается, что в точке взаимодействия происходит деформация S, при-
чем она складывается из деформаций трех амортизаторов Sx, 8у, 8Z, напра-
вление которых относительно вектора F определяется направляющими ко-
синусами углов Рх, Ру, pz (в данном случае ау = Ру). Силы амортизаторов
зависят от деформаций и их первых производных, т. е. амортизаторы счи-
таются безынерционными
• Fx =/х(Мх); Fy =/у(8у,8у); Fz =/z(8z,8z).
Уравнение связи в точке взаимодействия (сумма скоростей перемещений
точек взаимодействия обоих тел и деформаций амортизаторов на общую
нормаль равна нулю):
2
£ [(PjxCOStXx + PjyCOStXy + К cosaz)(— 1)'+1 + <й|х(Пу х
= 1
< cos aJZ — nz cos otjy) + (Oiy (rlz cos а,х — cos aIZ) +
+ ®iZ (rix cos aiy — riy COS aix)] = ^x cos Px + 8y cos Py + 8Z cos Pz •	(5.3)
Ускорения при ударе предполагаются настолько большими, что выпол-
няются соотношения | Vix cos ax|»| У,хах sin ax| и т. п. Тогда можно продиф-
ференцировать уравнение (5.3), пренебрегая производными направляющих
косинусов, и получить систему из трех дифференциальных уравнений де-
формации амортизаторов, которые имеют вид
Шэ (8Х cos Рх + 8у cos Ру + 8Z cos pz) = sec Ру/} (8y8y),	(5.4)
где m,-эквивалентная масса, определяемая выражением
2
1/"Ъ = X t1/"1» + (Пу COS aiz - riz cos a,y)2/Iix +
i= 1
+ hz cos “ix - rix cos (XiZ)2//iy + (r,x COS Otjy - l-jy COS a,x)7/iz]-	(5.5)
134
рис. 5.2. Эквивалентная физическая
модель
Эквивалентную физическую модель (рис. 5.2), деформация амортизато-
ров в которой описывается той же системой уравнений, можно предста-
вить в виде центрального удара массы тэ через три последовательных
амортизатора с деформациями 8xcos0x; 8y,cosPj,; 8zcosPz; силы этих амор-
тизаторов соответственно равны
secPJx(8x, 8Х); secP/y(8y, 8у); secp/z(8z, 8Z).
Полная начальная скорость деформации амортизаторов Kg =
= 8Х cos Рх + 8° cos Ру + 8Z cos Pz определяется суммой составляющих на-
чальных скоростей тел и со°у:
V%= Е (Fi/— ^jcosay-b
j=x,y,2
2
+ Е [“« (fy cos “iz ~ riz cos aiy) +	(riz cos “ix “ rix cos aiz) + “iz x
1=1
x (rlx cos а|у - riy cos aix)].	(5.6)
Зная величину эквивалентной массы т-,, можно сразу определить вели-
чину импульса за первую фазу удара до момента максимальной де-
формации tj
j Fdt = тэ И-
о
Полный импульс до момента окончания удара г2 определяется коэффи-
циентом восстановления s, который может быть найден путем решения
уравнений (5.4),
Г2
J Fdt = (\ +5)^1^.
О
Кинетическая энергия, теряемая телами за первую фазу удара:
И;=тэ(Г§)2/2.
При максимальных скоростях удара И^ах определяет потребную энер-
гоемкость амортизаторов:
5-2.2. Плоский случай. Уменьшение степеней свободы, а также предпо-
ложение, что скорость скольжения в точке взаимодействия не меняет знака
и не равна нулю, позволяют существенно упростить эквивалентную мате-
матическую модель и учесть трение. Трение в точке взаимодействия счи-
135
тается постоянным по направлению и пропорциональным нормальной си-
ле, так что суммарная реакция составляет с нормалью угол р, где р = arctgk
(X-коэффициент трения).
Выражение для эквивалентной массы в этом случае имеет вид
2
1 = 22 [cos P/m« + Г? cos Picos (Pi + P)/;fe] >	(5-7)
i=l
где Р|-углы между векторами г, и касательной в точке взаимодействия.
Уравнения деформации двух амортизаторов:
Шэ (8Х cos РА + 8у cos Ру) = sec(РА + p)fx (8Х, 8Х);
(5.8)
Шу (8Х cos рх + 8у cos Ру) = sec (Ру + p)fy (8р 8у).
Если имеются продольный (с деформацией вдоль оси xt) и попе-
речный (с деформацией по оси у,) амортизаторы (рис. 5.3), то Р^ = Рп а
Рх = 90° — Р( и уравнения деформации принимают вид
Шэ (8Х sin Pi + 8^ cos Pi) =fx (8X, 8x)/sin (Px + p);
mj^xSinPj +8ycospi)=/^(8r 8y)/cos(P| +p).
Начальная скорость деформации здесь равна
Vgi cos рх + Vg2 cos Ру = (F$, - F$2) sin pj +
+ (^°i ~ yjzlcos p! + co?r, cos Px + co$r2 cos p2.
Интерес представляет также определение направления относительных
траекторий тел до удара и после его окончания (рис. 5.4). Проекция
относительной скорости на касательную в точке взаимодействия
Vc° = (E°i - V°2)cosP! +(У°! - FjJsinPj +co°r1sinP1 +co$r2sinP2.
В конце удара скорость У* изменяется за счет воздействия импульса (1 +
-FsJnijVg, откуда
^=^ + (1+5)^ Eg,
(5.9)
136
Рис. 5.4. Траектория движения конца
штыря в приемном конусе
2
где /с, = m, £ [sinp/m( +
i=i
+ г2, sin Р, cos (Pi + р)//я].	(5.10)
Таким образом, углы наклона векто-
ра скорости точки взаимодействия
[е = arctg(Fs/Ff)] до (е°) и после (ек)
удара связаны соотношением
1£ЕЖ= StgE°/[l +(1 +s)/CjtgE0].
(5.11)
Закон отражения материальной точки при ударе о преграду является
частным случаем формулы (5.11).
5.23. Другие частные случаи. Для центрального удара двух тел (Р, =
= 90°) формула для имеет вид
1=1
(5.12)
t уравнение деформации также имеет простейший вид
"»х8х=/х(8х. 8х)
(5.13)
и используется для расчета продольного амортизатора при центральном
ударе.
Деформация угловых амортизаторов для малых углов, например при
поворотах штанги СТМ, может быть сведена к линейным перемещениям
и равна 8g г3 (или 8фГ3), где г3-модуль радиуса-вектора точки взаимодей-
ствия относительно центра поворота штанги; деформации направлены по
нормали к осям поворота и вектору г3.
Поперечная сила Fy определяется моментом углового амортизатора
с характеристикой Мф = Цф (8ф, 8ф) по формуле Fy = М^/г3.
При анализе двух амортизаторов, деформируемых в одном направле-
нии, удобно рассматривать их независимо с помощью уравнений типа (5.4).
Специфическим (для периферийных СТУ) является прямой удар с кре-
ном (ф), при этом происходят деформации двух амортизаторов (продоль-
ного и кренового), описываемые уравнениями
Жэ (8Х sin рх + 8фгв cos рх) =/х (8Х, 8x)/sin рх;
(5.14)
Из (8x"sin рх + 8фгв COS рх) = Цф (8Ф. 8ф)/гв cos рх,
где 8ф-деформация кренового амортизатора; Цф(8ф8ф)-его характеристи-
ка; гв-длина радиуса-вектора точки взаимодействия относительно центра
кольца; эквивалентная масса определяется соотношением
137
Рис. 5.5. Схема с учетом инерционности амортизатора
2
1/«Ъ = Е [sin2 Px/mi + (rB cos Рх)2/Лх] 
i=l
Начальные скорости деформации массами с начальными относительными
скоростями тел следующим равенством:
8° sin рх + 8фГф cos Рх = V° sin рх + <ОфГф cos рх.
5.2.4. Модели с учетом инерционности амортизаторов. Применение элек-
тромеханического демпфирования в амортизаторах потребовало учел, их
инерционности. Ниже рассматривается плоский случай соударения двух
твердых тел через инерционный амортизатор (рис. 5.5). Величина массы
подвижных частей амортизатора т3 складывается из поступательно дви-
жущихся по осям х и у масс т3х и т3у и приведенной массы вра-
щающихся частей т3х. Инерционная сила, которая пропорциональна толь-
ко деформации 8Х, передается на тело 1.
Кориолисовыми силами (ускорение Кориолиса не превышает обычно
0,1 м/с2), а также гироскопическими моментами вращающихся частей
ввиду их малости пренебрегают.
Сила при ударе равна F = 8KcK/cosp, где ск-жесткость упругого эле-
мента конструкции, например приемного конуса. После перехода к от-
носительным координатам по формулам
х = х,— х2‘, У = У1~У2> Orcosp, =0,r,cosPi + 02rCOSP2
при условии малости углов поворота тел за время удара, а также
т3 «mi и т3 «IJr}, можно получить следующую систему уравнений:
-	тхх - тзх (тх/т,)8х + Fsin(P, + р) = 0;
-	тхУ - ^(тх/т^'бу + Fcos(Pj + р) = 0;
7/г2 -
(//r)cbz - тзу—ТЪу + Fcos(Pi + р) = 0;	(5.15)
-	тзу8у +fy(8y, 8У) + Fcos(Pj + р) = 0;
-	(т3х + "»зх)8х +/х (8Х, 8Х) + Fsin (Р, + р) = 0.
Уравнения (5.15) описывают удар одного тела (рис. 5.6) с эквивалентны-
138
Рис. 5.6. Эквивалентная схема
в яцде удара одного тела
Рис. 5.7. Эквивалентная физическая
модель с учетом инерционности
амортизатор
/	2 ч
ми параметрами тх, г, 11 г2 /7 = £г2у/121 через подобный инерционный
\	1	7
амортизатор о преграду и могут использоваться также при физическом
моделировании.
Далее система (5.15) преобразуется так, что эквивалентная схема может
быть представлена в виде прямого удара массы ш, (рис. 5.7) через пружину
и два последовательных инерционных амортизатора (с массами под-
вижных частей m$x = m3xsinPj sin(P, + р) и m*v = m3vcosP! cos(Pt + р); с
характеристиками и деформациями, определяемыми выражениями
fx (SJ,6*) — fx (8Х, 8x)/sin Pj;
(5-16)
/* (8*, 8J) =fy (8y, 8y)/cos P! cos(₽, + p); 8fc; 8£ = 8/sin P,; 8* = 8y/cos P!.
В модели происходит передача инерционных сил m3y 8J и m*J8J (m*J =
= m^/sin Pj sin (Pj + p)) соответственно на массы m*x и nr, так же, как в ис-
ходной модели. При приближении к прямому удару (Р, -> 90°) промежуточ-
ный амортизатор (8*) становится бесконечно жестким и система уравнений
упрощается:
-	(8х + 8«) - «эх ИсА”1) + Скбк = 0;
(5.17)
- (ш2х + ш3'х)8х +/Х(8Х,8Х) + ск8к = 0.
53. ЭКВИВАЛЕНТНЫЕ МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ
АМОРТИЗАЦИИ ПОСЛЕ СЦЕПКИ
53.1. Трехмерная модель. Рассматривается удар двух твердых тел при
Ранее принятых допущениях со следующими отличиями: скольжение
в точке взаимодействия (в данном случае-точке сцепки) отсутствует, а
в этой точке имеются три угловых амортизатора, которые создают мо-
менты Мх, Му, Mz относительно осей х, у, z.
Уравнения движения центров масс по-прежнему имеют вид (5.1).
Уравнения Эйлера для этого случая имеют вид
Ахй/х + (liz -	= [(МХСО8О,-Х + Му cos р1х + Mz cos yIX)(- 1)'+ 1 +
+ (Fx cos aiz + Fy cos piz + Fz cos aiz) riy -
139
—	(Fxcosaiy + FyCOsPjy + Fz cos yIy) riz] (— 1),+ 1;
liy^iy + Uix - liz) <0ix<0iz = [(Mx cos (ty + My COS Р,у + Mz COS Yiy) ( - 1)'+ * +
+ (Fx cos aix + Fy cos p)x + Fz cos yix) riz -	(5.18)
-	(Fx cos alz + Fy cos pjz + Fz cos yiz) rix] (- 1)'+1;
/iz(bi2 + Uiy - lix) = [(Mx COS aiz + My cos piz + Mz cos ylz) (- 1)'+1 +
+ (Fx cos a.iy + Fy cos p,y + Fz cos у,у) rix —
-	(Fx cos aix + Fy cos pjx + Fz cos yix) rf>] (- 1/ +1.
Положение осей x, у, z относительно осей x„ yit z, задается 18-ю напра-
вляющими косинусами углов ay; Ру, у,у (i= 1, 2, j = x, у, z).
В общей точке (точке сцепки) происходит линейная деформация 8(8Х,
8у, 8Z) в произвольном направлении и угловой поворот 8у (8ф, 8^, 8g). Силы
Fx, Fy, Fz и моменты Мх, Му, Mz амортизаторов являются функциями де-
формаций и скоростей, т.е. они безынерционны:
Fx =fx (8Х, 8Х); Fy =fy (8р 8у); Fz =fz (8Z, 8Z);	(5.19)
Mx = Цх (8ф, 8ф); My =	(8^, 8ф); Mz = pz (8g, 8g).
Уравнения связей в общей точке (связь деформаций амортизаторов
с перемещениями тел) имеют вид
2
8Х = Е (- ,)i+1 IX +	(n>cos ajz - riz cos ajy) + <t>iy x
i= 1
* (.riz COS aix rix cos aiz) “t* ^iz (Пх cos riy cos aix) ] »
2
=	( 1) [Л' “1“	(fiy cos Piz	riz co$ Piy) +	*
i=l
X (rjz cos pix - rix cos piz) + (0/z (rix cos pfy - riy cos pix) ];
2
8Z = £ (- l)i+1 [z, + ^x(rjycosYiz - rizcosyiy) + coiy x
i = 1
x (rjz cos yJX — rJX cos Yiz) + <oJZ (rJX cos y^y — r^y cos Y/x)l»
2
= Z	cos aix + cos aiy + CDjz cos aiZ] ;	(5.20)
i= 1
2
= E [^x cos Pix + ^iy cos Piy + coiz cos piz];
i= 1
2
6g = E [®« cos 7ix +	cos Yiy + °>iz COS yiz].
1	= 1
140
Ускорения при ударе считаются настолько большими по сравнению со
скоростями, что выполняются соотношения вида | а^уГд |»| со^ |, т. е.
нормальные ускорения малы по сравнению с тангенциальным. Тогда мож-
но продифференцировать уравнения (5.20), пренебрегая производными на-
правляющих косинусов, а также членами с произведениями угловых скоро-
стей в уравнениях (5.18), и получить систему уравнений деформаций шести
амортизаторов
у fx (ftc, »х) fy (8у, 8у) fz (8Z, 8Z) р<р (8ф, 8ф)
О,- =-----------Ь ——- — Ч----------------1  —-------— +
Шух	mjy	mjz
Мф (8ф, 8ф) щ (8©, 8е) s _ fx (8Х, 8Х)
, Ov —
Qjx
fyjbyjy)
Qjy	Qjz	i^jx	Ljy
fz$z, 8Z) цг(8ф, 8ф) Цу(8ф, 8ф) цг (8е, 8р)
liy
(5.21)
v = (р, 0, \|/; j — x, у,
z.
Коэффициенты этих уравнений определяются
2
следующими выражениями:
1	(riy cos aIZ — Гц cos a^)2
mi
lix
(riz cos aix - Их COS aiz)2
(rjx cos aIy - riy cos atx)2
^jz



hz
2
С1 (пу cos ajz - rlz cos aIy) (rIy cos ftz — riz cos fty)
lxy
hx
(ri2 cos aix - rix cos ajz) (ri2 cos Р,х - cos ft.)

(rix cos aiy - riy cos a,x) (rix cos fty -riy cos ftx)
hz
2
1 , (rjyCOSYiZ -r,-z cos у,у)2

I ix
(5.22)
(riz cos Yix - fix COS Yiz)2
(HxCQSYiy ~ r,j,cosy,x)2
2
f iz
cos a/x (riy cos aIZ — rIZ cos ajy)
lix
141
cos aiy (nz cos aix — пх cos aiz)	cos a|Z (г,х cos a.jy — r/y cosajx) "1
hz	|;
hy
2
COS pIX (rly COS otjz — rlz COS Otjy)
hx
cos Piy (riz cos aix — rix cos ajZ) cos p(z (r,x cos a,y — Hy cos ctiX)
liy
’ 2 '
hz
cos 7ix (Пу cos yiz - riz cos yiy)
hx
COS У,у (Гц cos yix - rix cos yiz)
cosyiz(rixcosyly - riy cosyixY
/fy
2
hz
1
I xx
2	2	2
cos a,x cos a(y cos a.iz
ix	I iy	iz
xy
cos a,x cos pjx	cos a,y cos p,-y cosaizcospiz
hx	hy
hz
2
a cos2 Yix t cos2Yiy t COS2 Yiz
ix	iy	iz
2
CY (Hy cos a,z — rk cos a(y) cos а,х
(5.22)
(r(z cos ajx — rjX cos otjz) cos а,у (г;х cos a.iy — riy cos ajx) cos a(z
hz
‘Xy
hy
2
_ VY hy cos Piz - riz cos Piy) cosa/x
lix
(r,z cos pix - r,x cos Piz) cos ctjy , (r,x cos pjy - riy cos Pix) cos atz '
hz
COS yiz - riz cos Yiy) cos Yix
hx
2
2
142
(r,-z cos yix - rix cos Yfe) cos Yi>	(nx cos yiy - riy cos Yix) cos yt
hy
Уравнения (5.21) не содержат координат тел, поэтому позволяют анализи-
ровать работу амортизаторов, не решая общей задачи движения
и взаимодействия.
53.2. Плоский случай. Для плоского движения (рис. 5.8) уравнения (5.21)
и (5.22) значительно упрощаются, но в то же время позволяют достаточно
полно анализировать работу продольного, боковых и угловых амортиза-
торов.
Рис. 5.8. Случаи плоского удара после
сцепки
Система трех уравнений деформаций амортизаторов имеет вид
= fx (бх, 80 lmxx +fy (8У, 80 /тху + цг (8g, 8е) /Qx;
8У =Л(8х.8х)/тух +fy(by,by)/myy + nz(8e,8g)/Cy;	(5.23)
8е =А («ж, Sx)/Lzx +fy (8У, y/Lzy + Mz (8e, 8g)//0.
Коэффициенты уравнений определяются по формулам
2	2
l/mxx = £ (+ r2i sin2 0Д); 1/QX = £ (г, sin 6Д)( — 1 )*+ 1;
1 = 1	1=1
2	2
1/^=1/^ = £ г? sin 0f cos ОД; 1/туу= £ [1/mj -Ь г? cos2 e,-//j];
i=i	i=1
2	2	(5.24)
1/LZX= E (riSin6,-//i)(- 1)K1; i/ey= E (riCosMiM-ir1;
i = 1	i=l
1/4= i (псовШ-М-!^1; 1Ло= E 1/A.
i=l	i=l
При выбранном направлении осей (см. рис. 5.8) rix = г, и г1у = 0. Начальные
скорости деформаций амортизаторов определяются скоростями тел в мо-
мент сцепки
8° = V?x — V°x ~ aizri sin 6t + <o°zr2 sin ®2 i
8° = V?y - V°y + <o?zr1 cos 6. + a>2zr2 cos 5
8g = <o?z — <l)2z-
5.3.3. Амортизации при соосной сцепке. При = 62 система уравнений
(5.23) упрощается:
g _ А(8х,8х). g _ /у (8у, 80 [	(8g, 89)'
x mx ’ y my	0y
143
ge=/z(^+(5.25)
^zy	*0
где коэффициенты уравнений связаны с параметрами тел выражениями
l/mx = X Vm,-; i/my = X UA”i + »?/Л);
1=1	i=l
1//о= Е УЛ; 1/^=1/^= i (г,/Л)(- I)i+1.
i = l	i=l
Первое из уравнений (5.25) независимо, поэтому продольная амортиза-
ция при малых колебаниях относительно соосного положения не влияет на
деформацию бокового и углового амортизаторов. Рассмотрим два
частных случая.
1. При г1/11 = г2//2 все три уравнения (5.25) независимы:
8x=/x(8x,8J/mx; by=fy(by,by)/my; 88 = рг(8е,88)(1Д1+1//2).
Здесь тела вращаются с угловыми скоростями разного знака, обратно про-
порциональными моментам инерции I, ; реакция Fy при этом не возникает.
При деформации бокового амортизатора тела разворачиваются на равные
углы одного знака и момент М$ не возникает. Поэтому разворот кораблей
может рассматриваться как движение маховика с моментом инерции 10 на
угловом амортизаторе с характеристикой pz(8e»8e) и с начальной ско-
ростью 8e = «)iz — при этом начальная боковая скорость не вызывает
разворота.
Боковой амортизатор с характеристикой fy(Sy,&y) работает так же, как
при прямом центральном ударе массы ту с начальной скоростью бу, опре-
деляемой как боковыми, так и угловыми скоростями тел в момент сцепки:
85=^l-^2+“uri+(0C2zr2.
2. Если mi«m2 и Ii«I2, система уравнений (5.25) представляется в виде
8х=/х(8х,8х)Аихх; &y=fy(Sy,Sy)Wmi	+
8е = М8е,8е)/(Л + m,r?) + , У *		(5-26)
/i/rjmi +1
Соотношения между параметрами КА и амортизаторов обычно та-
ковы, что ^>>^2(89,80)^!, а Щ, тогда деформация бокового амор-
тизатора определяется в основном первым членом правой части второго
уравнения (5.26), т.е.
8у ~fy(8y, 8j,)(l/m! + г\Щ).
Колебания бокового амортизатора имеют, как правило, существенно
более высокую частоту по сравнению с частотой основной составляющей
относительных угловых колебаний тел. Амплитуда высокочастотных коле-
144
баний определяется начальной скоростью деформации бокового амортиза-
тора оу:
85=^i-^2+^zrl+(oc2zr2.
В угловом движении, как это следует из третьего уравнения (5.26), так-
jjce имеется высокочастотная составляющая, амплитуда которой приблизи-
тельно равна &у/г1, и низкочастотная составляющая, определяемая колеба-
ниями тела с моментом инерции 7, +т1г, на угловом амортизаторе.
Начальная скорость этих колебаний определяется относительной боковой
скоростью тел 8§ в момент сцепки
8§ = (^1-^2)/П.
Вернемся к более общему случаю, описываемому уравнениями (5.23),
последнее из которых можно представить в виде
8в='_^ +i+4 4 л
r2 sin 62 \	Г! COS 0J — Г2 cos 62
/2 J r^sin^ — 62)
8V /г. cos6, r2COS02\ г, cos6, — r2sin62
----	 WIv I	1 + Л------------------------
1 + к------------------------------------------------Ц	I2 J TjTjSinfe, — 62)
(5.27)
где l/70 =
1 Г 1	1
------Г---------1---------------I
1+Ф, I2 y\I2t
2rrr2 cosfGj — 62)	\ "I
“'Л	+^/J
к = mxmyr2r2 sin2 (6t — 62)/7172.
(5.28)
При соосном ударе уравнение (5.27) упрощается:
’ 1 1
ItTg”"’
= Mz(80.Se)
где ту определяется выражением
_L_ 1	1	г2	г2
ту "1,	т2	It	12
Другой частный случай получим при 6t = 180° и 02 = 0 (соосное поло-
жение тел по-одну сторону от точки взаимодействия):
= Hz (бе.бе) [(1/Л + 1Д2) - ту (г Jit + г2//2)2] - fyny (г Jit + г2/12),
нли для двух одинаковых тел (ni] =m2; Jj = /2; Г] = г2)
у	бе = 2n2(SQ,8e)/(It + mtJj-bymJrt (m, +I Jr2).
Равнение (5.27) вместе с двумя первыми уравнениями (5.23) позволяют
водить анализ работы амортизаторов при любом угловом положении
Сцепленных КА. Для реальных соотношений между параметрами ос-
Ые составляющие деформаций линейных амортизатовов 8Х и бу опре-
145
деляются первыми двумя членами соответствующих уравнений (5.23). Низ-
кочастотная основная составляющая деформации углового амортизатора
определяется первым членом уравнения (5.27).
53.4. Начальные условия прн сцепке. Относительные скорости при сцеп-
ке определяются начальными скоростями при стыковке и возмущениями
в результате предыдущих ударов. Ниже рассматривается приближенный
метод определения максимальных скоростей при сцепке без учета действия
РСУ.
Предполагается, что непосредственно перед сцепкой произошел удар
о конус для СТУ типа «штырь-конус» или направляющей о кольцо для
периферийных СТУ с максимальной скоростью Р°. Изменение скоростей
в результате удара можно вычислить, подсчитав изменение количества
движения по величине эквивалентной массы rrij. Импульс при ударе рав-
няется (1 -t-sJWjP^, где Р& = PxsinPx, при этом угол между продольными
осями тел считается равным нулю. Далее предполагается, что в момент
окончания удара происходит сцепка; боковая скорость при этом равна
Ру = sin Рх cos (Рх + р) (1 + s) т^/гпу.	(5.29)
По этой формуле подсчитывается скорость деформации бокового аморти-
затора в момент сцепки.
Для нахождения относительной угловой скорости после сцепки рассма-
тривается удар двух абсолютно твердых тел в точке сцепки с неосвобо-
ждающимися связями, в результате которого относительная скорость тел
в этой точке становится равной нулю. Для плоского случая необходимо
подсчитать изменение скоростей точек взаимодействия для обоих тел за
счет действия составляющих импульса Nx и Ny. До удара составляющие
относительной скорости
Vox = И? + w? sin 01 + WjrjsinGj;
Р$у = Р° + “2^1 cos 01 + а>2Г2 cos 02.	(5.30)
Из условия обращения скорости Pq(Pox, Pq^) в нуль за счет действия им-
пульса N(Nx,Ny) можно получить
i/О _ Nx _ Ny _ 0 _ Ny _ Nx
'Ок	• 'Ov	’
тхх тху	туу тху
где тхх, тху, туу определяются по формулам (5.24).
Преобразование последних двух выражений дает формулы для подсче'
та составляющих импульса Nx и Ny:
N : Ppy/Wyy ~ Рру/^ху .
* i/mxxmyy - 1/т2ху '
N __ VOx/mxy ~ ^OyMxx
>’ i/mxxmyy - l/m2xy
По найденным импульсам подсчитывается относительная угловая сК<г
(5.30
146
рость после сцепки
<01 — <о2с= (со? — со?) + Ny(rt cosQf/Ц — r2cos02//2) —
- Nx (r} sin QJIt - r2 sin 02//2).	(5.32)
При rt/It = r2/I2 и малых углах 0, и 02 угловая скорость со? -со? при
сцепке определяется начальными значениями со? и моментом продольного
импульса Nxr, sin0p
При сцепке с «тяжелой станцией», угловая скорость которой мала,
угловая скорость разворота определяется в основном моментами импуль-
сов Nx и Ny. Следует отметить, что даже при наличии только начальной
продольной скс/рости Iх? (Iх? = 0) нельзя ограничиваться учетом только мо-
мента импульса, равного тхх I-'Jri sin0(, так как и в этом случае действует
импульс Ny, влияние которого существенно.
5.4. ТРЕБОВАНИЯ К АМОРТИЗАЦИОННЫМ СИСТЕМАМ
Амортизационная система должна обеспечивать амортизацию взаимо-
действия КА при перемещениях по шести степеням свободы в заданном
диапазоне начальных условий с учетом скоростей, приобретенных при
предыдущих ударах, при всех возможных относительных положениях (слу-
чаях взаимодействия). Величина и характер сил не должны приводить
к перегрузке как СТУ, так и КА в целом; амортизаторы должны иметь
определенную энергоем ость, а ход-не превышать заданные пределы.
Конфигурация направляющих и буферных элементов, а также характе-
ристики амортизаторов должны обеспечивать такое относительное движе-
ние, чтобы происходило совмещение защелок (сцепка) и не было соударе-
ния других элементов СТУ или конструкций КА.
Выбор типа и характеристик амортизаторов необходимо увязывать
с общей схемой амортизационно-приводной системы СГМ. Как было по-
казано в гл. 2, лучшими характеристиками обладает обычно амортиза-
ционно-приводная система совмещенного типа.
Целью расчета обычно является определение основных параметров
амортизаторов: жесткости сп и начального поджатия 80 пружин, коэффи-
циента демпфирования кд, максимального хода 8тах, инерционности под-
вижных частей и т.д. В процессе расчета определяются также действующие
силы, коэффициент восстановления s, возмущения КА И другие параметры.
Схемы и характеристики амортизационных систем различных СТУ мо-
суг существенно различаться. Однако для их расчета может быть исполь-
3°ван один и тот же метод эквивалентных математических моделей. При
ЭТом основные результаты получают обычно с помощью дифферен-
циальных уравнений деформации амортизаторов. Подсчет величины экви-
снтных масс и моментов инерции еще до решения уравнений позволяет
енить ряд важных характеристик.
° табл. 5.1. приведены значения масс, моментов инерции и определяю-
сометрических размеров для некоторых осуществленных проектов со
н Овкой, а также некоторые вычисленные значения эквивалентных масс
°ментов инерции. Подсчитав начальные скорости при различных слу-
147
Таблица 5.1
Инерционные и геометрические параметры КА, эквивалентные и энергетические
характеристики
КА	Мас- сы m1.2t т	Моменты инерции, (т м2)		Ра- диу- сы-	I/'2 т{	Эквивалентные параметры				Максимальная энергия, Дж			
						Массы,		Моменты инерции, тм2		т«И/2	«40 е“	гч ъ •«г	ъ о *4
		/«	1,	то- ры т. в. г{, м									
						тх	э< II о Е;» II	/„	/о				
«Союз» - «Союз»	6.7 6.7	4,85 4,85	22 22	5,3 5.3	0.117 0,117	335	0.43	2,42	11	600	70	16	26,5
«Союз» - «Салют» (ПХО)	6.7 19,2	4,85 52,0	22 220	4,7 8,9	0,15 0,144	5,0	0,94	4,0	35	900	172	6,6	60
«Союз» - «Салют» (АО)	6.7 19,2	4,85 52,0	22 220	4,7 5.0	0,149 0,458	5,0	1,1	4,43	44,7	900(0,6)	224	6,0	46
«Аполлон» (КМ) ЛМ + SIVB	28,9 25	45 306	214 620	4,7 6,5	0,30 0,59	13,5	6,11	19,1	174	607(0,3)	525	0,9	52
«Аполлон» (KM)- лм	14 2,14	12 5,2	82 46	3.9 1,5	0,217 0,95	1,86	1,01	4,2	7,43	84(0,3)	80	0,1	9
«Союз» «Аполлон»	6,8 13,8	4.9 21,4	22 102	4,3 5,86	0,17 0,21	4,50	1,14	3,98	24	202(0,3)	85	102	10
ПХО переходный отсек; AO-агрегатный отсек; КМ-командный модуль; ЛМ-лунный
модуль; SIVB-третья ступень РН «Сатурн-5».
чаях взаимодействия, можно вычислить энергоемкость различных групп
амортизаторов (рис. 5.9).
5.5. АМОРТИЗАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ СТЫКОВОЧНЫХ
УСТРОЙСТВ «ШТЫРЬ-КОНУС»
Амортизаторы СТУ «штырь-конус» работают в трех основных слу-
чаях взаимодействия КА: 1) головки штанги с конусом; 2) головки штанги
с гнездом после сцепки; 3) углового ограничителя при развороте после
сцепки. Большая часть амортизаторов работает в нескольких случаях взаи-
модействия, однако при этом к ним могут предъявляться разные требова-
ния.
В СТУ «штырь - конус» креновые амортизаторы обычно отсутствуют.
Это объясняется, во-первых, тем, что моменты инерции КА относительно
продольной оси х, как правило, существенно меньше, чем относительно
поперечных осей у и z (см. табл. 5.1.); во-вторых, при ударах до сцепки
практически отсутствуют возмущения по крену, следовательно, энергия
при развороте по крену определяется начальными условиями, т. е. относи-
тельной скоростью при первом касании (io°t — ш°2)- Например, при стыков-
148
Рис. 5.9. Принципиальные схемы и характеристики амортизационных систем СТУ:
о-«Союз»; б-«Союз»-«Салют»; «-АПАС («Союз»); г-«Джемннн»; д-«Аполлон»; е-АПАС («Аполлон»)
Рис. 5.10. Зависимость от угла ме-
жду продольными осями КА:
1 - «Союз - Союз»;	2 - «Союз - Салют»;
3 — «Союз» «тяжелая» станция
ке двух КК «Союз» максималь-
ная начальная скорость (со®, — со°2) =
= 1,4 градус/с, а 1Х =4850 кг-м2, от-
куда максимальная энергия Wx =
= 6 Дж; такая энергия легко погло-
щается при скручивании штанги.
Следует заметить, что в этом СТУ
после сцепки может возникать до-
полнительное возмущение за счет
взаимодействия защелок со скосами
пазов выравнивания по крену при отдаче продольного амортизатора, од-
нако приобретенные при этом скорости также сравнительно невелики.
При расчете амортизаторов СТУ «штырь-конус», как правило, можно
ограничиться плоскими моделями взаимодействия, что объясняется срав-
нительно простой геометрией стыковочного механизма.
5.5.1. Общие соображения. Удар о конус является определяющим для
проектирования амортизаторов СТУ «штырь-конус».
Соотношения между величинами эквивалентных масс (рис. 5.10) для
центрального тх и боковых тк, ту ударов таковы, что для большинства
проектов тк и ту существенно меньше, чем тх (см. табл. 5.1). Это объяс-
няется тем, что отношение радиусов инерции г}1 к радиусам-векторам точ-
ки взаимодействия г, сравнительно мало, т.е. в формулах (5.5) и (5.7)
существенно меньше единицы. В результате, энергия при центральном уда-
ре значительно больше, чем при ударах о конус. Такое соотношение делает
рациональным выполнение характеристики продольного амортизатора
ступенчатой. Это дает ряд преимуществ: боковые силы на штангу умень-
шаются (допустимые боковые нагрузки на штангу также значительно
меньше осевых); облегчается получение низких значений коэффициента во-
сстановления при ударах о конус; сокращается суммарный ход продольно-
го амортизатора; можно уменьшить возвратную пружину.
Представляет интерес вопрос, на каком КА с точки зрения энергоемко-
сти амортизаторов выгоднее устанавливать СТМ, а на каком-приемный
конус. Анализ зависимости тэ от угла между продольными осями КА по-
казывает, что если конус устанавливается на «легком» КА, а СТМ - на «тя-
желом», то максимальная энергия при ударах о конус больше, чем в про-
тивоположном случае. Так, если пассивный агрегат станции «Салют»
установить на корабле «Союз», то энергоемкость первой ступени продоль-
ного амортизатора необходимо увеличить в 1,9 раза.
Характеристики амортизаторов определяют коэффициент восстановле-
ния s при ударах о конус. Очевидно, что при s = 0 штанга практически
скользит по образующей конуса. Разработчику СТУ важно знать макси-
мально допустимые значения s, при которых обеспечивается сцепка. Мо»'"
но получить следующую формулу, выведенную в предположении гаранти-
рованного попадания конца штанги в вершину конуса, без учета действия
150
рСУ и при условии, что углы между осями КА не превышают допу-
чтимых:
S< 1/к, tg(«/2-2pK)- 1’	(533)
где Рк —угол полураствора конуса; кг -определяется по формуле (5.10). При
выводе формулы были использованы соотношения для траекторий до
и после удара, полученные в подразд. 5.2.1. Приведенное неравенство по-
зволяет оценивать допустимые значения s для выбранной конусности. Ана-
лиз формулы показывает, что целесообразно выбирать Рк = 35.. 40°.
При боковых ударах большое влияние оказывает коэффициент трения
головки штанги о конус. На рис. 5.11 приведены зависимости эквивалент-
ной массы т? от коэффициента трения головки о конус 1. При 1 = 0,1...0,2
величина пц мало отличается от ее значения при 1 = 0; при 1 = 0,7...0,8 ве-
личина пц возрастает в 2,5...3 раза, соответственно увеличиваются импульс
и энергия при взаимодействии; неблагоприятно изменяются также траек-
тории штанги СТМ внутри конуса, так как коэффициент к2 при этом рас-
тет. Поэтому значительное возрастание трения при стыковке недопустимо.
5.5.2. Амортизация пря ударах о конус. Рассматривается плоский случай
взаимодействия через СТМ, содержащий гибкую штангу (с жесткостью
сш), продольный и поперечный упруго-вязкие амортизаторы (их параметры
соответственно равны сп, с^, кп, к); учитывается трение в точке взаимодей-
ствия. Уравнения деформации штанги 8Ш ц амортизаторов 8П, 8б могут
быть получены из уравнений (5.8)
Шэ^пыпр, +86cosP! +8UIcosp1)= - (kn8„ + cn8n)/sin (Pi +p);
m3(8nsin pj + 86cos Pi + &шсо5 PJ = - (k686 + c686)/cos(P! + p); (5.34)
nb^sinPi +86COSP! +8UIcospi)= -cin8UI/cos(P1 + p),
где пц определяется по формуле (5.7).
Рис. 5.11. Зависимость от коэф-
фициента трения
-15 -10 -5	0	5	10 ф(0),градус
i____।_____i____i____i_____i____i_____i----1
15 20	25 30	35 40/t,градус
Рис. 5.12. Зависимости эквивалентных
масс и приведенной жесткости дли раз-
личных типов амортизационных систем
151
Если предварительные поджатия пружин отсутствуют, начальные усло-
вия (г — г0) таковы:
8п = 8б = 8ш = °; 8ш = Kg/cosPn 8п = 8б = °-
В противном случае задача решается в несколько этапов или численными
методами.
Эквивалентная физическая модель, деформация амортизаторов в кото-
рой описывается той же системой уравнений, есть удар массы пц через три
последовательных амортизатора с перемещениями бщСовР,, 8nsinPt,
8g cos р„ а их жесткости и коэффициенты демпфирования соответственно
равны
cn/sin Pj sin(Pj + р); Сб/cosPj cos(Pj +р); Сш/cosPj cos(Pj +р);
fcn/sin Pt sin (Pj + p); k^/cos P, cos(P1 + p).
1.	Рассматривается первый предельный случай: начальная ступень
у продольного амортизатора отсутствует (сп = со), при этом уравнения
(5.34) упрощаются:
rrbcos Pj cos(Pj +р)(8б+8ш)= -/сб8б~Сб8б;
(5-35)
тэ cos Р, cos (Р! + р) (5б + 8ш) = - сш8ш-
Этот случай можно представить в виде удара массы me = wijCosPi cos(Pt +
+ р) через пружину с жесткостью сш и боковой амортизатор. На рис. 5.12
показан график изменения от угла между продольными осями ф (0) для
стыковки двух КК «Союз» (Pt = 30°). Начальные скорости деформации
пружины и амортизатора определяются по формулам
8®=Kg/cosp1; 8g = 0.
Анализ показывает, что при больших значениях Р,, скорость деформа-
ции существенно возрастает, например при ф, = 15° (Р, =45°) 8° = 1,42Kg.
Суммарная сила при ударе F = F^/cosJP, + р), поэтому при больших Р!
и демпфировании, пропорциональном скорости, сила Fy также возрастает
до значений в 1/cosPj cos(Pt +р) раза больше, чем для амортизатора, де-
формируемого по нормали к образующей конуса (для рассматриваемого
СТУ примерно в 2 раза). При большем угле полураствора конуса Рх (У
СТУ «Союз»-«Салют» рк = 37°) возрастания скорости деформации и силы
значительные. При демпфировании, пропорциональном квадрату скорости,
сила возрастает еще больше. Возрастание скорости деформации и силы
удара при увеличении угла Pj является одним из основных недостатков си-
стемы без начальной ступени продольного амортизатора. Кроме того, энер-
гоемкость боковых амортизаторов должна быть существенно увеличена-
На рис. 5.13 приведена зависимость коэффициента восстановления
s (при постоянных параметрах амортизаторов СТМ КК «Союз») от угла
между продольными осями КК. При демпфировании, пропорциональном
скорости, с уменьшением массы тэ коэффициент восстановления s возра-
стает, поэтому с уменьшением угла Р, (при этом га, cos Pj cos (Р, +р) бы-
152
Рис. 5.13. Зависимость коэффициент
восстановления s от р1
Рис. 5.14. Деформация продольного амор-
тизатора с постоянным (1) и переменным
(2) демпфированием (р, = 50)
стро уменьшается) коэффициент s увеличивается в несколько раз. На
рис. 5.13 показана также зависимость s от коэффициента демпфирования
к§; видно, что имеется оптимальное значение к^, при котором s минима-
лен. Наличие такого оптимума является характерным для удара через по-
следовательно расположенные пружину и демпфированный амортизатор.
Для каждого отношения с^/сш имеется свой оптимальный к^ и минималь-
но достижимое значение коэффициента восстановления s.
2.	Второй предельный случай: боковой амортизатор отсутствует (eg =
= оо), а чисто боковой удар воспринимается только гибкой штангой (СТМ
КК «Союз>). Уравнения деформации штанги и продольного амортизатора
целесообразно представить в виде
Шэ sin Pjsin (Р, + р)(5П + 8m/tg Р,) = - Мп - сп8пi
(5.36)
mjSinP, sin (Р, + р)(8п + 5m/tgP,) = -сш5ш.
Этот случай эквивалентен удару массыуип = m3sinP1 sin(P, + р) через пру-
жину и продольный амортизатор, причем жесткость пружины Сщ =
= cmtgPitg(P1 +р), а ее деформация 5m/tgP,. Начальные условия: §„=0,
8щ = t^/cosp,. Анализ зависимостей параметров показывает, что приве-
денные масса тп и жесткость (см. рис. 5.12) при уменьшении Р, быстро
уменьшаются. Уменьшение оказывает особенно сильное влияние на
процесс амортизации, так как становится малым отношение Сщ/сп, опреде-
ляющее значение коэффициента восстановления, а также минимально до-
стижимое его значение; оно мало, даже если реальное отношение сш/сп до-
статочно большое (см. рис. 5.13). Указанное изменение в соотношениях
жесткостей, приводящее к увеличению s при малых р,, является суще-
ственным недостатком амортизационных систем без бокового амортизато-
ра. Частично этот недостаток удается компенсировать, если ввести тормо-
за, у которых коэффйпиент демпфирования различен на прямом
и обратном ходе. Уменьшением демпфирования на прямом ходе дости-
гается соотношение параметров, близкое к оптимальному, в том числе,
при небольших значениях р,; увеличение демпфирования на обратном хо-
Пе уменьшает «отдачу» амортизатора (рис. 5.14).
153
3.	Уравнения (5.34) также упрощаются, если с„ = eg = с; к„ = kg = к. При
этом деформации 8П и 8g оказываются связанными соотношением 8П =
= 8gtg(P! + р), а направления суммарной деформации 8 и силы F совпа-
дают. После преобразований можно получить следующую систему из двух
уравнений:
m3(8cosp + 8UIcosP1)= — k8 —с8;
(5.37)
пц (8 cos р + 8Ш cos р j) = — 8шсш/со8 (Р j + р).
Такими же уравнениями описывается удар массы m,cosp через пружину
с приведенной жесткостью Сщ = CujCOsp/cosPj cos(pt + р) и амортизатор
с параметрами с и к. Начальные условия: 8°=0, 8щ — k'S/cosp,.
Параметры амортизатора кис здесь не зависят от угла рь а приведен-
ная жесткость штанги Сщ при Pi —► 0 стремится к сш и быстро возрастает
при больших рР Однако здесь изменение с^ не такое резкое, как в преды-
дущем случае (см. рис. 5.11). В целом, сочетание продольного и бокового
амортизаторов с одинаковыми параметрами позволяет значительно легче
достигнуть требуемых значений s при меньших, чем при наличии только
бокового амортизатора, скоростях деформации последнего.
Вернемся к общему случаю, описываемому уравнениями (5.34). При не-
равных параметрах продольного и бокового амортизаторов характеристи-
ки процессов лежат между рассмотренными крайними случаями. Напри-
мер, увеличение значений к„ и с„ в продольном амортизаторе приводит
к тому, что «больше работает» боковой амортизатор. Следовательно,
можно получить более «продольную» или более «боковую» амортизацион-
ную систему. Подобный эффект частично может быть также достигнут
введением предварительного поджатия пружин. Например, при поджатии
продольной пружины работает только боковой амортизатор, пока выпол-
няется неравенство FsinP!<cn8°. Это оказывается выгодным, особенно
при малых Р, и скоростях удара; как следует из предыдущего анализа
(п. 1), для достижения малых s целесообразно, чтобы работал только боко-
вой амортизатор. При больших скоростях и углах сила удара возра-
стает и начинает деформироваться продольный амортизатор, поглощая
большую часть энергии, что приводит к уменьшению скорости деформа-
ции бокового амортизатора. Расчет при этом можно проводить в два эта-
па, используя уравнения (5.35) и (5.36). Так, в частности, была спроектиро-
вана и рассчитана амортизационная система СТУ «Союз»-«Салют».
5.	53. Работа амортизаторов после сцепки. Сразу после сцепки в общем
случае деформируются все амортизаторы, их деформация описывается
уравнениями (5.21) или при рассмотрении плоского случая-уравнениями
(5.23). Как показано в подразд. 5.3.3, анализ работы линейных (продольно-
го и бокового) и угловых амортизаторов ввиду существенно различных ча-
стот колебаний может рассматриваться раздельно. В то же время, как это
следует из уравнений, работа продольного и бокового амортизаторов
взаимосвязаны. В первую очередь это относится к влиянию продольного
амортизатора на боковой; без учета момента, создаваемого угловым
амортизатором, уравнение деформации бокового имеет вид
8у=/у(8}„ by)/myy+fx(6x, ^х)/тху.	(5-38)
154
Хотя величина тху даже для максимальных углов между продольными
осями КА, которые обычно не превышают 12... 15°, существенно меньше
туу, оба члена правой части уравнения (5.38) одного порядка, так как сила
продольного амортизатора после сцепки может быть существенно больше
силы бокового.
Работа продольного амортизатора, как было показано в разд.5.3, мо-
жет рассматриваться независимо, поэтому при его анализе изучается цен-
тральный удар. Энергоемкость продольного амортизатора, определяемая
эквивалентной массой центрального удара тх, обычно наибольшая =
— mx(Vx ах)2/2. Чтобы получить минимальный ход на второй ступени де-
формации, силу при центральном ударе стремятся увеличить до значений,
ограничиваемых прочностью СТМ.
Для электромеханических СТМ приведенная масса разгоняемых частей
сравнительно большая (например, т3 = 150 кг-для СТУ КК «Союз»
т3 = 50кг-для СТУ «Союз»-«Салют»), поэтому прямой удар следует
изучать с помощью уравнения (5.17). Для продольного амортизатора СТМ
«Союз»-«Салют» максимальная сила складывается из сопротивления F*,
создаваемого фрикционным тормозом, «вязкой» составляющей кдУх
и инерционной Fa составляющими, т.е.
г max _ г । L [/max , г- < р
Г X " ф + "Д'X ' гд г доп*
где гдоп-допустимое значение силы. Инерционная составляющая может
быть определена из решения уравнения типа (5.15).
У подобного двухступенчатого амортизатора основные инерционные
элементы (гайка шарико-винтового преобразователя, роторы ЭМТ) разго-
няются в начале процесса. Приведенная масса подвижных частей фрик-
ционного тормоза невеликд и составляет, например, для СТМ «Союз»-
«Салют» всего 0,7 кг. На рис. 5.15 представлены полученные с помощью
уравнений (5.17) зависимости силы
Fx от времени. Видно, что дина-
мическая составляющая на вто-
ром участке при работе фрикцион-
ного тормоза незначительна. Сила
при «отдаче» для двухступенчато-
^ис- S.15. Зависимость силы Fx при
Митральном удвре при F$ = 6 кН («Со-
;	юз»-«Союз»)
'без учета инерции амортизатора; 2-с
учетом инерции амортизатора
Рис. 5.16. Зависимость приведенного
моменте инерции от угле:
I два КК «Союз», 2 «Союз»-«Аполлон»,
3 «Салют» «Союз», 4-«Союз»-«тяже-
лая» станция
155
го амортизатора с фрикционным тормозом не превышает максимальной
силы на прямом ходе без применения дополнительных энергопоглощаю-
щих элементов. При применении пружинного амортизатора в СТМ кораб-
ля «Союз» предусматривались оттягивание винта и дополнительная
пружина для амортизации отдачи (см. рис. 5.9).
Следует отметить, что при применении совмещенной схемы амортиза-
ционно-приводной системы с использованием фрикционного саморегули-
рующегося тормоза продольный амортизатор потенциально обладает суще-
ственно большей энергоемкостью. Энергия центрального удара может
поглощаться на дальнейшем ходе штанги. Например, продольный аморти-
затор СТМ «Союз» - «Салют» на максимальном расчетном ходе 0,1 м по-
глощает энергию в 900 Дж. Полный ход штанги до соприкосновения сты-
ковочных шпангоутов равен 0,4 м. Энергия, которую может поглотить
тормоз на этом ходе без учета энергии, рассеиваемой ЭМТ, равна 4 кДж.
Таким образом, при определенных условиях возможна успешная аморти-
зация при стыковке с продольной скоростью, превышающей максималь-
ную более чем в 2 раза.
5.5.4.	Амортизация угловых разворотов. Низкочастотные колебания КА
на угловом амортизаторе могут изучаться с помощью упрощенного урав-
нения (5.27) при 8Х = 8у = 0, т. е. после прекращения деформации продольно-
го и поперечного амортизаторов
8е = к-(8е, «Л	(5.39)
где 10 определяется по формуле (5.28). Зависимости эквивалентного момен-
та инерции 10 от угла 0(ф) (рис. 5.16), а также анализ формулы (5.28) по-
казывают, что:
в диапазоне малых углов (0 = ± 10... 15’) изменение 10 обычно невелико
(меньше 15%), и для приближенных расчетов можно считать Io — const;
при стыковке аппаратов с близкими значениями параметров т,, I, и г,
величина 10 определяется в основном их центральными моментами инер-
ции 7,y(z) (при 11у = 12у и =r2, 70 = 71у/2);
при стыковке с «тяжелой» станцией (72») 10 определяется обычно ве-
личиной (l0 = lt + m^i);
при переходе от стыковки двух одинаковых КА к стыковке этого КА
с «тяжелой» станцией 10 может возрастать во много раз ( например, прй
стыковке корабля «Союз» и станции «Салют» 10 возрастает почти в 6 раз
по сравнению со стыковкой двух КК «Союз»).
В частности, в силу такого изменения приведенного момента инерции
возникла необходимость существенного увеличения энергоемкости угло-
вых амортизаторов в СТМ комплекса «Союз»-«Салют» по сравнению
с СТМ корабля «Союз». Угловые амортизаторы СТУ «штырь-конус» не
вступают в действие после разворота КА до тех пор, пока упоры на СТМ
не коснутся конуса (0тах = 15...20°). Штанга СТМ поворачивается при
амортизации на небольшой угол ( 8g 3 ’). Поэтому приближенный анализ
с помощью уравнения (5.7) может проводиться при постоянном значении
10, вычисленном для 0 = 0тах.
Как показывают результаты анализа, для КА, у которых r1/71 = г2/12-
приращение угловой скорости за счет продольного импульса может быть
значительным (для стыковки двух КК «Союз» ш^ах = 1,4 градус/с); при
156
стыковке КА с существенно различающимися характеристиками это при-
рашение меньше (для стыковки КК «Союз» и станции «Салют» «йах = 0,6
градус/с). В результате, максимальные значения угловых скоростей разво-
рота при стыковке с «тяжелыми» орбитальными станциями несколько
меньше (см. табл. 5.1).
53.5. Особенности работы боковых амортизаторов. Боковые амортиза-
торы в СТУ «штырь-конус» обычно работают как при боковых ударах,
так и при угловых разворотах. Требуемые энергоемкости в обоих случаях
обычно различаются не очень сильно. Так, для СТУ «Союз» - «Салют»
И/б1ах = 7O...22O Дж, а И/™ах = 46...63 Дж (см. табл. 5.1). В то же время
максимальные скорости их деформации существенно различны: угловая
скорость поворота штанги СТМ в шарнире при боковых ударах достигает
60 градус/с, что почти в 20 раз больше максимальной скорости разворота
КА после сцепки. Коэффициент демпфирования боковых амортизаторов
выбирается при расчетах удара о конус, поэтому такое демпфирование
оказывается неэффективным при амортизации разворота. Вследствие этого
характеристики боковых.амортизаторов также выполняются ступенчатыми
(см. рис. 5.9); на второй «жесткой» ступени характеристик пружин погло-
щается основная энергия разворота. С целью уменьшения суммарного хо-
да боковых амортизаторов эффективным является введение управляемых
демпферов.
5.6. АМОРТИЗАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ ПЕРИФЕРИЙНЫХ
СТЫКОВОЧНЫХ УСТРОЙСТВ
Геометрия взаимодействия, кинематика перемещения буферного эле-
мента, процесс амортизации здесь значительно сложнее, чем в СТУ
«штырь - конус». Амортизационные системы СТУ с буфером в виде кольца
с направляющими выступами работают в следующих основных случаях
взаимодействия: 1) направляющих между собой; 2) направляющих с коль-
цом; 3) удар кольцами; 4) центральный удар с креном; 5) боковой и цен-
тральный удары после сцепки; 6) угловые развороты после сцепки.
Для обеспечения амортизации во всех этих случаях кольцо с направ-
ляющими устанавливается на 6-и амортизаторах. При такой схеме
осуществление сцепки значительно сложнее, чем в СТУ первого типа, сцеп-
ка происходит только при совмещении колец активного и пассивного СТА,
для этого амортизаторы должны не только поглощать энергию при уда-
рах, но и обеспечить подвижность кольца: его перемещение по разным
координатам в достаточно широком диапазоне при малых силах. Таким
образом, амортизационные системы периферийных СТУ значительно
сложнее, а для их анализа необходимы не только плоские, но и простран-
ственные эквивалентные математические модели.
5.6.1. Общие соображения. Анализ величин эквивалентных масс для раз-
личных случаев взаимодействия колец с направляющими (рис. 5.1-7. см.
табл. 5.1) подтверждает справедливость выводов, сделанных в под-
разд. 5.5.1 для СТУ типа «штырь-конус». Масса тх при центральном уда-
ре обычно значительно больше, чем в других случаях; с другой стороны.
Допустимые поперечные силы на конструкцию обычно существенно мень-
ше продольных. Эти два свойства делают целесообразным выбор соответ-
ствующих соотношений между характеристиками продольного
и остальных амортизаторов, а также ступенчатость характеристик неко-
торых из них.
Рис. 5.17. Зависимость эквивалентной
массы для разных случаев взаимодей-
ствие (ЭПАС):
/ направляющая КК «Аполлон» о кольцо
К К «Союз»; 2 направляющая К К «Союз»
о кольцо К К «Аполлон»
Требование «жесткости» харак-
теристики продольного амортиза-
тора для периферийных СТУ
имеет принципиальное значение.
Кольцо с направляющими актив-
ного СТА выдвигается на аморти-
заторах на значительную величину (несколько сот миллиметров), главным
образом, чтобы обеспечить его достаточную подвижность для осуществле-
ния сцепки при значительных начальных отклонениях КА. Поэтому опти-
мальной для периферийных СТУ является схема амортизационной си-
стемы, которая обеспечивает подвижность по остальным пяти степеням
свободы без приближения кольца к стыковочному шпангоуту. После сцеп-
ки такое сближение также должно быть минимальным, чтобы не умень-
шался диапазон перемещений кольца для поглощения энергии при разво-
ротах и/или по другим координатам. Именно такие характеристики
позволяет получить совмещенная амортизационно-приводная система
с дифференциальными связями между штангами.
Большое значение имеет выбор параметров амортизаторов, работаю-
щих при наклонах кольца по тангажу и рысканию; аналогично СТУ
«штырь-конус», здесь условия работы амортизаторов до и после сцепки
существенно различны. Поэтому целесообразно применение управляемых
элементов, с помощью которых можно оптимизировать процесс амортиза-
ции.
Также целесообразно иметь минимальные коэффициенты восстановле-
ния при ударах, в первую очередь, до сцепки. Это требование имеет мень-
шее значение, если тяга продольных двигателей РСУ, включаемых при ка-
сании, сравнительно велика (например, в ЭПАСе).
Трение при взаимодействии кольца с направляющими до сцепки оказы-
вает вредное действие, поэтому'необходимо принимать меры для сведения
его к минимуму.
5.6.2. Статика и кинематика кольца с направляющими. Положение коль-
ца с направляющими активного СТА (рис. 5.18) относительно исходного
невозмущенного положения, при котором связанная с кольцом система
координат 3 совпадает с неподвижной относительно тела системой коор-
динат 1, может быть задано: 1) длиной шести амортизаторов (,, ..., 16;
2) перемещением начала координат 3 в системе координат 1 г3 (Е,, т), Q и угла-
ми ее поворота, осуществляемого в следующей последовательности: ры-
скание ф3, тангаж 03 и крен <р3. В невозмущенном положении кольца длина
всех амортизаторов одинакова и равна /0.
Преобразование координат (Е,...<р3) в (lt...16) осуществляется через коор-
динаты (в системе 1) неподвижных rHi(xHi. Уш. zm) и подвижных гго (хш-, упь
zni) шарниров, причем последние координаты зависят от £...<р3; в итоге
158
Рис. 5.18. Статические и кинематические соотношения в амортизационной системе
кольца с направлаюшимн:
1-плоскость расположения неподвижных шарниров; 2-невозмушенное положение кольца;
3 - возмущенное положение кольца
g
может быть найдено 6 функций с 6 переменными I, = £,(!;...ф3). Длина i-ro
амортизатора находится по формуле
4= (*п/ ^Hi) + (Упг Jhi) + (zni zHi) •	(5-40)
Координаты i-ro подвижного шарнира в возмущенном положении кольца
определяются по формулам
xnj = Е, + XniCOS0cosi|> +	(sin <р sin ф - sin 0 cos ф cos ф) +
+ z„i (cos ф sin ф + cos ф sin ф sin 0);
Уп/ = П + xni sin 6 + Уп(cos Ф cos 6 — zni sin Ф cos 0;	(5.41)
zni = £ + x„i cos 0 sin ф + ySi (sin ф cos ф + sin ф sin ф cos ф) +
+ z„j (cos ф cos ф — sin 0 sin ф sin ф),
где x°„	z°, - координаты i-ro подвижного шарнира в невозмущенном по-
ложении кольца. Формулы (5.40) и (5.41) позволяют получить выражения
I, = Ц^...ф3). Подобным образом могут быть найдены выражения для оп-
ределения скорости деформации каждого амортизатора в виде /, =
= М£...ф3, |„.<Рз)-
Вектор-сила каждого амортизатора определяется по формуле
ai = Faith,
где Fai-модуль силы, а единичные векторы й, определяются координа-
тами подвижных и неподвижных шарниров в системе координат 1
nix ~ (,xni ~ xHi)/k ', niy = (Уш ~ Уш)/Ь',	= (~ni ~ zHi)/k-
Для независимых безынерционных амортизаторов модуль силы Faj
есть функция от и Fai- =fa, (I,, 1,). В дифференциальной схеме сила каждо-
го амортизатора зависит от деформации каждого из них, т.е.
Fai=fadll -^
159
Суммарные (в системе координат О^у^) сила на кольцо и момент
относительно центра кольца (т. О3) равны
6	6
Fa = Z ЗД; М х= X Faj(rni - г3) х й,-.	(5.42)
/= 1	i=i
Для дифференциальной схемы при малых отклонениях кольца составляю-
щие силы Fa (Fx, Fy, Fz) и момента М* (Мх, MJ, Мх) зависят практически
только от соответствующих перемещений (Е,, г], £, ф3, 03, <р3) и их первых
производных. Поэтому могут быть найдены приближенные зависимости
вида
Fx=fx&& Fy=/y(n,n);'Fz=fz&& Л^ = рх(Фз,Фз); =
= м/Фз.Фз); л/х = мМз).
Для получения этих формул используются: 1) принцип возможных переме-
щений; 2) связь между координатами ^...фз и длинами штанг 4; 3) связь
между длинами 4 в дифференциальной схеме; 4) жесткостные и демпфи-
рующие характеристики элементов; 5) передаточные отношения в кинема-
тической схеме.
Ранее (см. гл. 4) использовались и далее рассматриваются в основном
характеристики амортизационной системы типа (5.43); обычно при расче-
тах говорят о продольных, поперечных и угловых амортизаторах, имея
в виду эти характеристики.
В ряде случаев, например при обработке результатов испытаний (пока-
заний потенциометров, связанных с перемещением штанг в координаты
кольца), необходимы обратные преобразования (/, .../6) в (Е,, ...ф3), для че-
го могут быть получены формулы с различной степенью приближения.
5.63. Амортизация при взаимодействии колец. За счет взаимодействия
основания направляющей с кольцом могут возникать как продольная, так
и поперечная силы. При этом работают поперечный и угловой амортиза-
торы, деформация последнего для малых углов &0(ф) для плоского случая
(рис. 5.19) может быть сведена к линейному перемещению, равному бдгк.
Так как направление общей реакции заранее неизвестно, то целесообразно
воспользоваться уравнениями, аналогичными (5.21):
Seri = Pz (8е. 8e)/v”xx + fy (8Г Ъу)1тху;	(5.44)
160
= Pz(5e, ^e)/rxmxy +fy(8y, 8y)/myy,
2	2
где l/mxx = £ Wmi + Пу/Л): 1/^yy = E (l/"h + Пх/Л); l/mxy = 1/^yx =
i«l	i=t
2
= £ rixriy!h-
i= 1
(см. формулы (5.24)); в данном случае riv = rK.
Задача упрощается, если взаимодействие кольца с основанием направ-
ляющей не происходит (боковая реакция отсутствует) или отсутствует на-
чальная боковая скорость, т.е. 8у = 0.
При взаимодействии колец обычно существенное влияние Оказывает
действие двигателей РСУ, поэтому далее предполагается, что на тело
1 вдоль оси xt действует сила Fyx. Реакция в точке взаимодействия от силы
Fl приближенно может быть определена по соотношению эквивалентных
масс тэг и гпз2, определяемых выражениями
l/m3i = 1/m, + rly/Izi, i = 1,2.
Эта реакция, называемая далее эквивалентной тягой, равна Fl =
= Flm32/(m3t +ПЦ2). При малых г,у (по сравнению с радиусами инерции
rf*)F^~F^m2/(mt + т2), откуда, в частности, следует, что более эффективно
использование РСУ на «легком» КА. Например, в ЭПАСе тяга управляю-
щих двигателей КК «Аполлон», действовавших вдоль оси х равнялась
Fl = 1,8 кН, а эквивалентная тяга составляла 33% от F£, т.е. Fl = 0,6 кН.
При включении двигателей КК «Союз» с тягой Fl = 0,4 кН, эквивалентная
тяга равнялась бы Fl = 0,26 кН или 66% от Fl.
С учетом действия тяги РСУ уравнение деформации амортизаторов по-
ворота кольца для малых углов имеет вид
«xxVk = р/бе, 8e)/rK + FI.
Анализ показывает, что моменты, разворачивающие КА в сторону со-
вмещения колец, невелики. Это объясняется тем, что малы радиусы riy, хо-
тя тхх близко к массе прямого удара тх. В целом, КА при этом могут раз-
ворачиваться за счет действия других сил и начальных скоростей как
в сторону совмещения колец, так и их раскрытия. Для проектных расчетов
можно считать, что для сцепки необходимо повернуть кольцо на угол,
равный начальному значению 8g, без учета разворота самих КА.
Для приближенного определения характеристик амортизаторов доста-
точно рассмотреть энергетические соотношения. Кинетической энергии от-
носительного движения тел и работы эквивалентной тяги должно быть до-
статочно для поворота кольца на заданный угол 8{J, определяемый
начальными условиями и разворотом КА от первого касания до соприкос-
новения колец, т.е.
е°
fn.-(8e,8e)rf0<m1H/2 + F’8gr1(.
О
161
Рис. S.20. Энергетические соотношения при развороте кольца (АПАС «Союз»):
1 -силовая характеристика амортизатора; 2-энергия, поглощаемая амортизатором; 3-эквива-
лентная тяга; 4 -работа силы тяги; 3 - кинетическая энергия ‘ *
По характеристике амортизатора pz (89, 8в) и зависимости работы силы
Fl — Ат (89) (рис. 5.20) можно определить максимальный угол поворота
кольца 8§1ах при заданной скорости сближения и тяге Fl, или решить
обратную задачу: определить минимальную скорость сближения Vj11”, при
которой происходит сцепка при данном начальном угловом смещении ме-
жду продольными осями КА.
Например, для наклона кольца АПАСа «Союз» на угол 0° = 7° при дей-
ствии тяги РСУ и характеристиках пружин, приведенных в табл. 5-1 и на
рис. 5.9, при демпфировании с помощью ЭМТ с коэффициентом ка =
= 1,8  103 Н с/м необходимая скорость сближения = 0,14 м/с. При этом
большое значение может оказывать запаздывание на включение РСУ. Так,
запаздывание в 0,5 с (максимальное значение, принятое в ЭПАСе) увеличи-
вает необходимое значение скорости до 0,17 м/с. Для обеспечения сцеп-
ки при меньших скоростях сближения по результатам отработки АПАСа
демпферы в амортизаторах наклона кольца были сняты и несколько
уменьшена сила пружин. Эти изменения увеличили нижнюю границу ско-
рости сближения при которой кольцо может повернуться на 7°, до
0,05 м/с. Указанное изменение, а также некоторое уменьшение инерционно-
сти подвижных частей СТМ существенно (приблизительно на 40%) умень-
шило также максимальную величину продольной силы при центральном
ударе.
Сцепка будет происходить всегда, если статическая сила наклона коль-
ца меньше эквивалентной тяги F%. Так, для ЭПАСа эту силу необходимо
было увеличить на КК «Союз» до 1,5 кН или на КК «Аполлон» до 2,6 кН,
чтобы обчеспечить гарантированную сцепку КА при любых скоростях
сближения.
S.6.4.	Другие виды взаимодействий до сцепки.
1.	Взаимодействие направляющей с кольцом. Этот случай аналогичен
162
Рис. 5.21. Схема взаимодействия направляющей с кольцом:
а-направляющая активного КА о кольцо пассивного; б-направляющая пассивного КА
о кольцо активного
удару о конус в СТУ «штырь-конус». При этом так же, как и при ударе
кольцами, работают поперечный и угловой амортизаторы, однако здесь
геометрия поверхностей в точке взаимодействия определяет направление
силы. При условии постоянного скольжения для плоского случая
(рис. 5.21) можно учесть трение. Уравнения деформации амортизаторов
имеют вид
mj(bycos + S0rHcospe) = / (8V,S..)/cos(py + р);
J	(5.45)
Шэ&у cos	+ 8erH cos Ре) = pz (89, 8e)/rH cos (Ре + р),
где экивалентная масса определяется выражением
2
1/»Ь = X (lAni + tfcosPjCosfpi + p)//,).
1= 1
Величины радиусов гн, г, и г2 и углов ру. Ре, р, и Р2 зависят от расположе-
ния точки взаимодействия вдоль направляющей.
В результате расчета определяются силы, ход поперечного и углового
амортизаторов для максимальных скоростей, а также коэффициент восста-
новления.
2.	Удар направляющих. Этот случай требует трехмерной модели
и здесь могут деформироваться все шесть амортизаторов. Если характери-
стики поперечных fy(&y, 8у); fz(8z, 8Z) и угловых ру(69, 89); pz(8ф, 8^,) амор-
тизаторов соответственно равны и деформации в продольном направлении
не происходит, то процесс амортизации описывается тремя уравнениями
(Рис. 5.22)
163
Рис. 5.22. Схема взаимодействии иа- Рис. 5.23. Схема взаимодействия со сме-
правлающих	щеиием по крену
Шэ [8у cos ру + 8фГф cos рф + 8ere cos Ре] = fy (бу, 8y)/cos ру;
т3 [8у cos Ру + 8фГф cos рф + 8ere cos Ре] = (8ф, 8ф)/гф cos рф;	(5.46)
тэ [8у cos ру + 8фГф cos Рф + 8еге cos Ре] = р2 (8е, 8е)Ае cos Ре,
где (8ф, 8ф)-характеристика кренового амортизатора. Величина пц вы-
числяется по общей формуле (5.5), ее значение обычно существенно мень-
ше, чем тх. Задачи расчета обычно те же, что и в п. 1.
3.	Прямой удар с креном. Этот случай характеризуется максимальным
нагружением креновых амортизаторов и наибольшими возмущениями КА
по крену; при малых скоростях возможна несцепка, если не используются
двигатели РСУ.
Деформации продольного и кренового амортизаторов (рис. 5.23) под
з	з
действием суммы трех сил Fx^= £ FIX и момента £ FjrHcospv описы-
|=1	i=i
ваются уравнениями
m3(8xsinpx +8vrBcospx) =fx($x, 8x)/sinpx;
(5.47)
"h (8x sin Px + 8фГв cos рх) = Цх (8ф, 8ф)/гв cos px,
где тэ определяется по формуле
1 /тэ = £ (sin1 2 px/mf + (rBcos Рх)2/Лх)-
i= 1
Если продольный амортизатор не деформируется (8х^0), как, например,
в АПАСе КК «Союз», то остается уравнение вращения маховика на крено-
вом амортизаторе
^хх8ф = Цх (8ф, 8ф).
Момент инерции маховика 1ХХ = шэгв cos2 рх или после преобразования
2
1Дхх = £ (1//х* + tg2 Рх/"1|ГВ).
i = 1
164
Начальная угловая скорость деформации кренового амортизатора
определяется как продольной, так и угловой скоростями
8ф= ^tgP^ + H-coS);
ее величина может быть значительной. Так, для ЭПАСа при и>? — и>° —
~ 1 градус/с и = 0,3 м/с она равна 5^ = 30 градус/с (гв = 0,6 м, р,. = 45е).
Величина т3 тдкже велика (т3 = 2800 кг), что составляет 60% от тх.
При равенстве импульса (1	количеству движения mxVx сбли-
жение тел прекращается; из этого равенства может быть найдено критиче-
ское значение коэффициента восстановления sKp, при котором сцепки без
действия РСУ не происходит sKp = тх/тэ — 1. Для ЭПАСа, например, sKp =
= 0,6.
В связи с этим целесообразно добиваться минимального коэффициента
восстановления s; при ударах с креном и эти амортизаторы существенно
демпфируются. Так, за счет демпфирования в АПАСе КК «Союз» обеспе-
чивается s = 0,4.. .0,5.
Относительная скорость КК по крену АсоЛ после сцепки может быть
также значительна (для АПАСов максимальное значение этой скорости
Лсо™ах=13 градус/с).
5.6.5.	Амортизация после сцепки. Общий случай удара сразу после сцеп-
ки, при котором одновременно работают продольный, поперечные
и угловые амортизаторы, аналогичен, в целом, рассмотренному в под-
разд. 5.5.3 для СТУ «штырь - конус». Имеется однако ряд особенностей,
основными из которых являются: 1) возможность значительных угловых
скоростей по крену;'2)большая инерционность подвижных частей СТМ;
3) вид характеристик продольного амортизатора; 4) специфичность требо-
ваний к характеристикам угловых амортизаторов.
Так же, как в СТУ «штырь-конус», работа линейных и угловых амор-
тизаторов может изучаться независимо. При расчете линейных амортиза-
торов важное значение для электромеханических СТМ приобретает цен-
тральный удар. Практика показала, что инерционность разгоняемых при
ударе подвижных частей (6 гаек шарико-винтовых преобразователей, эле-
менты передач и дифференциалов) у разработанных СТМ периферийного
типа велика и не может быть существенно уменьшена. Кроме того, у них
отсутствует начальная «мягкая» ступень характеристики продольного
амортизатора. Эти два обстоятельства приводят к значительному росту
дополнительных инерционных нагрузок на продольный амортизатор при
центральном ударе. Динамическая составляющая может увеличивать силу
при ударе больше чем в 2 раза (рис. 5.24).
Возможны несколько способов уменьшения динамической составляю-
щей. Некоторое уменьшение может быть достигнуто введением промежу-
точных пружин между гайками преобразователей штанг и блоком диффе-
ренциалов. Более существенного снижения инерционных сил удается
Достичь за счет введения промежуточной пружины сравнительно большой
жесткости, устанавливаемой непосредственно перед фрикционным тормо-
зом. Подбором величины хода, начального и конечного значений силы
пРУЖины можно снизить динамическую составляющую до значения, кото-
Р°е не превышает 10% от силы, создаваемой фрикционом.
165
Рис. 5.24. Зависимости составляющей силы Fx при центральном ударе (АПАС «Со-
юз»):
1-эксперимент (квалификационные испытания); 2-расчет
Опыт проектирования АПАСа КК «Союз» и его анализ показали, что
характеристики поперечных амортизаторов, работающих также при ударах
с креном, удается подобрать без значительных трудностей, используя урав-
нение (5.38). Инерционность подвижных частей этих амортизаторов, опре-
деляемая, в основном, моментами инерции винтов (относительно продоль-
ной оси) и роторов электромагнитного тормоза, сравнительно невелика.
5.6.6.	Амортизация разворотов КА после сцепки. После сцепки в общем
случае происходит разворот по крену, тангажу и рысканию. Деформация
амортизаторов при развороте по крену может быть рассчитана с по-
мощью простого уравнения
— И* (8Ф, 8ф),
где \/1хх — i/Ixi + 1Дх2-
Максимальные начальные скорость и деформация находятся обычно
при расчете прямого удара с креном (см. подразд. 5.6.4, п.З).
В общем случае одновременно с разворотами происходит амортизация
бокового удара. Так как в реальной конструкции при этом работают одни
и те же амортизаторы, для определения их максимального хода и энер-
гоемкости необходимо совместное решение уравнений типа (5.20).
Амортизация разворотов по тангажу и рысканию аналогично рассмот-
ренной для СТУ типа «штырь-конус» может изучаться независимо от ра-
боты других амортизаторов. Низкочастотные угловые колебания тел отно-
сительно поперечных осей описываются теми же уравнениями (5.39).
Приближенно необходимую энергоемкость угловых амортизаторов можно
определить по формуле
^(0) =/о°4(0)/2>
где 10 определяется выражением (5.28).
Величина этой энергии может быть значительна (см. табл. 5.1).
С другой стороны, характеристики угловых амортизаторов, рассчиты-
166
ваемые при анализе удара колец с требованием обеспечения сцепки, оказы-
ваются слишком «мягкими», неэффективными при амортизации разворота.
Введение постоянного демпфирования, как указывалось, является вредным
до сцепки, когда угловая скорость кольца может достигать 25...30 гра-
дус/с; при развороте после сцепки с максимальными скоростями,. не пре-
вышающими 2...3 градус/с, такое демпфирование незначительно увеличи-
вает энергоемкость амортизаторов. Поэтому противоречие в требованиях
к амортизаторам при угловых (по тангажу и рысканию) перемещениях
кольца проявляется в периферийных СТУ еще более значительно, чем
в СТУ «штырь-конус». Проблему можно решать различными способами.
По аналогии с СТУ «штырь-конус» характеристики угловых аморти-
заторов выполняются ступенчатыми; так был спроектирован АП АС КК
«Союз». В АПАСе жесткая ступень характеристики обеспечивается за счет
деформации элементов передачи. Для дальнейшего увеличения энергоем-
кости угловых амортизаторов могут быть введены дополнительные пру-
жины. Недостатком этого способа является то, что поглощение энергии
на второй ступени характеристики должно производиться на небольшом
угле поворота кольца.
Существенно большие возможности обеспечивает применение управ-
ляемых тормозов. Включаемые после сцепки, они позволяют резко увели-
чить моменты угловых амортизаторов до значений, ограничиваемых про-
чностью СТМ, причем поглощение энергии происходит на большом угле
поворота.
5.6.7.	Система с независимыми амортизаторами. Расчет периферийных
СТУ с независимыми амортизаторами проводится для тех же основных
случаев взаимодействия. Если определить направления перемещений коль-
Рис. 5.25. Упрощенная схема с не-
зависимыми амортизаторами
Рис. 5.26. Схема перемещения
кольца с направляющими:
«-боковое перемещение (одновременно
происходит смещение по оси х); б-на-
клон по тангажу и рысканию относи-
тельно центра (/) и края (2) кольца:
в-вращение по крену (одновременно
происходит смещение по оси х)
167
Таблица 5.2
Диапазоны перемещений кольца у АПАСов
СТУ		Продольное перемещение	Поперечное перемещение	Поворот по крену	Поворот по тангажу и рысканию
		8Х, м	8у(г), м	8ф, градус	8е№), градус
«Союз»	Максимальное	0,3	0,18	14	14
	Среднее	0,05	0,1	6	9
«Аполлон»	Максимальное	0,19	0,21	13,5	14
	Начальная ступень	0,115	0,14	9	9
	Среднее	0,05	0,06	3	3
Примечание. Средние значения соответствуют одновременному перемещению по всем
координатам (для АПАСа «Аполлон» иа начальной ступени характеристики)
ца и приведенные характеристики при деформации отдельных групп амор-
тизаторов, можно пользоваться уравнениями типа (5.4) и (5.21). Например,
для упрощенной схемы взаимодействия колец (рис. 5.25) деформации трех
групп амортизаторов S, и 82(3) ПРИ перемещениях массы тэ в продольном
направлении описываются уравнениями
Mth + G) + 82/1/G1 + /2)] = Л (81,62) /2/О1 + G);
m3 [S.G/G. +12) + §,/,/(/, + /2)] =/2(62, 82)/1/2(/1 + /2).
Независимые амортизаторы состоят из пружинного механизма и ги-
дравлического демпфера (см. разд. 6.5). Вязкое трение, создаваемое гидра-
влическим демпфером, пропорционально квадрату скорости его деформа-
ции. Характеристики амортизаторов выполняются двухступенчатыми,
причем на второй ступени возрастают как жесткость пружин, так и коэф-
фициент демпфирования. Подвижность кольца с направляющими дости-
гается за счет первой мягкой ступени характеристик амортизаторов. Пере-
мещение кольца на независимых амортизаторах по основным координа-
там имеет ряд особенностей по сравнению со схемой с дифференциальны-
ми связями (рис. 5.26). Основной особенностью является существенно
большее перемещение кольца вдоль продольной оси (приближение к шпан-
гоуту) при боковых отклонениях и при разворотах по тангажу, рысканию
и крену. АПАСы КК «Союз» и «Аполлон» имеют близкие значения макси-
мальных отклонений по основным координатам. Однако в результате до-
полнительных продольных смешений при одновременном отклонении
кольца сразу по всем координатам диапазон перемещений для схемы с не-
зависимыми амортизаторами уменьшается в 2...3 раза (табл. 5.2). Кроме
того, при поворотах кольца по тангажу и рысканию на один и тот же угол
перемещения края кольца приблизительно в 2 раза больше, чем при диф-
ференциальной схеме.
Глава 6
ЭЛЕМЕНТЫ АМОРТИЗАТОРОВ.
ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВАНИЕ
6.1.	ЭНЕРГОПОГЛОЩАЮЩИЕ ЭЛЕМЕНТЫ
Основой амортизатора является элемент, поглощающий энергию. Как
и в других областях техники, для амортизаторов СТУ применяются сле-
дующие типы энергопоглощающих элементов: 1) пружинные механизмы;
2) пневмо-, гидроамортизаторы, или демпферы; 3) фрикционные тормоза;
4) электромеханические демпферы.
По характеру движения подвижного элемента амортизаторы всех типов
могут быть как с поступательно, так и с вращательно движущимся элемен-
том. В одном и том же СТМ могут применяться различные энергопогло-
щающие элементы для продольных, поперечных и угловых амортизаторов.
Для различных амортизаторов требуются разные виды силовых характе-
ристик, т.е. зависимости силы F от деформации и ее производных
F=/(8, 8, 8).	(6.1)
Если амортизатор считается безынерционным, то его характеристика
упрощается: F = /(8, 8).
Анализ работы амортизаторов и выбор параметров удобно и эффек-
тивно проводить на упрощенной эквивалентной модели, полученной
в гл. 5. Параметры этой модели зависят от взаимного расположения КА.
Как следует из проведенного анализа, первой характерной и существенной
особенностью работы амортизаторов СТМ является большой диапазон
изменения в эквивалентной модели. Второй особенностью является ши-
рокий диапазон начальных скоростей деформации амортизатора, обуслов-
ленный разбросом начальных условий (скоростей, а также угловых и ли-
нейных смещений).
Как было показано в гл. 5, амортизаторы СТМ должны обеспечить
определенные значения коэффициента восстановления s при механическом
взаимодействии КА. Для эквивалентной физической модели прямого удара
тела с массой ту этот коэффициент определяется так:
5=|руИ°|,
гДе К0 и V1 — значения скоростей до и после удара.
В отличие от классической теории удара рассмотренные в гл. 4 и
5 упрощенные эквивалентные модели позволяют вычислять коэффициент
восстановления по характеристикам амортизаторов вида (6.1). Если амор-
тизатор необходимо возвращать в исходное положение, он должен содер-
жать упругий элемент; определенной упругостью обладают также другие
элементы конструкции.
Идеальная пружина полностью возвращает, «восстанавливает» кинети-
Ческую энергию тела и s = 1 так же, как при абсолютно упругом ударе;
169
идеальный фрикционный амортизатор, имеющий характеристику вида
Г(5,5) = Гф, 5 > 0;
F(8,8) = 0, 8 = 0;
F(8,8) = - Гф, 8 < 0
без учета упругости конструкции обеспечивает з = 0. Для реальных амор-
тизаторов значения s лежат между этими крайними значениями 1.
Для получения определенных значений з в амортизатор вводят демпфи-
рование. Например, для линейного амортизатора, состоящего из линейно-
I о демпфера, который создает силу, пропорциональную скорости деформа-
ции с коэффициентом демпфирования ка, и идеальной пружины
с жесткостью сп, эквивалентная модель описывается линейным дифферен-
циальным уравнением
тиэ8 + клЬ + сп8 = 0.
Коэффициент восстановления в этом случае может быть подсчитан по ко-
нечным формулам;
для вещественных корней 3., и Х2 характеристического уравнения
s'Cn(V.+^-^;
для комплексных корней
s = ехр {v/ш arctg [ - wkn/(vkn + сп)]},
где v = — £д/2тэ; со = |/(&д/2т,)2 - сп/шэ для кратных корней з = 0,1353.
Таким образом, коэффициент восстановления инвариантен относи-
тельно начальной скорости, но зависит от величины т, (рис. 6.1).
Для получения требуемого значения s необходимо обеспечить оп-
оеделенное соотношение между кп и сп (рис. 6.2). Инвариант-
Рис. 6.1. Зависимость коэффи-
циента восстановления 5 ог вели-
чины эквивалентной массы ги,
ляя линейного амортизатора при
различной жесткости пружины сл
Рис. 6.2. Зависимости коэффи-
циентов восстановления з и за-
полнения характеристики к, от
жесткости пружины с„ для ли-
нейного амортизатора (т, =
= 1000 кг)
170
рис. 63. Зависимость коэффициентов
восстановлении s и заполнения характе-
ристики fc, от жесткости пружины сп ги-
дравлического амортизатора при раз-
личных масрах и начальных скоростях
ность коэффициента восстановле-
ния в линейном амортизаторе от
начальной скорости является его
важным свойством при стыковке.
Гидравлический демпфер обы-
чно обеспечивает силу, пропор-
циональную квадрату скорости. Уравнение эквивалентной модели с пру-
жинно-гидравлическим амортизатором имеет вид
шэ6 + кг8 |б| + сп8 = 0.
где кт - коэффициент демпфирования гидравлического демпфера. Анализ
этого уравнения показывает, что коэффициент восстановления существенно
зависит от начальной скорости 80.
Например, результаты, полученные численными методами при т, =
= 1,5 т, кт = 10 Н -с2/м2, показывают (рис. 6.3), что в диапазоне начальных
скоростей от 0,1 до 0,6 м/с s может изменяться в очень широких пределах
(от 0,2 до 0,9).
Другой важной характеристикой амортизатора является коэффициент
заполнения характеристики
‘ f Fdb/Fmax^max-
О
Этот коэффициент характеризует рациональность силовой характери-
стики: чем ближе к3 к единице, тем меньше ход амортизатора при погло-
щении определенной энергии и при заданной максимальной силе. Вообще
говоря, наибольшее значение коэффициент заполнения имеет при макси-
мальных скоростях, при которых амортизатор поглощает наибольшую
энергию и имеет максимальный ход. При постоянной силе F = fmax по хо-
ду амортизатора кз = 1. С рассматриваемой точки зрения такой амортиза-
тор является оптимальным. В частности, поэтому рационально использо-
вать фрикционный тормоз, если не требуется возвращения амортизатора
в исходное положение. Очевидно, что для пружины без начального поджа-
тия /сз = 0,5.
Для линейного амортизатора коэффициент заполнения кз зависит от
соотношения его параметров (см. рис. 6.2). Как видно из графика, при
сравнительно небольших значениях 5 (0,2...0,3) коэффициент fc, принимает
Значения 0,5...0,95.
Для гидравлического демпфера коэффициент демпфирования и жест-
кость пружины могут быть выбраны такими, что коэффициент кз близок
к 1 (см. рис. 6.1). Значение коэффициента восстановления при этом и при
Максимальной начальной скорости сравнительно небольшое (0,2.. .0,3). Оче-
ВиДно, что при уменьшении начальной скорости эффективность демпфера
171
быстро уменьшается, соответственно увеличивается коэффициент
восстановления, приближаясь к значениям, равным 0,8...0,9.
Большие возможности для получения низких значений коэффициента
восстановления s при коэффициенте к3, близком к 1, дает применение эле-
ментов, коэффициент демпфирования которых меняется на прямом
и обратном ходе.
Коэффициент демпфирования на прямом ходе выбирается из условия
получения максимального значения к3 (близкого к 1), а на обратном ходе
коэффициент демпфирования повышается до значения, обеспечивающего
необходимый коэффициент восстановления. Этот способ может приме-
няться как для гидравлических, так и для электромеханических демпферов.
Подобным образом могут быть проанализированы другие виды характе-
ристик энергопоглощающих элементов.
Эффективность различных энергопоглощающих элементов может оце-
ниваться по удельной энергоемкости w-поглощаемой энергии на единицу
массы элемента или амортизатора в целом. Как показывает анализ, пру-
жины имеют сравнительно невысокие значения w, а также коэффициента
к3. Например, набор пружин продольного амортизатора СТМ КК «Союз»,
имеющий массу 3,9 кг, может поглотить энергию до 660 Дж, т. е. w =
= 170 Дж/кг; в этом механизме необходимо поглощение энергии отдачи,
так как при прямом ударе с максимальной скоростью даже с учетом дей-
ствия ЭМТ я = 0,7...0,8. Поэтому (см.подразд. 1.5.1) в СТМ используется
дополнительный пружинный амортизатор, имеющий массу 0,8 кг. Для
амортизации прямого удара существенно эффективнее использование
фрикционного тормоза. В СТМ «Союз» - «Салют» этот тормоз, имеющий
массу 1,18 кг, поглощает энергию до 600 Дж, т.е. н’ = 535 Дж/кг.
Амортизаторы являются узлами СТМ, которые трудно, а во многих
схемах невозможно, дублировать, поэтому важно обеспечить их безотказ-
ную работу. Характерными для элементов амортизаторов являются все
четыре основных вида потенциальных отказов: 1) поломки; 2) деформа-
ции или уменьшение силы; 3) заедания; 4) затирания. При проектировании
следует проводить детальный анализ всех потенциальных отказов, критич-
ности и физических причин их возникновения; необходимо принимать
меры по повышению надежности критических элементов и деталей.
6.2.	ПРУЖИННЫЕ МЕХАНИЗМЫ
Несмотря на невысокие удельные характеристики пружины нашли ши-
рокое применение в амортизаторах стыковочных механизмов. Пружинный
механизм в общем случае имеет предварительное поджатие (Fo) и «гисте-
резис» (AF), поэтому его характеристика для механизма двухстороннего
действия имеез вид
F = Fosign8 + AFsignS + с- (6)6,
где жесткость с (8) для нелинейных характеристик зависит от деформации
8.
В СТУ применяются четыре вида пружин: 1) винтовые цилиндриче"
ские; 2) тарельчатые; 3) спиральные плоские; 4) торсионы.
Целесообразна такая конструкция механизма, в которой винтовые прУ
жины так же, как тарельчатые, работают только на сжатие, в этом слУчае
172
Рис. 6.4. Пружинный механизм
поступательного действия (а)
и его характеристика (6):
/-шток; 2-винтовая пружина;
3-упорная шайба; 4-набор тарель-
чатых пружин; 5-корпус
исключается полный отказ механизма при поломках пружин. Такую кон-
струкцию имеют, например, пружинные механизмы боковых амортизато-
ров СТМ комплекса «Союз»-«Салют», обеспечивающие двухступенчатую
характеристику (рис. 6.4).
Для увеличения удельной энергоемкости в СТУ используются пружины
из наиболее высокопрочных материалов. Для изготовления винтовых пру-
жин применяется стальная проволока с пределом прочности ств =
= 1,80... 1,90 кН/мм2, что обеспечивает удельную энергоемкость пружин
и> = 200...250 Дж/кг. Тарельчатые пружины изготавливаются из стальной
ленты: ств = 1,9 кН/мм2; w = 200...400 Дж/кг. Суммарная масса приведен-,
ного выше пружинного механизма равна 1,35 кг при энергоемкости
67,5 Дж, поэтому удельная энергоемкость механизма в целом существенно
ниже, чем у пружин: w = 50 Дж/кг. Следует отметить, что доля амортиза-
ционных пружин в общей массе СТУ обычно невелика; так, масса всех
пружин СТУ «Союз»-«Салют» составляет 4,5% от массы СТМ и только
1,3% от общей массы активного стыковочного агрегата.
На рис. 6.5 представлен пружинный механизм одностороннего действия
со спиральной пружиной, конструктивно объединенный с фрикционным
тормозом. Пружина из стальной ленты при ств = 2,50...2,70 кН/мм2 с мас-
сой 0,18 кг и объемом 50 см3 имеет энергоемкость 42,5 Дж (и- = 250 Дж/кг).
Спиральные пружины обладают рядом благоприятных для электромехани-
ческих СТМ свойств: 1) хорошей совместимостью со схемой механизма
в Целом; 2) рациональной формой силовой характеристики, обеспечиваю-
щей большое начальное поджатие; 3) существенным внутренним трением.
Для АПАСа КК «Союз» были разработаны многооборотные механизмы
Двухстороннего действия с существенным предварительным поджатием
спнральных пружин при вращении в обе стороны от среднего положения
Двумя и с одним (рис. 6.6) выходным валом; первые использовались
блоке дифференциалов, вторые-на кольце с направляющими. Приме-
- ДРУЖины обладали большей удельной энергоемкостью (w =
" 600 Дж/кг); удельная энергоемкость этих механизмов в целом также до-
173
Рис. 6.5. Пружинный механизм, совмещенный с фрикционным самонастраивающимся
тормозом (с) и его характеристика (6):
1-шестерня входная; 2-набор кулачковых шайб; 3-спиральиая пружина; 4-пакет фрик-
ционных дисков; 5-выходная шестерня; 6-шариковый регулятор; 7-пружина фрикциона
Рис. 6.6. Одновальный пружинный механизм двухстороннего вращения (а) и его ха-
рактеристика (6):
I-неподвижный корпус; 2-подвижный корпус; 3-набор кулачковых шайб; 4-спиральные
пружины
вольно высока w = 150... 170 Дж/кг. Следует отметить, что наборы кулач-
ковых шайб, обеспечивающие многооборотность механизмов, исключают
полный выход из строя СТМ при поломке вала.
Для повышения удельной энергоемкости целесообразно оптимизиро-
вать параметры пружин (см., например, [37]).
Характеристики пружинных механизмов, как правило, стабильны при
изменении окружающих условий и мало изменяются при хранении
и эксплуатации.
174
6.3.	ФРИКЦИОННЫЙ САМОНАСТРАИВАЮЩИЙСЯ ТОРМОЗ
В большинстве электромеханических СТМ в качестве основного энерго-
поглощающего элемента продольного амортизатора используется фрик-
ционный тормоз (см. например [20]), это объясняется не только хорошим
его соответствием амортизационно-приводной схеме СТМ совмещенного
типа, но и высокими удельными характеристиками (w = 0,5...1 кДж/кг,
кз = 1), полным поглощением энергии без «отдачи»). Кроме того, тормоз
способен поглощать значительную энергию «при отдаче» (например, за
счет упругости конструкции) на обратном ходе амортизатора. Шариковый
регулятор силы, сжимающей пакет дисков (см. рис. 6.5). обеспечивает ста-
бильный момент фрикциона (с точностью + 10... 15% от номинального
знаиения в диапазоне температур + 70 С). За счет различного наклона ка-
навок шарикового регулятора легко достигаются различные значения мо-
мента тормоза при вращении в одном (при амортизации) и в другом (при
стягивании) направлениях. Тормоз имеет значительный запас по энергоем-
кости: при поглощении энергии 1 кДж его диск нагревается лишь на 20е.
Приведенная к движению штанги СТМ масса врашаюшихся частей
тормоза равна
Мф = Лф (2nip/s)2,
где /ф-момент инерции подвижных деталей тормоза; ip-передаточное от-
ношение редуктора; s-шаг винта.
Момент тормоза пропорционален числу дисков л при данном удельном
давлении между ними <зг, момент инерции /ф-также практически пропор-
ционален л. Поэтому для уменьшения габаритов и снижения инерционно-
сти тормоза следует увеличивать удельное давление ак до максимально
допустимой величины (для применяемых в тормозе дисков из спеченных
материалов ак = 3,5 Н/мм2). Чтобы уменьшить тф, можно также увеличи-
вать количество дисков и, повышая момент тормоза, и уменьшать переда-
точное отношение ip. Однако увеличение числа дисков ухудшает работу
пакета; опыт показывает, что рациональным является пакет из 20 пар дис-
ков; при дальнейшем увеличении и может нарушаться подвижность дисков
в пакете.
Значение приведенной массы подвижных частей тормоза обычно неве-
лико, например для СТМ «Союз»-«Салют» Шф = 0,7кг, что составляет
1,5% от общей массы подвижных частей СТМ. Тормоз работоспособен
в вакууме при температуре от минус 50 до + 60°С, при этом сохраняется
хорошая стабильность его характеристик.
Наиболее критичным отказом самонастраивающегося фрикционного
тормоза является поломка его вала.
6.4.	ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВАНИЕ
Электромеханическое демпфирование обеспечивает силу, пропорцио-
нальную скорости деформации амортизаторов, что позволяет получить
лагоприятные для СТУ характеристики (коэффициенты восстановления
и заполнения; малые силы трогания). Электромеханические тормоза ЭМТ
°ладают хорошей совместимостью с общей схемой электромеханических
175
Рис. 6.7. Схема четырехполюсного ЭМТ (о) н его
моментная характеристика (6)
СТМ. В то же время, как показывает практика, применение электромехани-
ческого демпфирования требует тщательного и рационального конструи-
рования, детальных расчетов ЭМТ и демпфера в целом.
6.4.1.	Демпфирование тормозами с постоянными магнитами. До настоя-
щего времени в СТУ применялись только электромагнитные (точнее, маг-
нитоэлектрические) тормоза. Тормоз представляет собой электрическую
машину, в кольцевом зазоре статора которого, образованного постоянны-
ми магнитами, вращается полый ротор (рис. 6.7). Такая конструктивная
схема обеспечивает малоинерционность и эффективность других характе-
ристик тормоза. Тормоза с постоянными магнитами наиболее просты по
конструкции, не требуют управления, не нуждаются во внешнем источнике
энергии и надежны в работе.
Принцип действия ЭМТ основан на взаимодействии результирующего
магнитного поля в зазоре с вихревыми токами, наводимыми во вращаю-
щемся роторе. В зависимости от скорости вращения ротора <0р меняются
токи в нем и магнитное поле в зазоре. Взаимодействие аксиальной состав-
ляющей токов с радиальной составляющей результирующего магнитного
поля определяет его механическую характеристику AfT=/(<Op). Выражение
для этой характеристики, полученной без учета индуктивного сопротивле-
ния, имеет вид [30]
2цока1
2е(1+е2/с2
V8A (1+е2М2
(6.2)
МВ
где Вм- амплитуда индукции первой гармоники первичного магнитного
поля; р0 и цм -магнитная проницаемость вакуума и постоянного магнита;
p-число пар полюсов; dp-средний диаметр ротора; а-полудлина индук-
тора; бв-воздушный зазор; 8р-толщина ротора; /м-средняя длина маг-
нитной силовой линии; ^-коэффициент, учитывающий влияние высших
гармоник поля (для применяемых тормозов kv = 1,05...1,1); /с-коэффи-
циент, характеризующий явнополюсность индуктора (для неявнополюсной
машины к= 1, для применяемых тормозов к = 0,75... 0,8):
kgj- коэффициент, учитывающий форму поля продольной реакции якоря
(ка</ = 0,9...0,97).
Магнитное число Рейнольдса е, или безразмерная частота, равно (А,
176
РрСТ/СдРСОрТ2 kgfip
Л2 8»(1+/м/Мм8»}'
(6.3)
Здесь (Dp-угловая скорость; ст-удельная электрическая проводимость ро-
тора; т-полюсное деление (т = пЛр/2р); ка~ коэффициент, учитывающий
уменьшение электрической проводимости за счет конечной длины ротора,
в том числе за счет сопротивления его вылетов.
Из формул (6.2), (6.3), а также рис. 6.7 видно, что при малых скоростях
вращения (е« 1) тормозной момент практически пропорционален сор. При
определенной скорости (е = Егр), называемой критической, момент дости-
гает максимума. Следует отметить, что насыщение характеристики являет-
ся полезным, так как предохраняет амортизатор от перегрузки при боль-
ших скоростях деформации.
Начальная крутизна моментной характеристики определяется пО фор-
муле
1^ = (п/4) В^аЬрСкаку.	(6.4)
Максимальный момент Л/™ах неявнополюсного тормоза достигается
при Екр = 1, для явнополюсных тормозов-при Екр = 1,05...1,1, при этом ве-
личина 2е(1 + е2Лс2)/(1 + е2Лс)2 также близка к 1. Тогда выражение для М™ах
можно представить в виде
MFax = p(WJ2),
где полная магнитная энергия тормоза, равная произведению удель-
ной энергии на объем магнитной системы:

1VM = 2ndpa
2р0
(6.5)
Так как с уменьшением воздушного зазора за счет увеличения Вм энергия
WM возрастает, максимальный момент М™ах также увеличивается, однако
он достигается в этом случае при большей скорости вращения. Следова-
тельно, для увеличения максимальной мощности, поглощаемой тормозом,
следует уменьшать толщину ротора и увеличивать его скорость вращения,
крутизна моментной характеристики самого тормоза, однако, при этом
уменьшается. Существует определенный зазор между магнитами и рото-
ром, который обеспечивает свободное вращение последнего (8, — 6р =
= 0,2...0,3 мм) и который должен учитываться при расчетах тормозной
характеристики.
Критическую скорость можно определить, используя формулу (6.3):
КрР (1 + 'м/Им^в)
«кр =-------7-.-27-O----•	(66)
Анализ формулы (6.6) показывает, что поскольку средняя длина магнитной
силовой линии /м пропорциональна диаметру ротора dp, критическая ско-
рость в конечном счете обратно пропорциональна этому диаметру. Поэто-
177
му максимальная мощность тормоза, равная ti^pM?18*, оказывается про-
порциональной его длине и диаметру ротора в первой степени. В то же
время объем и масса тормоза пропорциональны квадрату его диаметра,
а момент инерции-кубу диаметра полного ротора. Поэтому для увеличе-
ния удельной мощности и улучшения динамических характеристик выгод-
нее увеличивать длину тормоза, чем его диаметр.
Приведенные соотношения, хотя и не учитывают всех зависимостей
между характеристиками и параметрами ЭМТ, но обнаруживают ос-
новные тенденции, облегчающие рациональный выбор параметров тормо-
за и демпфера в целом.
6.4.2.	Параметры демпферов с ЭМТ. При проектировании необходимо
получить заданный коэффициент демпфирования кд при минимальных
массе, объеме и инерционности подвижных частей; кд определяется мо-
ментной характеристикой тормоза к? и передаточным отношением редук-
тора ip. Для линейного амортизатора с винтовой передачей (шаг винта-s)
при малых скоростях, т.е. на начальном участке характеристики ЭМТ,
коэффициент демпфирования равен
кд = кг (2nip/s)2.
Таким образом, для получения заданного кд можно изменять параметры
как передачи, так и самого тормоза-dp, 2а, 8р и другие [см. формулу (6.4)].
Для оценки динамических свойств целесообразно использовать по-
стоянную времени демпфера Тд:
7д = mnJka,
где масса его цодвижных частей. Если учитывать только приведенную
к поступательному движению массу ротора, определяемую по формуле
nip = 7р (2nip/s)2, то постоянная времени демпфера без учета потерь в пере-
даче равна электромеханической постоянной времени тормоза Тт
Тт = 1р/кг,
где момент инерции ротора
/р = (л/2)^5рау/ср;
у-плотность материала ротора; кр- коэффициент, учитывающий влияние
вылетов ротора и дополнительных деталей (обычно kJ, = 1,3...1,7). Тогда
окончательно
 --? с
^kuBMkv
(6.7)
где о-в 1/Ом/м; В-в тесла; у-в кг/м3.
Формула (6.7) показывает, что Тд не зависит от размеров тормоза
и передаточного отношения, а определяется только магнитной индукцией
в зазоре и материалом ротора. Наилучшим материалом ротора, даюшим
минимальную постоянную времени, является алюминий, у которого
у/ст = 0,93-10-4 кг-Ом/м2 (у меди у/ст = 1,55-10-4).
178
Таблица 6.1
СТУ
«Союз»
«Союз»—«Салют»
АПАС
Параметры электромагнитных тормозов
V
X
с
и
11
о ?
Si
1б
125
150
4 х 10’2
Крутизна
момент-
ной харак-
теристики
Н см с
Макси-
маль-
ная
мощ-
ность,
М”<о",
кВт
Мо-
мент
инер-
ции,
г х
см х
с2 х
х 10"2
10 0,166 3.8
Магнитная система
материал
17,8x10"2 1,57
16 х 10" 2 1,24
13
1.56
ЮНДК15 6.0
—»— —»—
ЮНДК35 40
Т5ЛА
0.4
0,44
0,52
Q23
0.64
0,53
Формула (6.7) позволяет оценить теоретически достижимые значения
Тд. Например, если создать в зазоре магнитную индукцию 1,0 Т для алю-
миниевого ротора и следующих значений коэффициентов: ^ = 0,85; kv =
= 1,1; kp = 1,25, то 7i = 026 10-3 с.
Действительные значения Тд для применяемых ЭМТ с полым ротором
и с постоянными магнитами, у которых магнитная индукция составляет
0,4...0,5 Т, равна (1...2) 10“ 3 с (табл. 6.1).
Постоянная времени позволяет не только проводить сравнительные
оценки, но и рассчитывать переходные процессы. Например, при приложе-
нии постоянной силы установившаяся скорость демпфера Va достигается
по экспоненте Уд — (1 — е~,/7д) Va, где t-текущее время. Абсолютное значе-
ние массы подвижных частей демпфера равно
Н1д = Тд Ад .
Как следует из проведенного анализа, для получения минимальных га-
баритов и массы при заданном коэффициенте демпфирования целесообраз-
но увеличивать передаточное отношение (ip и s), а также уменьшать тол-
щину ротора 8р и отношение его диаметра к длине dp/2a.
Применение постоянных магнитов с максимальной индукцией позво-
ляет увеличить крутизну моментной характеристики и уменьшить постоян-
ную времени. Увеличение коэрцитивной силы магнитов увеличивает мак-
симальный момент при йр = (0кр. Для первых типов тормозов использова-
лись постоянные магниты из сплавов с удельной энергоемкостью
6... 18 кДж/м3. В последующих разработках были применены магниты на
основе монокристаллов с удельной энергоемкостью до 40 кДж/м3, что поз-
волило улучшить удельные и динамические характеристики тормозов,
в частности ЭМТ для АПАСа.
При проектировании демпфера приходится учитывать максимально до-
пустимую скорость вращения тормоза, при которой обеспечивается его
Надежная работа. Без особых требований к точности деталей ротора
и подшипников, к балансировке и жесткости конструкции приемлемыми
ввляются максимальные скорости вращения Юр = (1...1.5)-10* об/мин. Мак-
179
Рис. 6.8. Характеристики двух ЭМТ с раз-
личной толщиной ротора
симальная скорость тормоза опреде-
ляется при работе амортизатора с
максимальной скоростью деформа-
ции, т.е.
<0р = 60 P™”Tp/s.
В созданных СТМ скорость ЭМТ не превышает обычно 104 об/мин.
В связи с ограничением по скорости вращения в ряде случаев может не-
сколько изменяться подход к выбору параметров ЭМТ. На рис. 6.8 пред-
ставлены характеристики двух ЭМТ, магнитные системы которых одина-
ковы, за исключением величины зазора и толщины роТора (8р = 0,4 (/)
и 0,85 мм (2)). При выбранном ограничении по скорости ЭМТ с увеличен-
ной толщиной ротора имеет большую максимальную мощность. Дальней-
шее увеличение 8р, однако, может оказаться невыгодным, так как магнит-
ная индукция при увеличении воздушного зазора уменьшается.
6.43.	Нагрев ротора тормоза. При поглощении кинетической энергии
при ударе ротор тормоза нагревается. Температура нагрева легко под-
считывается, если не учитывать теплообмен. Это можно сделать потому,
что время работы тормоза мало, кроме того, в реальных условиях тормоз
находится в вакууме, в результате
Дг= И'к/трар,
где тр-масса ротора; ар-удельная теплоемкость. Расчеты показывают,
что даже при стыковке с максимальными скоростями нагрев ротора тор-
моза сравнительно небольшой. Так, при стыковке СТУ «Союз».-«Салют»
со скоростью У™ах = 06 м/с два ЭМТ продольного амортизатора, массы
роторов которых тр = 2-10“ 2 кг, поглощают энергию WK = 400 Дж, и их
роторы нагреваются на 40°. Допустимая температура нагрева подобных
конструкций 25О...ЗОО°С.
При нагреве уменьшается электрическая проводимость ротора о, и сле-
довательно, уменьшается коэффициент демпфирования. Так, при нагреве
на 100° начальная крутизна моментной характеристики тормоза умень-
шается приблизительно на 36%, хотя максимальный момент при этом из-
меняется незначительно.
Большие проблемы, связанные с нагревом ротора, возникают во время
испытаний тормозов при определении их моментных характеристик. Необ-
ходимы специальные стенды, позволяющие разгонять тормоза до макси-
мальной скорости за доли секунды и производить замер тормозного мо-
мента при установившейся скорости за 1...2 с, однако и за такое короткое
время ротор нагревается на 100... 150'.
6.4.4.	Вопросы конструирования ЭМТ и другие типы тормозов. При кон-
струировании ЭМТ решается ряд специфических проблем. Для увеличения
180
Рис. 6.9. Вариант ЭМТ АПАСа:
/ — выходной вал; 2-полый ротор; 3-на-
ружный магнит; 4 -внутренний магнит;
5 -дополнительная опора
Рис. 6.10. ЭМТ с обгон-
ной муфтой:
/-шестерня; 2-обгонная
муфта; 3-ЭМТ
энергии магнитной системы
наружная и внутренняя ча-
сти статора выполняются
в виде постоянных магни-
тов. При такой конфигура-
ции усложняются конструктивная схема полого ротора, его крепление
к выходному валу и расположение опор. Малая величина зазоров между
статором и ротором, большие скорости вращения, значительные динами-
ческие нагрузки накладывают высокие требования на прочность, точность
и особенно жесткость элементов конструкции. Кроме того необходимо
обеспечить стабильность зазора при значительном нагреве ротора. В кон-
струкции ЭМТ для АПАСа (рис. 6.9) применена опора с использованием
четырех шарикоподшипников. За счет применения магнитов с более высо-
кими удельными характеристиками и более оптимального проектирования
удается значительно увеличить мощность тормозов типа ЭМТ и умень-
шить постоянную времени. Условная удельная энергоемкость (при переме-
щении штока на 0,1 м со скоростью 0,6 м/с и скорости вращения ротора
104 об/мин) составляет для ЭМТ, примененного в АПАСе, приблизительно
500 Дж/кг, что близко к значению w для фрикционных тормозов и значи-
тельно больше, чем у пружинных механизмов.
На рис. 6.10 показан ЭМТ с установленной на его валу миниатюрной
обгонной муфтой. Такая конструкция позволяет получить коэффициент
демпфирования, зависящий от направления перемещения штока амортиза-
тора.
При оценке надежности ЭМТ рассматриваются поломки и заедания ро-
тора (полные и частичные). Наиболее критичным обычно является полное
заедание, поэтому целесообразно применять на выходном валу срезаемые
элементы, например штифты.
Кроме ЭМТ с постоянными магнитами для амортизаторов с регули-
руемыми характеристиками возможно применение тормозов. Оценки по-
казывают, что управляемый тормоз с независимым возбуждением по мас-
се и габаритам значительно больше, чем ЭМТ с постоянными магнитами
при той же величине тормозного момента. Ток возбуждения такого тормо-
за равен нескольким амперам, что объясняется большой величиной воз-
душного зазора.
Для уменьшения тока возбуждения и увеличения тормозного момента
Целесообразно использовать токи ротора для подмагничивания, т.е. при-
менять конструкцию с самовозбуждением. Основная трудность заключает-
181
ся в выведении токов подвижного ротора на статор. Применение коллек-
торов снижает надежность системы и существенно увеличивает момент
трения на роторе.
Возможно применение принципиальной схемы бесконтактного электро-
магнитного тормоза с электрически несимметричным ротором, позволяю-
щая преобразовывать механическую энергию ротора в электрическую ста-
тора. Пульсирующий ток ротора наводит ЭДС в генераторной обмотке
статора, которая соединяется с обмоткой возбуждения.
Для увеличения коэффициента демпфирования после сцепки можно так-
же использовать фрикционный управляемый тормоз с созданием силы
сжатия дисков с помощью электромагнита, или сочетания ЭМТ с по-
стоянными магнитами и управляемой фрикционной муфтой.
6.5.	ГИДРОПНЕВМОАМОРТИЗАТОРЫ
В СТУ, созданных в США, использовались гидравлические амортиза-
торы. Наряду с несомненными достоинствами (высокая эффективность,
малая инерционность) гидравлические демпферы обладают рядом недо-
статков, связанных, главным образом, с наличием уплотнений, возможны-
ми утечками и изменением вязкости и объема жидкости, в первую очередь,
при нагреве и охлаждении. Значительным может быть также трение
в уплотнениях, что отрицательно сказывается на некоторых характеристи-
ках СТМ в целом.
В амортизаторах СТМ для К К «Аполлон» дополнительно к цен-
тральной винтовой пружине используется пневматическая пружина
(рис. 6.11). Сжатый аргон создает при нормальной температуре силу
1,9 кН, он же служит для компенсации температурного расширения жидко-
сти. Герметичность обеспечивается резиновыми кольцами и металличе-
ским сильфоном, исключающим утечку сжатого газа или жидкости (значи-
тельная утечка может привести к выходу амортизатора из строя).
Амортизатор работоспособен в диапазоне температур минус 62... + 120С,
однако его характеристики существенно изменяются, несмотря на приме-
нение специального регулятора перепуска жидкости, чувствительного
к вязкости; коэффициент демпфирования изменяется при этом почти в
2 раза, а сила пневмопружины - в 1,9 раза. Масса амортизатора равна
2,5 кг, таким образом w = 200 Дж/кг (амортизатор создает силу приблизи-
тельно 6 кН при скорости деформации 0,15 м/с, максимальный ход равен
0,08 м).
Рис. 6.11. Гцдропневмоамортизатор СТУ «Аполлон» и его характеристики:
/-направляющая труба; 2-поршень; 3-полость со сжатым газом (аргоном); 4-цилиндр:
5-полость, заполненная маслом; б-перепусхной клапан; 7-сильфон
182
Рис. 6.12. Гидравлический амортизатор АПАСа «Аполлон» и его характеристики:
1-шток; 2-стержень; 3-«мягкая» пружина; 4 <жестк: > пружина; 5-отверстие переменного
сечения
При разработке АПАСа специалисты США отказались от пневмопру-
жин и сильфонов (рис. 6.12), так как на большей части хода амортизатора
необходимо было обеспечить небольшую стабильную по величине силу.
Сила демпфера Fa пропорциональна квадрату скорости перемещения што-
ка Ид
Fa = ксЕ3Уд/е2,
где kj. - коэффициент демпфирования (для данной конструкции =
= 900 Н-с2/м4); Е-площадь поршня (Е = 13,8-10“4 м2); е- площадь про-
ходного сечения.
Площадь сечения перепускного отверстия уменьшается по ходу штока
(см. график на рис. 6.12), за счет этого сила демпфера существенно увели-
чивается к концу хода. Характеристика пружин двухступенчатая, причем
пРужины, создающие силу на второй ступени, используются также для
компенсации изменения объема жидкости и утечек. Минимальная сила
в°звратной пружины равна ПОН. При такой силе усложняется обеспече-
ние герметичности, так как требуется создать уплотнение с малым (не бо-
183
лее 40...50 Н) трением. В амортизатор встроено приспособление для заме-
ра утечек, которые контролируются до старта КК. Амортизаторы АПАСа
«Аполлон» рассчитаны на работу в диапазоне температур минус 52...
... + 120 С, при этом коэффициент демпфирования изменяется приблизи-
тельно в 2 раза. Масса одного амортизатора равна 5,5 кг, а энергоемкость
800 Дж, т.е. w = 145 Дж/кг.
При анализе надежности следует рассматривать 4 основных вида
потенциальных отказов гидропневматических амортизаторов, связанных
с утечками жидкости или газа, и заеданиями. Наиболее критическим
является обычно полное заедание, при котором стыковка становится
невозможной.
Глава 7
ИСПЫТАНИЯ СТЫКОВОЧНЫХ УСТРОЙСТВ.
СТЕНДЫ ДЛЯ НАЗЕМНЫХ ИСПЫТАНИЙ
7.L ЗАДАЧИ. ВИДЫ ИСПЫТАНИЙ
Организация и техника испытаний стыковочных устройств базируются
на опыте отработки и контрольных проверок механизмов и приборов кос-
мической техники в целом и, в первую очередь, электромеханических
устройств. Ряд этих испытаний является общим для всех типов механиз-
мов (испытания на вибрацию, проверки в вакууме и т.п.) часть-специфич-
на только для СТУ (воспроизведение ударов, процесса сцепки и т.п.).
Все испытания, которым подвергается СТУ на различных этапах его
создания, делятся на автономные и комплексные. К автономным относят-
ся: 1) контрольные; 2) отработочные; 3) квалификационные, или зачетные;
4) приемо-сдаточные испытания. Комплексные испытания проводятся в со-
ставе КА: 1) на Земле (на контрольно-испытательной станции и на полиго-
не), а также на комплексных стендах; 2) в полете (летные испытания).
Эти виды испытаний являются основными. Следует заметить, что в за-
висимости от особенностей конструкции, степени новизны и других
факторов отдельные виды испытаний могут не проводиться.
Контрольным испытаниям подвергаются СТА, которые после этого
идут на отработочные испытания и другие виды экспериментальных работ,
эти испытания являются аналогом приемо-сдаточных испытаний летных,
или штатных, агрегатов.
Отработочные испытания включают в себя испытания стыковочных
агрегатов, отдельных узлов и системы стыковки в целом, а также экспери-
менты на ряде комплексных стендов, например на комплексном динамиче-
ском стенде (см. разд. 7.7).
В отработочные включаются основные виды испытаний, имитирующие
условия подготовки и участок полета на PH (функционирование, воздей-
ствие перегрузок, вибраций и т.п.); воздействие условий космического про-
странства (вакуум, облучения, нагрев и охлаждение и т.п.); выполнение от-
дельных операций и задачи в целом с учетом разброса начальных условий
стыковки и изменения окружающих условий. Обычно в результате отра-
ботки возникают доработки и изменения конструкции.
Зачетные или, как они назывались в ЭПАСе, квалификационные испы-
тания призваны подтвердить (квалифицировать) конструкцию на соответ-
ствие основным техническим требованиям, в частности подтвердить пра-
вильность и эффективность проведенных после отработки доработок;
Зачетные испытания включают в себя многие, а иногда даже все виды от-
работочных испытаний.
Приемо-сдаточные испытания агрегатов и узлов проводятся с целью
Проверки основных функций отдельных его частей и СТУ в целом после их
Изготовления; часть проверочных операций иногда проводится также
в процессе изготовления агрегатов. Этим видам испытаний подвергается
о6Ь1Чно 100% летных агрегатов и узлов.
185
СТА в технологическом и макетном исполнениях проходят отработку
в составе ряда экспериментальных КА.
Система стыковки проходит никл испытаний в составе собранного КА,
которые проводятся для проверки всех основных и резервных операций
с учетом взаимодействия с другими системами, принимающими участие
в выполнении стыковки или просто работающих одновременно. Испыта-
ния проводятся как на этапе отработки в составе действующего аналога
КА, так и при подготовке объекта к полету. Рациональное сочетание авто-
номных и комплексных испытаний позволяет провести полную всесторон-
нюю отработку и проверку конструкции и системы управления.
7.2. ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ И ОТРАБОТКИ
Все созданные до настоящего времени СТУ проектировались и отра-
батывались в сжатые сроки. Первые СТУ были созданы в 60-е годы,, в это
же время закладывались основы планирования при создании космических
комплексов и их отдельных технических систем. При создании такого ком-
плексного устройства, какими являются СТУ, необходимо обычно плани-
рование и проведение работ в несколько этапов.
От эскизных разработок принципиальной схемы до начала летных ис-
пытаний проходит несколько лет. Причем, учитывая объем выполняемых
работ, такой срок не является продолжительным: только четкая организа-
ция работ при проектировании и выпуске документации, на производстве,
при отработке и испытаниях позволяют создать существенно новое СТУ
за такой срок. При этом необходимо перекрытие по времени отдельных
этапов; их содержание и увязка могут быть прослежены на примере плана-
графика работ, выполненных при создании АПАСов для проекта «Со-
Таблица 7.1
План-график создания АПАСов
Виды работ
1971	1972	1973	1974	1975
Разработка принципиальной схемы ---------- .
Согласование взаимодействующих эле-
ментов	V
Создание и испытания» АП АС-ММ
(масштабные модели)
Разработка техдокументации	-----
Предварительное согласование кон-
струкции	V
Изготовление опытной партии
Автономная	отработка	—
Совместные	отработочные	испытания	-
Окончательное согласование конструк-
ции	V
Корректировка документации
Изготовление штатных агрегатов
Зачетные испытания
Квалификационные испытания
Контрольная стыковка летных агрегатов
Испытание в составе КА
Полет
Итоговый отчет
186
юз» «Аполлон» (табл. 7.1). В приведенном графике ясно прослеживается
наличие двух основных этапов: отработочного и создания летних образ-
цов.
На втором этапе была создана партия летных агрегатов, образцы ко-
торых подвергались зачетным и совместным квалификационным испыта-
ниям. Ввиду дефицита времени предусматривалось перекрытие отдельных
подэтапов. Например, параллельно с автономной отработкой проводились
совместные отработочные испытания, а до окончания полной отработки
началась корректировка технической документации и продолжалось изго-
товление летной партии агрегатов. Такое перекрытие может привести
к увеличению затрат за счет доработки ранее запущенных в изготовление
узлов и агрегатов по результатам проходящей в это время отработки.
Однако так^я последовательность нередко является оправданной, так
как приводит, как правило, не только к завершению проекта в более ко-
роткие сроки, но и в конечном счете к экономическому выигрышу. Четкое
планирование, обоснованная организация работ, безусловное их выполне-
ние с обеспечением необходимой координации и качества являются обяза-
тельным условием для осуществления сложных космических проектов.
73. ИСПЫТАНИЯ И НАДЕЖНОСТЬ
Основной задачей всех видов испытаний является обнаружение как ор-
ганических, присущих данной конструкции, так и индивидуальных дефек-
тов данного экземпляра, т.е. ошибок изготовления. Кроме того задачей
ряда испытаний является определение допустимого диапазона параметров
или окружающих условий, в которых конструкция работоспособна, а так-
же предельного ресурса работы, показателей надежности и т.д.
Однако испытания эффективны только в том случае, если их объем
и содержание обоснованы предшествующим анализом. Этот анализ дол-
жен учитывать как особенности принципиальной схемы, виды основных
потенциальных отказов и степень их критичности, так и возможный диапа-
зон окружающих и начальных условий, характер и степень их воздействия
на СТУ, взаимодействие его механизмов и элементов, а также связи с дру-
гими системами корабля. Необходима кроме того детальная увязка испы-
тании с теоретическими исследованиями и расчетами, в первую очередь по
следующим разделам: 1) нагрузкам; 2) прочности; 3) кинематическим па-
раметрам; 4) динамике стыковки; 5) анализу отказов и неисправностей.
При планировании испытаний необходимо учитывать, что, во-первых,
одновременно воспроизвести все условия полета на Земле невозможно, во-
вторых, эти условия имеют разброс (по ряду параметров-существенный);
поэтому приходится расчленять испытания и повторять их иногда много-
кратно. В результате, первой и одной из основных задач, стоящих перед
испытателем, является определение условий, которые действительно могут
оказать существенное влияние на выполнение СТУ заданных функций.
Следующие методы применяются для определения условий испытаний:
О анализ условий предыдущих полетов (уровень вибрационных, ударных
и линейных перегрузок, глубина вакуума и т.п.); 2) теоретический анализ
и Расчеты параметров работы и условий (нагрузки, температуры и др.);
3) комбинированные методы п. 1 и 2; 4) использование результатов дру-
187
гих видов наземных испытаний (например, определение нагрузок по дина-
мическим испытаниям, температур при термоиспытаниях и т.п.); 5) анализ
потенциальных отказов и их последствий с целью определения наиболее
критичных операций и элементов; 6) анализ критичности воздействия раз-
личных условий (температуры, вакуума и т.д.) в полете и при наземных ис-
пытаниях; 7) анализ отказов при наземных и летных испытаниях.
Был выполнен анализ отказов, имевших место при летных испытаниях.
Он показал, что большая часть отказов происходила из-за неправильных
взаимодействий элементов системы стыковки между собой или с другими
системами, невыделенных при наземной отработке или предполетных ис-
пытаниях. Это подтверждает необходимость комплексных проверок при
отработке. Нагружение амортизаторов АПАСа нерасчетными нагрузками
было вызвано неправильным использованием системы управления КК
«Аполлон». Предотвратить это можно было введением специальной на-
земной отработки и тренировок (см. подразд. 7.7.4). Опыт показывает, что
отказ отдельных элементов и узлов происходит в полете намного реже,
так как организация их испытаний проще и конструктивные недостатки
устраняются обычно во время отработки.
Был также проведен анализ отказов, которые происходили при отра-
ботке и наземных испытаниях. Он показал, что: 1) большая часть отказов
происходит на начальной стадии отработки при выполнении основных
функций, электротехнических проверках, силовых нагружениях как агрега-
тов, так и отдельных узлов; 2) большое число отказов происходит от не-
правильного взаимодействия элементов СТУ, часто узлы механизмов не-
правильно функционируют из-за деформаций конструкции; 3) из экстре-
мальных условий наибольшее влияние оказывают виброперегрузки (в
первую очередь, на контровку резьбовых соединений), в ряде случаев охла-
ждение может вызывать недопустимое изменение характеристик; 4) нагрев
(до 5О...7ОСС), а также вакуум, особенно при малом ресурсе, оказывают
меньшее влияние на электромеханические СТУ.
Таким образом, основное внимание при отработке узлов должно быть
сосредоточено на проверке выполнения основных функций, электрических
параметров, силовых и прочностных характеристик, вибропрочности. При
отработке СТУ внимание должно уделяться функционированию при взаи-
модействии отдельных механизмов с учетом деформаций (в том числе при
охлаждении). Испытания агрегатов с воспроизведением экстремальных ус-
ловий целесообразно проводить в термобарокамерах, так как при этом ис-
ключается конденсация влаги и упрощается проверка герметичности.
С целью достоверного определения границ работоспособности СТУ
в экстремальных условиях целесообразно конструкцию подвергать воздей-
ствию этих условий в более широком диапазоне по сравнению с техниче-
скими требованиями. Это относится в первую очередь к наиболее кри-
тичным параметрам, таким как пониженные температуры и начальные
скорости сближения.
7.4.	СОДЕРЖАНИЕ И ОБЪЕМ ИСПЫТАНИЙ
Автономные испытания трех основных видов включают в себя следую-
щие основные группы проверок: 1) на сохранение работоспособности по-
сле прохождения цикла наземной подготовки (транспортирование, хране-
188
ние, частичная выработка ресурса и др.); 2) на сохранение работоспособно-
сти после активного участка полета на PH (вибрации, перегрузки и др.);
3) на правильность выполнения электрических схем и их качество; 4) на
выполнение заданных операций; 5) на устойчивость и работоспособность
в космических условиях (вакуум, облучение, невесомость, нагрев и охла-
ждение); 6) на герметичность (для герметичных СТУ).
7.4.1.	Приемо-сдаточные и контрольные испытания. В эти испытания
включаются такие виды проверок, на которые может оказать влияние ин-
дивидуальность изготовления или сборки (допуски, регулировки, правиль-
ность и качество монтажа и пайки, прочность контровки и т.п.). Это про-
верки: 1) на виброперегрузки (проверяется прочность крепления, контров-
ка, пайка и т.п.); 2) электрические (правильность и качество монтажа
и изоляции, отсутствие повреждений и т.п.); 3) выполнения основных опе-
раций (проверяются основные параметры с учетом допусков и регулиро-
вок, взаимодействие, электрический монтаж, потребляемые токи, продол-
жительность операций и др.); 4) работы при экстремальных температурах
(оценивается изменение размеров с учетом допусков, регулировок, измене-
ние свойств материала и др.); 5) динамические (индивидуальность характе-
ристик амортизаторов и других элементов); 6) герметичности (целостность
корпуса, отсутствие повреждений поверхностей и уплотнений и т.п.).
Приемо-сдаточным испытаниям подвергаются как отдельные узлы, так
и агрегаты в целом. Часть проверок прй этом повторяется, потому что от-
казы узлов в собранном агрегате могут вызвать большие задержки для его
переборки.
В приемо-сдаточные испытания агрегата включается также контроль-
ная стыковка, при которой намеченные для соединения в полете агрегаты
проходят перекрестную взаимную проверку. Это делается потому, что
каждый подобный эксперимент со стыковкой обычно уникален по своему
значению и по затратам времени и средств. Как правило, отсутствуют до-
статочная статистика и анализ по влиянию допусков на взаимодействие
агрегатов. Поэтому при подготовке к полету по проекту «Союз» - «Апол-
лон» специалисты США привезли в Москву два (основной и запасной)
летных агрегата, которые прошли контрольную стыковку с тремя АПАСами
КК «Союз». При контрольной стыковке проверяются взаимодействие
всех основных элементов и механизмов, а также важнейшие размеры
взаимного положения (зазоры, ход и т. п.). Контрольная стыковка является
операцией, которая требует больших затрат времени и средств и вносит
организационные сложности.
Для стыковки на орбите можно использовать только те’ агрегаты, ко-
торые прошли эти испытания. Это обстоятельство становится все более
существенным по мере увеличения времени эксплуатации орбитальных
станций и количества обслуживающих их транспортных кораблей. Напри-
мер, для орбитальной станции «Салют-1» проводилось три контрольных
стыковки, «Салют-5»-четыре. Для ОС «Салют-6» контрольную стыковку
проходили первые восемь активных СТА, причем с каждым из двух пас-
сивных СТА станции и со специально созданным пассивным агрегатом-
эталоном. Проведенный анализ показал, что контрольная стыковка только
с эталоном обеспечивает нормальное соединение всех ответных элементов
СТУ. Поэтому последующие активные СТА, которые предназначались для
189
КК «Союз» и «Прогресс», подвергались контрольной стыковке только
с эталонным агрегатом. Успешное выпо нение 35 стыковок кораблей
к станции «Салют-6» подтвердило правильность принятой методики пред-
полетной подготовки.
7.4.2.	Отработочные испытания. При отработке стремятся подвергнуть
СТУ и его узлы воздействию всех условий, в которых он будет работать
при подготовке к полету и его осуществлении с учетом возможных разбро-
сов этих условий.
В результате испытаний может выявиться необходимость изменения
и доработки конструкции, при испытаниях также могут варьироваться от-
дельные параметры и характеристики. Отработка сначала проводится на
отдельных узлах, которые затем устанавливаются в экспериментальном
СТА, и эти агрегаты подвергаются отработочным испытаниям.
В отличие от приемо-сдаточных испытаний при отработке агрегаты
подвергаются воздействию виброперегрузок в полном диапазоне частот
и с максимальными перегрузками для данного изделия, с определением ре-
зонансных частот конструкции и с испытаниями на этих частотах, а также
на линейные и ударные перегрузки. Функционирование проверяется в ва-
кууме, в том числе с нагревом и охлаждением до крайних значений темпе-
ратур; экстремальные температуры воспроизводятся также при других ви •
дах испытаний, например при динамических испытаниях, на стендах
и комплексных установках. Проводятся статические испытания с определе-
нием развиваемых сил и моментов, с замером жесткости основных элемен-
тов, действительных запасов прочности (с разрушением и без разрушения).
Динамические нагружения амортизационной системы воспроизводятся на
стендах как в лабораторньЬс помещениях, так и в термобарокамерах. Мак-
симальный ресурс работы также проверяется как в обычных, так и в эк-
стремальных условиях. На этом этапе проводятся комплексные динамиче-
ские испытания. Кроме того, ряд наиболее критичных и специфичных
элементов СТУ могут отрабатываться автономно, например уплотнение
стыка (см. разд. 3.6).
СТА в виде составной части КА испытываются также на ряде экспери-
ментальных установок: компоновочных, статических, динамических, теп-
ловых и т.п.
7.43.	Зачетные и квалификационные испытания. Зачетные испытания
проводятся на отработанной конструкции для подтверждения ее соответ-
ствия заданным техническим требованиям; при этом обычно повторяются
все или большая часть отработочных испытаний как узлов, так и СТУ
в целом. В идеальном случае, если при отработке не было никаких отказов
или отклонений от требуемых характеристик, не возникало никаких дора-
боток конструкции, то отработочные испытания уже выполнили роль за-
четных. Однако практически всегда при отработке выявляются какие-то
конструктивные недостатки и проводятся доработки отдельных частей
СТУ. В таком случае с целью сокращения сроков создания и по экономи-
ческим соображениям более рациональным является не полное повторе-
ние, а некоторое уменьшение объема проверок. Следующие общие сообра-
жения учитываются при определении программы зачетных испытаний:
1) необходимо проведение важнейших видов испытаний, в том числе ком-
плексных, подтверждающих отсутствие критических отказов с воспроизве-
дением условий, оказывающих наибольшие воздействия на конструкцию;
190
2)	нужна проверка в первую очередь тех элементов и операций, по ко-
торым имелись отказы при отработке и которые подвергались измене-
ниям; 3) целесообразно проведение отдельных видов испытаний только на
узлах или в составе СТА; 4) можно исключить те виды проверок, по ко-
торым не было замечаний при отработке и на которые не оказали влияния
проведенные изменения конструкции.
7.4.4.	Испытания после сборки КА. СТА в составе системы стыковки
проходит испытания на собранных КА. Эти испытания проводятся как на
этапе отработки, так и при подготовке к полету. Действующий аналог КА
используется на всех основных этапах работ, в том числе при отрабо-
точных, зачетных испытаниях, предполетной подготовке, включая трени-
ровку персонала ЦУПа, а в случае необходимости, при осуществлении
полета.
Испытания на собранном КА делятся на автономную проверку си-
стемы стыковки и на комплексную проверку ряда взаимодействующих си-
стем. На космодроме [11] также проводятся комплексные испытания и за-
ключительные операции (снятие защитных крцшек, инспекция, смазывание,
чистка и т.п.).
7.45.	Летные испытания. Созданные до настоящего времени СТУ ис-
пользовались непосредственно для стыковки в космических полетах в ос-
новном небольшое число раз: «Союз» в трех полетах; «Джемини» в трех
полетах; «Аполлон» в 11; АПАСы в одном; «Союз»-«Салют» в 43 поле-
тах. Поэтому чаще всего использование в полете является одновременно
испытанием СТУ и его эксплуатацией. Эта особенность накладывает опре-
деленные требования не только на конструкцию и программу ее создания,
но и на организацию и проведение летных испытаний.
Отечественные системы стыковки построены так (см. подразд. 1.4.3
и 2.3.5), что управление может осуществляться в автоматическом режиме
и посредством команд с пульта управления КК и с Земли.
Экипаж КК снабжается справочной информацией в виде бортовой ин-
струкции, которая содержит разделы по детальной последовательности
выдаваемых команд и других активных действий, а также загоранию со-
ответствующих транспарантов, сигнализирующих о выполнении операций
и о состоянии системы. На рис. 7.1 в качестве примера показана страница
бортовой инструкции по выполнению совместных операций (стыковке
и расстыковке) К К «Союз» и «Аполлон». Инструкция используется также
для подготовки и проведения наземных тренировок космонавтов.
Учитывая экспериментальный характер проводимых на орбите опера-
ций, важнейшее значение имеют состав телеметрических измерений, а так-
же организация их обработки и использования. Наличие, своевременная
и качественная обработка телеметрических данных служат основным
объективным источником информации, которая используется для: 1) под-
тверждения правильности выполнения функций и операций; 2) определе-
ния параметров и условий рабо ы конструкции; 3) определения воз-
можных отклонений и отказов в работе и анализа причин их возникнове-
ния.
В отечественных электромеханических СТУ и системах стыковки теле-
метрируются следующие группы параметров (см. также разд. 1.5): 1) пере-
мещения амортизаторов, штанг СТМ с приводом, в ряде случаев скорости
191
6. J. 2	Актибная АПСС Союза
6. J. 2. 1	Актирная стыковка
|4Д:00| Г - Соо/щить м Союз Начинаю ориентации Аполлона
- Контролировать
О Пере» яюк	закр	(Ж25)
О Антиб г тоб АПСС	(Ж 26)
•	/ltox-лаз	открыт	1	(Е25)
•	Люк-лаз	открыт	2	(EZ6)
•	Люк-лаз	открыт	J	(£27)
I	стыковке. А бы готовы *________
Ли О Питание АПСС	(С1)
О Ярлк«р бырабн	(С25)
Соо&цить ял Аполлон : Готоб к стыковке
|ад-оо|
(касание)	( о или • кольцо бырабн.) (С25)
Параметры с/лижвкия при касании. ( допустимые пробелы}
' 'Скорость сближения П,0$ -0,3 м/с
Бокобое смещение -0,3 м_________________________________
Угловое рассогласование - 5 градусов
(тангаж, рыскание и ярен}
У юбая скорость ( Вокруг люЗой оси ) - 0,7 град/сек
— Сообщить на Аполлон  Сеть касание
| Сообщить на Союз : Есть касание	~"|
Чороз '-5сен
О Сцепка * стр 6.7-57
— Сообщить на Аполлон : Есть сцепка
Контролировать:
Через ~ Jmuh
О Кольцо бырабн	(C2S)
|	Если	в	кольцо	бырабн	(С25)
I	-бкл.	о	лодгот	бырабн.	(С 79)
I	-бнл	о	блокир	АПСС сняты	(С 21)
।	-бил.	О	быдбшк	кольца	(Ж1)
। -Контролировать:
’ О Кольцо бырабн	(С25)
। Через 10 сек
|-(0motJ •	Питание АПСС	(С2)
.	•	Подгот бырабн	(С20)
।	•	Блотр. АПСС сняты	(С22)
• Кольцо бырабн.	(С25)
|	•	Сцепка	(С2Б)
	•	Выббшк. кольца	(Ж2)
I Мекет гореть
О Режим АПСС Выполнен	(3/1С)
- бкл. Збух
• Режим АПСС Выполнен (3/1С)
Если через Змии в кольцо бырабн
смотри нештатную ситуацию:Нет Выроб-
кабаки я кельца пасла сцепки ” стр. 6.1-73
-бкл	о	Питание	АПСС	(CD
О	Сцепка	(С26)
О	Кольцо бырабн	(С25)
-бкл	о	Стягиб	(С5)
| Через 8 сек	(Время до 10мин)
О Стягиб I	(С5)
Рнс. 7.1. Страница бортовой инструкпив по выполнению штатной стыковки КК «Со-
юз» и «Аполлон» ,
192
их перемещения; 2) конечные положения приводов, механизмов, крышек,
пиротехнических устройств и т.д.; 3) срабатывание датчиков касания
и сцепки СТА, совмещения стыка, обжатия уплотнения, разделения при
расстыковке и д£ц 4) наличие напряжения питания, приема и выдачи ко-
манд в приборах системы стыковки; 5) температуры элементов конструк-
ции. Первая и последняя группы параметров измеряются в виде непрерыв-
ных аналоговых сигналов, остальные-дискретно (два, реже три, положе-
ния). Кроме того при анализе динамики стыковки используются измерения
перегрузок и угловых скоростей КА, а также некоторые параметры работы
системы управления сближением и ориентацией.
Как показал опыт проведения испытаний электромеханических СТУ,
такое построение измерений эффективно, позволяет осуществлять необхо-
димый контроль работы систем стыковки и анализ работы ее элементов.
Телеметрическая информация по срабатыванию датчиков касания (ДК1
и 2) и сцепки (ДС) в сочетании с информацией о перемещениях амортиза-
торов, позволяет не только непосредственно определить эти параметры
и контролировать работу соответствующих элементов конструкций, но
и определить основные параметры начальных условий стыковки.
Этим методом удается определить следующие параметры в момент ка-
сания КА: начальную скорость сближения боковое смещение Аг и его
направление (составляющие Ау и Az по соответствующим осям коор-
динат).
Начальная скорость в момент сцепки определяется по перемещению
продольного амортизатора с помощью тарировочной характеристики
СТМ, полученной при наземных испытаниях. Для определения начальной
скорости в момент первого касания вычисляются поправки на потерю ско-
рости при ударе о конус (по перемещениям боковых амортизаторов) и на
приращение скорости за счет работы РСУ (по продолжительности включе-
ния Агс между срабатываниями датчиков ДК1 и ДК2). Зная время Atc
и определив скорость сближения, легко вычислить боковое смещение точ-
ки первого касания головки штанги о конус Аг. Составляющие этого сме-
щения Ду и Az определяются по знаку и относительной величине отклоне-
ния боковых амортизаторов, тарировочные характеристики которых также
фиксируются при наземных испытаниях.
Подобным образом могут быть приближенно вычислены боковые
и угловые скорости КА в момент касания и при сцепке, а также скорости
разворота; при этом используется дополнительная телеметрическая ин-
формация по угловым скоростям и перегрузкам, возникающим за $чет
взаимодействия КА.
На рис. 7.2 приведены типовые графики изменения телеметрических па-
раметров при проведении стыковки корабля «Союз» со станцией «Салют».
Определенные по этим данным с использованием описанной методики ос-
новные параметры начальных условий равны = 0,36 м/с; Аг = 0,06 м. Ре-
зультаты осмотра и фотографирования следов, оставляемых головкой
Штанги на приемном конусе, подтвердили данные обработки этих измере-
ний; фотографирование проводилось космонавтами после стыковки и от-
крытия крышек переходного туннеля.	1
Телеметрические измерения, фиксирующие в реальном масштабе вре-
мени с высокой точностью такие параметры, как перемещения амортиза-
193
Рис. 7.2. Графики изменения телеметрических параметров
торов, угловые скорости и перегрузки, позволяют воспроизвести работу не
только механизмов СТУ, но и других систем, оказывающих влияние на
процесс стыковки. Например, был детально воспроизведен процесс работы
АПАСа К К «Союз» и действие СУ К К «Аполлон» при второй тестовой
стыковке 19.7.75 (рис. 7.3). Картина процесса воспроизводилась от касания
до сцепки, что, в частности, позволило определить начальные условия при
этой стыковке (1^ = 0,17 м/с, Лф° = 0,7°, Дф° = 2°, Аг = 0,09 м), а также па-
раметры процесса стягивания вплоть до жесткого Соединения стыка.
Рис. 73. График изменения телеметрических параметров прн стыковке кораблей «Со-
юз-19» и «Аполлон»
194
Летные испытания подтвердили достаточность и эффективность блоки-
ровок в выдаче команд, связанных с расстыковкой, а также объема и со-
держания сигнализации на ПК.
При подготовке к летным испытаниям, предполетной проверке техники,
составлении бортовой документации, тренировках экипажей и персонала
управления одним из основных методов является отработка и проверка
действий при возникновении отдельных отказов или отклонений в работе
(нештатных ситуаций).
7.5.	ВИДЫ ИСПЫТАТЕЛЬНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Для воспроизведения реального процесса работы СТУ в'наземных ус-
ловиях при отработке и контрольных проверках используются как универ-
сальное испытательное оборудование, так и специальные простые и ком-
плексные стенды. На стендах воспроизводятся процесс стыковки, работа
амортизаторов, приводов и других элементов СТУ; контролируется их
функционирование. Наибольшие трудности вызывает обычно воспроизве-
дение на Земле движения и взаимодействия КА при стыковке в условиях
невесомости. Поэтому наибольшее внимание уделяется динамическим
стендам.
Кроме динамических для испытаний СТУ создаются различные типы
стендов, с помощью которых проводятся статические испытания, прове-
ряется функционирование агрегатов и измеряются их характеристики,
производится проверка в термобарокамерах и других установках. Соз-
даются приспособления, обеспечивающие обслуживание и проверки агрега-
тов в составе КА.
7.6.	ЗАДАЧИ ДИНАМИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ.
ТИПЫ СТЕНДОВ
Задачами испытаний на динамических сгендах являются проверка
амортизационной системы и воспроизведение процесса стыковки в целом.
При обоих видах испытаний целесообразно воспроизводить экстре-
мальные окружающие условия, влияющие на характеристики амортизато-
ров. К ним относятся прежде всего повышение и понижение температуры,
отчасти вакуум.
В соответствии с двумя основными задачами испытания делятся на
комплексные динамические испытания и на проверки амортизационной си-
стемы и отдельных амортизаторов. Проверка амортизаторов производит-
ся на динамических стендах, воспроизведение процесса стыковки на ком-
плексных динамических стендах (табл. 7.2).
Комплексные динамические стенды являются аналогами математиче-
ских моделей динамики стыковки. Па них воспроизводятся:
основные инерционные, геометрические, жесткостные и некоторые дру-
гие характеристики КА;
относительное движение стыкуемых КА в невесомости;
начальные условия (относительные положение и скорости) в заданном
диапазоне;
взаимодействие СТА;
195
Таблица 7.2
Характеристики динамических стендов
	Воспроизведение процесса							Воспроизведение начальных условий и их погрешности					Условия испытаний				
Виды простых и комплексных стендов	касание - сцепка (чис- ло степеней свободы) = .	ки (число степеней свободы)	стягивание	жесткое соединение	расстыковка	действие РСУ «на подвод»	действие СУ	боковое смещение Ду, Дг, м	продольная скорость П М/С	поперечная скорость м/с	угловые смещения Д9, Дф, Дф, градус	угловые скорости 0, ф, ф, градус/с	ё я о. U Е ! X о я я io R о	давление	Время проведения од- ного испытания, ч	Количество обслужи- вающего персонала, чел.	Примечания
Горизонтальный	ь(1-3)	+ (1)	+ *	+ *	+	+	—	0,03	0,03		—	—	20	норм.	0,5	3	* Без вос- произведе- ния динами- ки
Комплексный с тросо- вой подвеской макетов	+ (5)	+ * (3)	+	+	+	+	+ *	0,03	0,03	0,03	1	-	20	норм.	3	7	* Ограни- ченное
Портативный (для термобарокамеры)	+ (1)	-	+ *	1	+	(+)	-	0,02	0,02	-	-	-	±80	ваку- ум	0,5	3	* Без вос- произведе- ния динами- ки
Гибридный комплексный	+ (6)	+ (3)	+ *	-	-	+	+	0,01	0,01	0,01	0,2	0,05	+ 80	норм.	4	15	* Частичное
действие систем управления;
окружающие условия (вакуум, нагрев и охлаждение конструкции и т. п.).
Для регистрации результатов и их последующего анализа необходимо
провести запись параметров процесса стыковки, работы конструкции и ус-
ловий испытаний. Для выполнения такой сложной комплексной задачи не-
обходимы сложные многоплановые стенды, использующие различные ме-
ханизмы, элементы конструкции и автоматики, приводную и вычислитель-
ную технику, регистрирующую аппаратуру, терморегулирующую и ва-
куумную технику и т.п. Создание и отладка, а также проведение самих
испытаний и обработка их результатов требуют значительных усилий,
средств, времени и высокой квалификации специалистов. Поэтому для
предварительной отработки амортизационной системы и проведения при-
емо-сдаточных испытаний СТМ и СТА необходимы более простые стенды.
Эквивалентные схемы удара являются математическим аналогом этих
стендов, а также их теоретической основой, методом выбора принципиаль-
ной схемы и расчета ее параметров.
Часть стендов создается специально для проведения динамических ис-
пытаний в условиях, имитирующих экстремальные космические и, как пра-
вило, не воспроизводимых при комплексных динамических испытаниях,
к ним относится, прежде всего, вакуум.
Все типы и разновидности стендов имеют свои преимущества и недо-
статки, только их сочетание позволяет рационально построить и провести
достаточно полную отработку и испытания СТУ.
7.7.	КОМПЛЕКСНЫЕ ДИНАМИЧЕСКИЕ СТЕНДЫ
Основной трудностью, которая возникает при создании динамических
стендов, является воспроизведение движения КА с заданными инерционны-
ми и геометрическими характеристиками в условиях невесомости. По спо-
собу воспроизведения этого движения и взаимодействия СТА стенды де-
лятся на два основных типа: 1) механические, использующие полномас-
штабные макеты КА; 2) гибридные, включающие математические модели
и силовые следящие системы для перемещения испытуемых СТА.
Макеты с такими же, как у КА, стыкуемыми массами, моментами инер-
ции и расположением СТА относительно центра масс, с большим или
меньшим воспроизведением распределения масс, жесткости и других ха-
рактеристик, разгружаются от действия сил веса, устанавливаются или
подвешиваются так, чтобы их движение происходило по инерции, так же,
как в невесомости. Известно много различных способов, пассивных и с ис-
пользованием вспомогательных следящих приводов, с обеспечением пере-
мещений по всем шести (или меньше) степеням свободы. Все они, особенно
со следящими приводами, достаточно сложны и громоздки. Опыт исполь-
зования и анализ показывают, что механические стенды обладают опреде-
ленными и очевидными достоинствами (относительная простота, нагляд-
ность, достоверность массовых, геометрических и других характеристик
КА). В то же время комплексный механический стенд обладает рядом не-
достатков, основными из которых являются большие масса и габариты,
Растущие с размерами КА; необходимость создания макетов для каждого
испытуемого КА; ограничения в воспроизведении действия СУ; трудность
нагрева и охлаждения СТА до экстремальных температур.
197
В гибридном комплексном стенде движение КА под действием сил
взаимодействия испытуемых СТА, а также сил и моментов СУ рассчиты-
вается с помощью ЭВМ, которая управляет следящими приводами, осу-
ществляющими относительное движение стыковочных агрегатов.
Основным преимуществом этого стенда является независимость разме-
ров и конструкции стенда от массы, размеров и конфигурации КА, а также
хорошая воспроизводимость действия СУ. Поэтому гибридные стенды
перспективны для отработки стыковки тяжелых КА. Недостатками гиб-
ридного стенда являются сложность испытательного комплекса в целом,
внесение дополнительных искажений в воспроизводимый процесс, обуслов-
ленных работой высокодинамичных мощных приводов.
На комплексных стендах в принципе может воспроизводиться ко-
нечный участок сближения и причаливания, в том числе с участием пилота
[35]. Однако, анализ показывает, что совмещать эти два участка соедине-
ния КА на одном стенде нецелесообразно, так как существенно возрастает
сложность используемых технических средств и значительно увеличивают-
ся размеры стенда. В то же время основные задачи при реализации на-
чальных условий стыковки, которые являются конечными параметрами
сближения, при моделировании этих двух участков существенно различны.
При воспроизведении сближения система управления действует так, чтобы
минимизировать относительные смещения и выдержать номинальную ско-
рость; поэтому отклонения и ошибки здесь обычно небольшие, а испыта-
ния служат для определения возможного разброса начальных условий.
Пользуясь полученными данными, по конечным параметрам сближения
(см. разд. 1.3) определяют критичные сочетания начальных условий, ко-
торые включают максимальные линейные и угловые смещения и экстре-
мальные значения скоростей. При моделировании стыковки выбранные па-
раметры должны точно воспроизводиться.
Приведенные соображения являются основной причиной того, что
сближение и стыковка отрабатываются на разных стендах. При этом сты-
ковка воспроизводится, как правило, без участия пилота. Для более глубо-
кого понимания существа процессов, происходящих при стыковке, особен-
но при наличии ручного управления, целесообразно включение пилотов
в работу на испытательном стенде.
7.7.1.	Комплексные механические стенды. Для отработки ряда СТУ,
в том числе АПАСа использовался комплексный динамический стенд, со-
стоящий из двух макетов КА, которые подвешивались на тросах через
трехстепенные шарниры, расположенные в центрах масс макетов. Подвес-
ка обеспечивает пять степеней свободы перемещения каждого макета, при-
чем горизонтальные составляющие силы тяжести Fir = m/gsin а, где
т,-массы макетов (i= 1, 2); g-ускорение свободного падения; a-угол от-
клонения троса от вертикали, компенсируются с помощью пружинных
механизмов (рис. 7.4). Макеты имеют такие же массы и моменты инерции,
как у стыкуемых КА; воспроизводятся также жесткостные характеристики
отсеков, примыкающих к СТА. Пружинные компенсаторы настраиваются
на собранной установке так, чтобы в тросе компенсаторов создавались
силы, равные F, к = F, г. Параметры механизма выбираются так, чтобы по-
грешность компенсации от расчетного значения не превышала
Компенсаторы могут использоваться также для воспроизведения продоль-
198
Рис. 7.4. Комплексный динамический стенд механического тина:
{-пружинный компенсатор; 2-макет КК «Аполлон»; 3-телекамера; 4-макет КК «Союз»;
5-пусковой замок; 6-пружинный компенсатор с имитатором РСУ; 7-система отвода;
8-пульт управления
ной тяги Fy двигателей РСУ. В этом случае сила компенсатора настраи-
вается на величину
Fj к = nij д sin а — F?.
Разгон до требуемой скорости осуществляется отклонением подвески
на дополнительный угол Да, на котором компенсация силы F,r не дей-
ствует. Величина дополнительного угла Да может быть легко определена
по изменению потенциальной и кинетической энергии макета
mi (^)2/2 = т, gR [cos (а + Да) — cos а],
где R- расстояние от точки подвеса до центра масс макета. Для созда-
ния начальных смещений и требуемого направления относительной скоро-
сти центра масс макета активного КА используется разметка площадки
под макетами. Испытания проводятся обычно только в нормальных усло-
виях. С целью создания перемещений по шестой степени свободы каждого
макета (в вертикальном направлении) подвеска может быть дополнительно
снабжена следящим приводом, который настраивается на величину силы,
равной весу макета пцд.
При испытаниях регистрируются основные параметры процесса (ли-
нейные перемещения макетов, их угловые скорости, перегрузки, перемеще-
ния амортизаторов и др.), а также производится кино- и фотосъемка.
При разработке СТУ для космического комплекса «Джемини»-«Адже-
на», а также на первом этапе работ по проекту «Аполлон» НАСА
и смежные фирмы создали несколько комплексных стендов механического
типа, которые использовались для испытания как масштабных моделей,
так и реальных конструкций [45]. В этих стендах применялись подвески на
тросах и опоры на воздушной подушке; макеты КА закреплялись через
карданные шарниры помещенные в центрах масс макетов; использова-
лись также следящие приводы.
Созданный для отработки СТУ КК «Джемини» стенд содержал габа-
ритно-массовые макеты корабля и ракеты «Аджена», подвешенные на тро-
199
Рис. 7.5. Проект комплексного механиче-
ского стенда (США)
сах длиной 17,2 м. Аналогичные
стенды создавались на начальном
этапе разработки СТУ для КК
«Аполлон»; с опорами на воздушной
подушке и скользящие по льду.
Был проведен сравнительный ана-
лиз некоторых стендов для отработ-
ки стыковки, и описана схема ком-
плексного механического стенда [42]
(рис. 7.5). Для перемещения макетов
предполагалось использовать подвес-
ки, опоры на воздушной подушке
и следящий привод для верти-
кальных перемещений, а макеты обо-
рудовать действующими СУ. Пред-
ложенная схема не была осуществлена, но наглядно продемонстрировала
сложность и громоздкость полномасштабных комплексных механических
стендов, отсутствие их универсальности. На следующих этапах большое
внимание уделялось гибридным комплексным стендам.
7.7.2.	Упрощенные комплексные стенды. Так как при стыковке имеет
значение относительное движение, напрашивается схема с одной подвиж-
ной моделью с эквивалентными инерционными и геометрическими харак-
теристиками; на этой модели устанавливается один СТА, другой стыко-
вочный агрегат при этом закрепляется неподвижно. При воспроизведении
стыковки КК с «тяжелой» станцией такой эквивалентной моделью являет-
ся макет этого КК. При соизмеримых параметрах стыкуемых КК ос-
новные параметры модели тм, /м, гм (рис. 7.6) должны быть такими,
чтобы возможно ближе воспроизводились относительное движение и взаи-
модействие при ударах. Для определения параметров такой эквивалентной
модели рассматривается исходная схема: взаимодействие двух КА, сты-
куемых с помощью СТУ типа «штырь-конус» и представляемых в виде
двух твердых двумерных тел с параметрами т,,	г,- (i = 1, 2). Если выдер-
жать следующие соотношения между параметрами исходной и эквивалент
ной модели:
Рис. 7.6. Исходная (и) и эквивалентная (б) модели в виде одного твердого ’с-,а
200
тм=тх; г^/1ы= £ г?//„
i= 1
где тх- эквивалентная масса при центральном ударе, определяемая выра-
жением (4.12), то эквивалентные массы при центральном ударе и при соос-
ном боковом ударе о конус (pt = р2) для исходной схемы и модели оказы-
ваются равными. При этом равными оказываются также коэффициенты кг
(см. подразд. 5.2.1), определяющие траектории конца штыря внутри кону-
са. Если параметры КА таковы, что выполняется неравенство rjlx # г2//2,
можно так выбрать отношение гм//м, чтобы угловая скорость модели рав-
нялась относительной угловой скорости тел в исходной схеме. Для этого
необходимо, чтобы между параметрами модели и исходной схемы выпол-
нялись следующие дополнительные соотношения:
ГМ —	/г ’	/ 1Г	/г \2 •	'/',1
• Г1/Л r2^2	r2l^
Откуда, в частности, следует, что при 12У>Ц (ПРИ этом г, и г2 одного по-
рядка) rM = rt; IM = Ii.
При угловых смещениях тел от соосного положения при ударах о конус
(Pi Рг) Для равенства параметров т, и А:, исходной схемы и модели необ-
ходимо выполнение следующих соотношений:
ГмДм = Л/1 j + rf//2 (cos2 ₽2/cos2 PJ;
'мДм =	+ fi/h (sin ₽2 cos ₽2/sln Pl cos p J.
Очевидно, что при Pt # P2 одновременное выполнение равенств (7.2) невоз-
можно. Однако эти формулы позволяют подсчи+ать систематическую по-
грешность модели, параметры которой рассчитаны по уравнениям (7.1),
при воспроизведении импульсов и направлений относительных траекторий
точек взаимодействия, определяемых величиной коэффициента кг [см. фор-
мулу (5.10)]. Эта погрешность не превышает обычно 10...15^.
Подвижный макет может быть подвешен или установлен на опоре из-
вестными способами. Стенд оборудуется системой управления и измерения
для регистрации параметров процесса. Габариты и масса такого упрощен-
ного стенда практически в два раза меньше стенда с двумя подвижными
макетами.
Упрощенный стенд с одной подвижной моделью может использоваться
Для испытаний и отработки СТУ там, где не требуется высокой точности
воспроизведения процесса, например для сравнительной оценки различных
типов СТУ.
7.73. Гибридный комплексный динамический- стенд. Гибридный ком-
плексный стенд (рис. 7.7) состоит из вычислителя, электромеханического
приводного стенда, системы управления, системы измерения. Подвижная
платформа стенда (рис. 7.8), имеющая шесть1степеней свободы, с установ-
ленным на ней СТА произвольно перемешается в пространстве с по-
мощью шести следящих гидроприводов, второй СТА устанавливается на
201
Команда управления следящими придодома
Исполнительный стенд
Рис. 7.7. Гибридный комплексный стенд. Принципиальная схема управляющих, вы-
числительных, исполнительных и регистрирующих средств
Рис. 7.8. Гибридный комплексный стенд (исполнительная часть):
7-блрк управления приводами; 2-компенсатор веса кольца АПАСа; 3-камера СТР; 4-гиб-
кий кожух (в поднятом состоянии); 5-подвижная платформа; б-силовой цилиндр привода
202
неподвижном основании стенда через систему датчиков, измеряющих
шесть компонент сил взаимодействия при стыковке.
На начальном этапе перемещения платформы вычислитель управляет
приводами так, чтобы к расчетному моменту первого касания агрегаты за-
няли требуемое относительное положение и имели заданные линейные
и угловые скорости в соответствии с выбранными параметрами начальных
условий. Эти начальные условия используются также в вычислителе при
интегрировании уравнений движения моделируемых КА. В момент перво-
го касания датчики начинают измерять силу взаимодействия, сигналы от
датчиков поступают в вычислитель. Интегрируя уравнения движения КА
под действием сил реального взаимодействия СТА, а также сил и момен-
тов одновременно моделируемых СУ этих КА, вычислитель, работающий
в реальном масштабе времени, непрерывно определяет относительные
координаты двух СТА и выдает команды на следящие приводы, так чтобы
СТА на подвижной платформе отслеживал это вычисленное положение.
Процесс в замкнутом контуре идет непрерывно с воспроизведением си-
ловых взаимодействий, движения между ними, сцепки, демпфирования от-
носительных колебаний, выравнивания и частично стягивания. Как показа-
ла практика, образование жесткого соединения стыковочных шпангоутов
вызывает значительные трудности из-за возникновения высокочастотных
автоколебаний в замкнутом контуре.
Для разгрузки платформы от веса подвижных частей СТМ, в первую
очередь, кольца с направляющими АПАСа имеется механизм с тросовыми
связями и упругими элементами. Вес СТА на неподвижной платформе,
действующий на датчики сил, компенсируется в системе измерения.
Стенд позволяет проводить испытания с нагревом (до 80°С) и охлажде-
нием (до — 80°С) СТА с помощью системы регулирования температуры
в камере, образованной верхней частью силового основания, подвижной
платформой и гибким кожухом.
Подобный гибридный стенд вначале был создан в США при работах по
отработке экспериментального СТУ [39]; стенд позволял сближать мо-
дель активного КА с расстояния 21 м с использованием аппаратуры наве-
дения и ручного управления. В Центре пилотируемых полетов им. Джонсо-
на (НАСА) был создан гибридный комплексный стенд для отработки
Рис. 7.9. Вариант стенда
для отработки СТУ КК
«Аполлон»
I - привод продольного пере-
мещения; 2-приводы враще-
ния по крену; 3-СТМ;
4-приемный конус; 5-при-
воды поперечного перемеще-
ния (по оси у); б-привод
вращения по тангажу;
7-привод вращения по ры-
сканию; 8-привод попереч-
ного перемещения (по оси z)
203
стыковки по лунной программе «Аполлон» [36]. Кинематика стенда была
построена так (рис. 7.9), что следящие гироприводы производили переме-
щение одной платформы с установленным на нем СТА с четырьмя степе-
нями свободы (поперечные перемещения и вращения по тангажу и рыска-
нию), а другая платформа со вторым СТА перемещалась с двумя
степенями свободы (в продольном направлении и по крену). Такая кинема-
тическая схема стенда была очень сложной, кроме того оказалось трудно
обеспечить требуемую жесткость установки платформ. Поэтому при рабо-
тах по ЭПАСу стенд был переделан по описанной выше схеме с одной
подвижной платформой, установленной на шести приводах. За счет услож-
нения преобразований координат, выполняемых вычислителем, кинематика
стенда значительно упростилась и улучшились его динамические характе-
ристики.
Гибридный стенд со всеми входящими системами является сложным
(как по конструкции, так и в эксплуатации) и дорогостоящим техническим
комплексом с целыми рядом прецизионных элементов, однако он обладает
целым рядом достоинств, основными из которых являются:
воспроизведение относительного движения в невесомости с шестью сте-
пенями свободы;
отсутствие ограничений по габаритам и инерционным параметрам КА;
простота моделирования параметров КА в практически неограничен-
ном диапазоне с помощью изменения только коэффициентов уравнений,
решаемых вычислителем;
воспроизведение действий систем управления стыкуемых КА;
потенциальная возможность учета таких характеристик, как упругость
конструкции, жидкое наполнение и т.п.;
возможность проведения испытаний в широком диапазоне температур.
Гибридный комплексный стенд состоит из ряда сложных технических
систем, например мощных электрогидравлических следящих приводов,
обладающих высокими динамическими характеристиками и величиной хо-
да рабочего цилиндра около 2 м. Как показали испытания АПАСа, для во-
спроизведения реального процесса взаимодействия при стыковке с доста-
точной точностью необходима отработка приводами управляющих сигна-
лов с частотами до 10...12 Гц без значительных динамических искажений.
Проведенные оценки показали, что при частоте управляющего сигнала
10 Гц искажения по амплитуде для разомкнутого контура привода не дол-
жны превышать 2 дБ, фазовое запаздывание должно быть не более 70°.
При этом развиваемая приводом максимальная сила равна 125 кН, а ско-
рость штока-до 0,5 м/с. Общая мощность шести приводов составляет
около 150 кВт. Для обеспечения таких характеристик необходимы опти-
мальное построение электрогидравлического блока управления и рацио-
нальная конструкция исполнительного цилиндра. В частности, необходимо,
чтобы не только шток, но и корпус цилиндра имел минимальную массу
и обладал достаточной жесткостью. На характеристики замкнутого конту-
ра привода большое влияние оказывают также частотные характеристики
неподвижного силового основания стенда. Необходимы такая силовая схе-
ма и конструкция основания, которые имеют собственную частоту упругих
колебаний не менее 30...40 Гц.
Сложной задачей является решение уравнений движения моделируемых
204
КА в реальном масштабе времени с достаточной точностью с учетом вре-
менного запаздывания, влияющего на устойчивость и качеово работы
замкнутого контура.
Из-за большой мощности приводов стенда для обеспечения сохранно-
сти оборудования и безопасности персонала необходима система аварий-
ной остановки и стопорения приводов, которая настраивается на срабаты-
вание при отклонениях параметров работы от расчетных значений. Эга
система, состоящая из датчиков измерения параметров стыковки и функ-
ционирования стенда, автоматизированной обработки сигналов и исполни-
тельных клапанов в блоках управления приводами, должна обладать высо-
ким быстродействием (запаздывание не более 0,2 с). Более ста параметров
регистрируется автоматизированной системой измерения.
Управление комплексным стендом производится с нескольких пультов,
обеспечивающих работу приводов, вычислительных машин, регистрирую-
щей аппаратуры, системы терморегулирования, стыковочных arpei атов, те-
ле- и киноаппаратуры. Работа операторов всех пультов координируется
руководителем испытаний.
Настройка, проверка и скоординированное управление всех систем
стенда осуществляются с помощью цифровой вычислительной машины
с автоматическим регистрирующим устройством исходных данных и ос-
новных параметров настройки, включающих инерционно-массовые харак-
теристики КА и начальные условия стыковки. Только при наличии такой
автоматизированной системы можно обеспечить приемлемую продолжи-
тельность подготовки и проведения испытаний (3...5 испытаний в рабочую
смену), а также быстрое обнаружение и устранение неисправностей
и ошибок.
На комплексном стенде возможно проведение тренировок пилотов КА
с целью визуального восприятия картины возможного диапазона относи-
тельных перемещений КА при стыковке и развития навыков управления
двигателями РСУ на «подвод» и «отвод», изменением режимов работы
СУ после первого касания и сцепки (рис. 7.10) [29].
7.7.4. Математическая модель гибридного стенда. При моделировании
стыковки на вход ЭВМ с запрограммированной математической моделью
поступают сигналы, соответствующие шести компонентам силы взаимо-
действия (J = 1 ...6) в системе координат датчиков сил. Эта и другие си-
стемы координат, используемые в модели, показаны на рис. 7.11. Положе-
ние центра О2 подвижной платформы, с которой связана система коор-
динат (O2x2y2z2), определяется вектором Дг21. а скорость се
центра - производной радиуса-вектора г21, определяющего положения цен-
тра масс 2 в системе координат 1 (неподвижной, связанной с основанием
стенда), и относительной угловой скоростью <в21, т.е.
Л^21 = ^21 + [А21](ш21 х г2),
где [А21]-матрица преобразования из 2-й в 1-ю систему координат [см.
формулу (4 2)].
В рассматриваемой модели КА представляются в виде твердых тел (хо-
тя в принципе возможен учет упругости, распределения масс и т. п.), пдэто-
му ЭВМ интегрирует уравнения движения, подобные приведенным в под-
205
Рис. 7.10. Структурная схема испыта-
ний и тренировок космонавтов:
/-имитатор кабины КК; 2-визуальная ин-
формация; 3-стыковочная мишень; 4-те-
лекамера; 3-сигналы от датчиков сил;
6-ЭВМ; 7-управляющие сигналы на при-
воды; 8-сигналы ручного управления
Рис. 7.11. Системы координат для под-
вижной платформы
разд. 4.4.2; моделируется также действие СУ, создающих моменты Й|
и силы продольной тяги РСУ Ff в соответствии с алгоритмом управления
(см. подразд. 4.5.4).
Выходом математической модели (рис. 7.12) являются шесть сигналов
управления следящими приводами ц, вычисляемые по формулам
Ц = kiUj ~lo) + kvib 0 =1 -б).
где lj, /0-текущая и исходная длина j-ro следящего привода; /су,
ку- коэффициенты усиления по положению и скорости. Скорость измене-
ния радиуса-вектора между шарнирами привода I находится как сумма
двух векторов
lj = Д721 + [А21](шп х го;).
Рис. 7.12. Блок-схема математической модели:	►
а-у1лы Эйлера; <о°, <о°-начальные угловые скорости; V®-начальная скорость; ut-команды
на приводы; В-матрица связи между мгновенными угловыми скоростями и скоростями изме-
нения углов Эйлера
206
(o>,h
Вычисление
суммарной
силы на
тела 1
Вычисление
момента
на тела 1
Уравнение
вращательного
движения
тела 1
Модель
системы
управления
телом 2
Модель
системы
управления
телом 1
ы.*п
дп,
Шести -.
степенной
стенд



F9
'2
Вычисление
момента
на тело 2

м29
f<v
Уравнения
поступательного
движения
тела 1
Уравнения
поотупательного
движения
тела 2
с Уравнения .
п1_ вращательного
движения
тела 2
Скорости
приводов
Длины
приводов
_ + I,
hj ' ltj + iyj' lyj * lzj' hj
где raj-вектор из,центра платформы к шарниру j-ro привода. Длина при-
вода находится через ее составляющие в системе координат 1
h = Vljx + lJy + (р’
а скорость ее изменения равна
ij — (fjx ijx + fjy ijy + iji )/ij •
Вычислитель комплексного стенда, на котором испытывались АПАСы
КК «Союз» и «Аполлон», состоял из аналоговой ЭВМ и цифрового диф-
ферс> и< чьного анализатора, решавшего (для повышения точности моде-
лирования) уравнения вращательного движения. Общая погрешность
в воспроизведении параметров процесса оценивалась в 5%. Одним из воз-
можных путей повышения точнЛти является использование ЦЭВМ для
выполнения всех вычислительных операций, однако это требует примене-
ния машин с большим быстродействием.
7.8. ДИНАМИЧЕСКИЕ СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ
АМОРТИЗАТОРОВ
Для испытаний амортизаторов нужны стенды с более простой принци-
пиальной схемой и с простой методикой проведения работ. Эти стенды
можно разделить на два типа: 1) стационарные для испытаний в нор-
мальных условиях; 2) портативные для испытаний в термобарокамерах.
7.8.1. Горизонтальный стенд. Основой этого стенда является тележка,
перемещающаяся по горизонтальным направляющим. Стыковочный меха-
низм при испытаниях устанавливается на тележке, а ответная часть на не-
подвижном основании (рис. 7.13).
Первоначальная модификация стенда имела тележку со сменным гру-
зом массой тт. При воспроизведении центрального удара устанавливается
груз с массбй, равной эквивалентной массе прямого удара, т.е. тт = тх,
а при боковых ударах о конус-с массой тТ = m,sin sin Р2, где опреде-
ляется по формуле (5.7). Можно показать, что на стенде воспроизводится
только первая фаза бокового удара, поэтому при такой схеме испытаний
невозможна полная проверка амортизаторов с определением коэффициен-
та восстановления.
Рис. 7.13. Упрощенный горизонтальный стенд с тележкой:
а - воспроизведение центрального удара; б- воспроизведение бокового удара; / -неподвижное
основание; 2-СТМ; 3-гнездо приемного конуса; 4-тележка с грузом; 5-наклонная плита
208
Рис. 7.14. Горизонтальный стенд с качающимся грузом:
/-основание; 2-наклонная плита; 5-качающийся груз; 4-тележка
С целью устранения этого недостатка и усовершенствования принци-
пиальной схемы был создан стенд с качающимся грузом (рис. 7.14).
Основные параметры стенда с качающимся грузом (масса тележки тг,
момент инерции груза 1Т и радиус-вектор гг) определяются из условия ра-
венства импульсов и коэффициентов к2, определяющих относительные
траектории для исходной схемы (плоский удар двух твердых тел, см. под-
разд. 7.7.2) и модели с качающимся грузом. Значения этих параметров за-
висят от угла между продольными осями тел
1 = / 1 + 1 \ sin(P, +р) + г* sin (Pt-p2)cos(P2 + p)
тг \ml т2 I cosрsin p2 I2 cos psin p,
I
**r _ / 1 | 1 \ COS (Pt +2p) + rj_ + rj cos (Pt -p2)cos(P2 +p)
IT	\ml m2 J cos'pcos(Pt + p) I2 cos pcos(Pj + p)
Если определить параметры стенда при Pt = Р2 (р = 0), т.е. использовать
следующие соотношения:
1	1	1	г?	1	1	г?	г?
— =---+ —=---------+ — + -L + -L
тТ	ml	т2	1Г	ш,	т2	Ц	12
и сохранить их неизменными, то при Pt # Р2 появляется погрешность
в воспроизведении эквивалентной массы и относительных траекторий по
сравнению с исходной схемой. При испытаниях на горизонтальном стенде
эта погрешность не превышает обычно 10% при изменении Pt — Р2 в диа-
пазоне +15°. Для более точного воспроизведения основных параметров
пц и к, в принципе возможна перенастройка стенда с изменением тТ и 7Г
при испытаниях под различными углами. Из первой формулы (7.3), в част-
ности, следует, что испытания при центральном ударе проводятся без
перенастройки стенда (шг = тх).
Воспроизведение относительных траекторий позволяет эксперименталь-
но определять коэффициент восстановления путем зариси траекторий дви-
жения головки до удара о наклонную плоскость и после удара (рис. 7.15)
по формуле, полученной из выражения (4.11),
= tgeK(i +^1tgeH)
tgeK(i - /cttge*) ’
209
r „	Рис. 7.15. Воспроизведение относительных траекторий при
„	ударах о наклонную плоскость на горизонтальном стенде
“/,’5	с качающимся грузом:
/-наклонная плоскость; 2-участок скольжения; 3-траектория
ЛкЛЗт-З	движения головки после удара (к = 0,5 кН/(м/с)^4-то же при
'/hSX	к =3,5 кН/(м/с); 5-траектория движения головки до удара
д_________________________________________________
*К--5
где 6Н и 0* - начальный и конечный углы наклона
лК. траекторий. Методика этих испытаний достаточно
tyk проста, поэтому они обычно включаются в кон-
1 трольные проверки СТМ.
Для экспериментальной проверки амортизации разворота после сцепки
может применяться горизонтальный стенд с дополнительным приспособ-
лением. Его параметры (масса тележки тг, размер рычага гр) выбираются
из условия равенства эквивалентного момента инерции 10, определяемого
по формуле (4.28), и момента инерции, груза относительно точки сцепки,
т. е. 10 = лиг Гр. Скорость разгона при проверке максимальной энергоемко-
сти угловых амортизаторов определяется по максимальной скорости раз-
ворота после сцепки со, — ю2, т. е.
Ег = ((о?-(ос2)/гр.
Разгон тележки на горизонтальных стендах осуществляется с помощью
«падающего» груза с тросовой связью. Этот груз, масса которого может
изменяться, используется также для испытаний привода СТМ под нагруз-
кой. Стенд снабжен системой измерения параметров перемещения, скоро-
сти тележки и качающегося груза, сил и перегрузок при ударах, парамет-
ров работы амортизаторов и других узлов СТМ. Испытания на стенде
проводятся в нормальных условиях.
7.8.2. Горизонтальный стенд для АПАСа. Большая сложность процесса
амортизации с периферийным СТМ, чем при стыковке по схеме «штырь—
конус», обусловили усложнение принципиальной схемы стенда для испы-
таний АПАСа (рис. 7.16). Для воспроизведения амортизации при смеще-
ниях по крену на тележке стенда установлен дополнительный груз. Мо-
мент инерции этого груза 1ТХ определяется по известной формуле (см.
подразд. 5.6.5)
1Дгх = 1//.XI + 1Дх2-
На планшайбе груза установлен один из испытуемых АПАСов, второй
агрегат закрепляется на переходнике качающегося груза. Ось качающегося
груза размещена на неподвижном основании. За счет изменения положения
переходника проводятся испытания при разных углах ф* между про-
дольными осями агрегатов в момент касания колец с направляющими;
этот случай, сводящийся к взаимодействию колец, как было показано
в подразд. 5.6.3, является существенным для АПАСов. Другие параметры
стенда определяются с использованием формул (7.3). Таким образом, стенд
имеет три степени свободы и позволяет проводить стыковку при раз-
210
Рис. 7.16. Горизонтальный стенд для АПАСа:
/-качающийся груз; 2 - компенсатор веса кольца; 3-активный АПАС; 4-пассивный АПАС;
5-груз, вращающийся по крену; 6-спусковой механизм; 7-имитатор РСУ
личных начальных условиях с воспроизведением пяти основных случаев
взаимодействия: 1) центрального удара; 2) ударов с креном; 3) направ-
ляющих между собой; 4) направляющих о кольцо; 5) удара кольцами.
Для разгона тележки и создания нагрузки на привод СТМ используется
принципиальная схема с «падающим» грузом, подобная описанной выше.
Имеется дополнительный механизм с тросовой связью и система
управления его стопорением и сбросом для имитации тяги продольных
двигателей РСУ, способствующей сцепке. Величина эквивалентной тяги
определяется по приближенной формуле Fj3 = Fjm2/(m1 +т2) (см. под-
разд. 5.6.3), и ее действие включается по сигналу касания с датчиков
АПАСа, в случае необходимости с заданным временным запаздыванием.
7.83. Портативные динамические стенды. Ограниченные объемы термо-
вакуумных камер привели к созданию стендов, имеющих уменьшенные га-
бариты, что, в свою очередь, выдвигает определенные требования к их
принципиальной схеме.
С целью существенного уменьшения габаритов стендов для воспроизве-
дения движения эквивалентной массы используются маховики и преобра-
зователи вращательного движения в поступательное. Величина момента
инерции маховика 7М определяется из равенства кинетических энергий дви-
жения эквивалентной массы тэ и вращения маховика и подсчитывается по
формуле
/м =»b(s/2nip)2,
где s-шаг винта; ip-передаточное отношение редуктора.
При испытаниях на этих стендах обычно воспроизводится центральный
удар (для СТУ типа «штырь-конус») или его разновидности (для
АПАСов), поэтому эквивалентная масса т? равна массе при центральном
ударе /Из = тх. Для воспроизведения удара со скоростью маховик рас-
кручивается до угловой скорости о/м:
Юм = Inip V°/s.
211
Рис. 7.17. Динамический стенд для испы-
таний АПАСа в термобарокамере:
/-подвижная ферма; 2-привод наклона; 3-те-
пловой экран; 4 -испытуемый АП АС; 3-ответ-
ное кольцо; б-шарнир; 7-противовес, Я-ими-
татор инерционности
Для соединения маховика, ко-
торый предварительно разгоняется
электродвигателем до заданной ско-
рости, с ведомым элементом имеется
управляемая муфта. Момент муфты
Ммт рассчитывается из условия со-
здания максимально возможной
силы удара, т. е.
При испытаниях регистрируется
скорость вращения маховика Ом, па-
раметры СТМ (деформация аморти-
затора и ее производные), сила удара
оценивается по величине ускорения
маховика или с помощью датчиков
сил.
Портативный стенд с маховиком для испытания АПАСа (рис. 7.17) по-
зволяет воспроизводить следующие случаи взаимодействия: 1) цент-
ральный удар; 2) удар с креном; 3) двух колец между собой. Кроме того
на стенде можно проводить испытание привода СТМ (при этом нагрузка
создается с помощью пружин) а также проверять работу замков стыковоч-
ного шпангоута и контролировать герметичность стыка в условиях
термобарокамеры.
Установка пассивного СТА или его эквивалента, с которым стыкуется
испытуемый АПАС, под различными углами производится с помощью
двух дистанционно управляемых приводов. Стенд имеет электрический на-
греватель, встроенный в его конструкцию, а для охлаждения используется
криогенный холодильник барокамеры; испытания могут проводиться
в диапазоне температур + 80' С. С помощью системы измерений регистри-
руются перемещения ходового винта, амортизаторов, скорости перемеще-
ния этих элементов и их температуры, а также сила удара.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Базовский И. Надежность. Теория и практика. М.: Мир, 1965. 254 с.
2.	Бердичевский Б.Е. Вопросы обеспечения надежности РЭА при разработке.
М.: Сов. радио, 1977. 384 с.
3.	Бушуев К.Д. Технология стыковки (стыковка в космических проектах буду-
щего).-Наука и жизнь, 1973. № 4. с. 6-16.
4.	Вспомогательные системы ракетно-космической техники: Пер. с англ./Под
ред. И. В. Тишунина, М.: Мир, 1970. 400 с.
5.	Вудсон У., Конвер Д. Справочник по инженерной психологии. М.: Мир, 1968.
520 с.
6.	Гнеденко Б. В., Беляев Ю. К., Соловьев А. Д. Математические методы в тео-
рии надежности. М.: Наука, 1965. 524 с.
7.	Журавлев Ю.П. На восьми замках-Авиация и космонавтика, 1979, №9,
с. 38-39.
8.	Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. М.: Мир, 1975. 544 с.
9.	Инженерный справочник по космической технике/Под ред. А. В. Солодова.
М.: Воениздат, 1969. 696 с.
10.	Колесников К. С.. Козлов В. И., КокушкинВ.В. Динамика разделения сту-
пеней летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1977. 224 с.
11.	Конструкция и расчет зубчатых редукторов. Справ, пособие. М.-Л.: Маши-
ностроение, 1971. 328 с.
12.	Космодром/Под ред. А. П. Вольского. М.: Воениздат, 1977 309 с.
13.	Космонавтика. Маленькая энциклопедия/Под ред. В. П. Глушко. М.: Сов.
энциклопедия, 1970. 610 с.
14.	Лебедев А. А., Соколов В. Б. Встреча иа орбите. М.: Машиностроение, 1969.
366 с.
15.	Легостаев В.П., Ра у шенбах Б. В. Автоматическая сборка в космосе-Косми-
ческие исследования, 1969, VII, № 6, с. 56-59.
16.	Моделирование на ЭВМ динамики стыковки КК «Союз» и «Аполло-
н»/А. И. Акименко, X. А. Баева, А.Ф. Лебедев и др. ИПМ АН СССР. Препринт
№ 57, 1975. 40 с.
17.	На благо всего человечества (специальный выпуск). М.: Известия, 1978.
303 с.
18.	Новиков Н. Операция ОДУ. Наука и жизнь, 1979, № 7, с. 27-32.
19.	Павлов Б.И. Шариковинтовые механизмы в приборостроении. М.-Л.: Ма-
шиностроение, 1968. 136 с.
20.	Поляков В.С., Барабаш И.Д. Муфты. М.-Л.: Машиностроение, 1973. 336 с.
21.	Раушенбах Б. В.. Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппара-
тов. М.: Наука, 1974. 600 с.
22.	«Салют» на орбите/Коллектив авторов. М.: Машиностроение, 1973. 160 с.
23.	Семенов Ю. П.. Горшков Л. А. Станция «СаЛют-6»: дом, лаборатория, ма-
шина-Наука и жизнь, 1981, № 4, с. 44-53.
24.	Сентюрихина Л.Н., Опарина Е.М. Твердые дисульфид-молибденовые смаз-
ки. М.: Химия. 1966. 152 с.
25.	«Союз» и «Аполлон»/Под ред. К.Д. Бушуева. М.: Политиздат, 1976. 271 с.
26.	Сыромятников Р.С. Особенности стыковки КК «Союз» и «Аполлон» с по-
мощью АПАС.-Труды XXIV конгресса ИФАК, Ереван, 1973, с. 121-127.
27.	Сыромятников В. С. Метод исследования соударения КК при стыковке.—
Космические исследования. 1975, XIII, № 2, с. 163-170.
28.	Сыромятников В. С. Исследование амортизации стыкуемых КК после сцеп-
ки,-Космические исследования. 1976, XIV, № 2, с. 220-229.
213
29.	Сыромятников В. С. Андрогинное периферийное стыковочное устройство
для ЭПАСа и в будущем. Доклад на X конгрессе МАФ, США, 1976.
30.	Сыромятников В. С. Стыковка на орбите.-Авиация и космонавтика, 1981,
№ 5, с. 42-43, № 6, с. 40-41..
31.	Сыромятников В.С. Математические модели динамики стыковки-Косми-
ческие исследования, 1982, XX, № 3, с. 363-375.
32.	Сыромятников В. С., Хайруллин И. X. Магнитоэлектрическое демпфирова-
ние в амортизаторах стыковочных механизмов-Космические исследования. 1977,
XV, № 4, с. 554-558.
33.	Bloom К.A., Cambell G.E. The Apollo docking system-Proc, of the 5-th AMS,
USA, 1970, p. 3-8.
34.	Callahan J. A., Nolting R. K. The development of the Gemini docking system.
SAE Preprints, s a. N857E.
35.	Callihan J. C. Two simulation facilities for project Gemini.-AlAA/NASA, 3-rd.
MSPM, 1964.
36.	Dorland W.D. Dynamic testing of docking system hardware-Proc, of the 7-th
AMS, USA, 1972, p. 203-211.
37.	Fuchs H. 0. Minimum weight springs - Proc, of the 3-rd AMS, USA, 1968,
p. 27-36.
38.	Henley E. J., Kumamoto H. Reliability Engineering and Risk Assessment.
Prentice-Hall, Inc., 1981, p. 568.
39.	Johnson B„ Weiner S. Hybrid Apollo docking simulation - Proc, of ’he FACC,
USA, 1967.
40.	Johnson C. G. Engineering principles to assure compatible docking between iu-
ture spacecraft of USA and USSR.-XXIV IFAC, Baku, 1973, p. 1-23.
41.	Jones J.C. Neuter docking-mechanism study-Proc, of the 6-th AMS, USA,
1971, p. 43-49.
42.	Lahde R. H.. Lebold J. W. Zero-G testing of satellite inspection mechanis-
m.-Proc. of the 1-st AMS, 1966, p. 251.-262.
43.	Langley R.D. The'Apollo 14 docking anomaly-Proc, of the 7-th AMS, USA,
1972, p. 191-202.
44.	Meyer P.H. Gemini/Agena docking mechanism-Proc, of the 1-st AMS, USA,
1966, p. 8190.
45.	Nolting R. K. Simulation of orbital mooring by means of dynamically scaled
models-AlAA/ASD Symp., 1963.
46.	Rennie В. B. Some experimental results in docking dynamics obtained from
model tests-Journal of Spacecraft and Rockets, 1966, vol. 3, N 1.
47.	Schliesing J. A. Dynamic analysis of Apollo-Salyut/Soyuz docking - Proc, of the
7-th AMS USA, 1972, p. 47-58.
48.	Syromyatnikov V.S. Docking Mechanism Attenuation with Electromechanical
Damper-Proc, of the 5-th AMS, USA, 1970, p. 43-58.
49.	Syromyatnikov V.S. Docking Devices for Soyuz-type Spacecraft.-Proc, of the
6-th AMS, USA, 1971, p. 143-150.
50.	Syromyatnikov V.S. Docking system of androgynous and peripheral type-Proc,
of the 7-th AMS, USA, 1972, p. 27-36.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие .	.	.............. 3
Введение.............. .....	.......... ...	4
Глава 1. Технические средства стыковки космических аппаратов	8
1.1.	Основная терминология........................................ 8
1.2.	Требования, функции и операции. Структура стыковочного устрой-
ства ..........................................................    9
1.3.	Система стыковки.........................................    10
1.4.	Начальные условия при	стыковке.............. ...	12
1.5.	Созданные стыковочные устройства и их особенности .	. .	.	17
Глава 2. Принципиальные конструктивные схемы стыковочпях устройств .	44
2.1.	Классификация стыковочных устройств .	44
22.	Общие вопросы................................ .	.	45
2.3.	Вопросы надежности стыковочных устройств .	. . .	47
2.4.	Обеспечение совместимости и андрогинности ....	54
2.5.	Основные группы механизмов и элементов СТУ.............  .	56
2.6.	Стыковочные устройства типа «штырь-конус» .	........... 61
2.7.	Периферийные стыковочные устройства......................... 63
2.8.	Сравнительный анализ принципиальных схем стыковочных механиз-
мов ...................'....................................      67
2.9.	Резервирование в принципиальных схемах ......	70
Глава 3. Вопросы конструирования стыковочных устройств............... 73
3.1.	Требования к конструкции СТУ. Общие вопросы проектирования 73
3.2.	Общая компоновка. Корпусы стыковочных агрегатов ...	76
3.3.	Замки стыковочного шпангоута................................ 78
3.4.	Конструирование стыковочных механизмов...................... 84
3.5.	Основные элементы СТУ	................. .	94
3.6.	Уплотнения герметичных конструкций .	. . ................. 106
3.7.	Смазочные материалы в стыковочных устройствах.............  109
3.8.	Обеспечение температурных условий стыковочных агрегатов . НО
Глава 4. Динамика стыковки. Математические модели . ................ 113
4.1.	Задачи и разновидности математических моделей .	113
4.2	Структуры моделей, допущения, системы координат .	114
4.3.	Модели для СТУ «штырь-конус»............................... 116
4.4.	Математические модели для периферийных устройств .......... 121
4.5.	Модель с учетом инерционности амортизаторов .......	130
Глава 5. Упрощенные математические модели динамики стыковки. Расчет
амортизационных систем ...........................................   133
5.1.	Задачи, решаемые с помощью упрощенных моделей.............. 133
5.2	Эквивалентные математические модели амортизации до сцепки . .	133
5.3.	Эквивалентные математические модели амортизации после сцепки 139
5.4.	Требования к амортизационным системам...................... 147
5.5.	Амортизационные системы стыковочных устройств «штырь-конус» 148
5.6.	Амортизационные системы периферийных стыковочных устройств 157
Глава 6. Элементы амортизаторов. Электромеханическое демпфирование .	169
6.1.	Энергопоглощающие элементы................................. 169
215
6.2.	Пружинные механизмы...................................... 172
6.3.	Фрикционный самонастраивающийся тормоз................... 175
6.4.	Электромеханическое демпфирование.........................175
6.5.	Гидропневмоамортизаторы.................................. 182
Глава 7 Испытания стыковочных устройств. Стенды для наземных испытаний 185
7.1.	Задачи. Виды испытаний . ........................ 185
7.2.	Этапы создания и отработки ...	............... ....	186
7.3.	Испытания и надежность........................... 187
7.4.	Содержание и объем испытаний ...........	188
7.5.	Виды испытательного оборудования................. 195
7.6.	Задачи динамических испытаний. Типы стендов .	.....	195
7.7.	Комплексные динамические стенды.................. 197
7.8.	Динамические стенды для испытаний амортизаторов...208
Список литературы................._.......................213
ИБ № 3848
Владимир Сергеевич Сыромятников
СТЫКОВОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Редактор Е. И. Кравченко
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор Т. С. Старых
Корректор Н. Г. Богомолова
Обложка художника В. Д. Дмитриади
Сдано в набор 01.03.83. Подписано в печать 19.10.83. Т-17452.
Формат 60 х 90*/1*. Печать офсетная. Бумага офсетная № 2. Гарнитура литературная.
Усл.печ.л. 13,5. Усл.кр.-отт. 13,75. Уч.-издл. 15,21.
Тираж 916 экз. Заказ 288. Цена 75 к. Зак. Тил.Х’в (14
Ордена трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение»,
107076. Москва, Б-76, Стромынский пер.. 4
Отпечатано в Московской типографии № 9 Союзполнграфпрома
при Государственном комитете СССР по делам издательств. поли1 рафин
н книжной торговли, Москва, Волочаевская ул.. 40 с диапозитивов,
изготовленных в Можайском полиграфкомбинате Союзполнграфпрома прн
Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфии н
книжной торговли, г. Можайск, ул. Мира, 93.