Техника космических полетов - Елисеев А.С.

Автор: Елисеев А.С.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) космические аппараты
Год: 1983
Похожие
Космическая академия
Оптические приборы наведения и ориентации космических аппаратов
Космические крылья
Космонавтика. Краткий справочник Т.1. Космонавтика СССР России
Текст
                    А.С. Елисеев
Техника космических полетов

А.С. Елисеев
Назначение ПКА
Компоновочные схемы ПКА
Системы управления движением
Системы управления спуском
Системы реактивных двигателей
управления движением
Системы обеспечения
жизнедеятельности экипажа
Космические скафандры
Системы терморегулирования
Системы электроснабжения
Система управления бортовыми
системами
Радиотехнические системы
Стыковочные агрегаты
Комплекс средств приземления
Научная аппаратура
Этапы создания ПКА

Техника
космических
полетов
Москва «Машиностроение» 1983

ББК 39.62
Е51
УДК 629.78
Рецензент чл.-корр. АН СССР Б. В. Раушенбах
Елисеев А. С.
Е51 Техника космических полетов. — М.: Машиностроение,
1983. — 307 с., ил.
В пер.: 1 р. 70 к.
Изложены основы проектирования околоземных пилотируемых космиче¬
ских аппаратов (ПКА). Приведены основные требования, предъявляемые к кон¬
струкции, компоновочным схемам аппаратов и к бортовому оборудованию. Рас¬
смотрены принципы действия существующих и перспективных систем, их струк¬
турные схемы, основные параметры, функциональные схемы элементов. Расска¬
зано о методах обеспечения надежности, о этапах создания ПКА и их наземной
отработке.
Для инженеров, специализирующихся в области космической техники.
Е
3607000000-157
038 (01)-83
157-83
ББК 39.62
6Т6
© Издательство «Машиностроение», 1983 г.

ПРЕДИСЛОВИЕ
Космические полеты открыли человечеству принципиально новые
и весьма перспективные возможности в решении многих научных
и хозяйственных задач и прочно заняли одно из ведущих мест
в созидательной деятельности людей. Они позволили выйти за
пределы малопрозрачной атмосферы и увидеть весь спектр излу¬
чения Вселенной. С помощью космических аппаратов проводятся
глобальные наблюдения за земной поверхностью, обеспечивается
дальняя беспроводная телефонная и телевизионная связь, осуще¬
ствляется оперативный контроль погоды.
Очевидно, что со временем круг решаемых в космосе задач
будет расширяться. Ученые уже сегодня думают о создании в око¬
лоземном пространстве новых видов производств, о космических
энергетических станциях, о беспроводных системах передачи
энергии. Вместе с этим будет развиваться космическая техника
и расти число космических профессий.
Особое место в космической программе занимают пилотиру¬
емые полеты. Такие полеты требуют более сложного обеспечения,
чем беспилотные. Однако существуют задачи, в которых человека
нельзя или нецелесообразно заменять автоматом. Люди будут
летать в космос для проведения научных исследований, для
разработки технологии выполнения тех или иных работ, для
сборки крупных конструкций на орбите, а может быть, и для
обслуживания долговременных беспилотных аппаратов.
Настоящую книгу автор предлагает тем, кто решил участво¬
вать в одном из самых увлекательных направлений космонав¬
тики — в создании пилотируемых космических аппаратов (ПКА),
он стремился ее сделать также доступной широкому кругу чита¬
телей. Современный ПКА имеет весьма сложное устройство. В его
состав входят различные системы регулирования, научная аппа¬
ратура, информационные устройства, системы радиосвязи и т. д.
На корпусе ПКА устанавливается много управляемых элементов
конструкции. Все эти средства объединяются в единый комплекс
и во время полета функционируют согласованно друг с другом.
Поскольку элементы бортового оборудования должны между собой
6
ПРЕДИСЛОВИЕ
взаимодействовать, разработку каждого из них следует вести не
изолированно, а с учетом характеристик тех устройств, с которыми
осуществляется взаимодействие. Приступая к проектированию
какой-либо системы или прибора, инженер должен иметь пред¬
ставление о том, как устроен весь ПКА. Такие знания, позво¬
ляют, с одной стороны, понять физический смысл ограничений,
накладываемых на бортовую аппаратуру, а с другой — выявить
все те возможности, которыми целесообразно воспользоваться
при выборе ее конструкции, функциональной схемы или пара¬
метров. Автор счел полезным написать книгу, в которой были бы
приведены общие сведения о принципах построения всех основных
составных частей ПКА. В предлагаемой читателю книге рассма¬
триваются только околоземные ПКА, так как только они нашли
широкое практическое применение.
Автор выражает искреннюю благодарность В. И. Феодосьеву,
посоветовавшему написать эту книгу, а также Б. В. Раушенбаху,
взявшему на себя труд рецензирования книги и сделавшему ряд
полезных замечаний. Кроме того, автор благодарит О. М. Син-
церовскую, оказавшую большую помощь при оформлении книги.
Автор просит все критические замечания и пожелания направ¬
лять по адресу: 107076, Москва, Б-76, Стромынский пер., д. 4,
издательство «Машиностроение».

ВВЕДЕНИЕ
Космическое пространство издавна привлекало внимание людей.
Человек стремился увидеть своими глазами мир, который окру¬
жает Землю, узнать можно ли в этом мире жить и может ли он
приносить пользу людям.
Реальная возможность полета человека в космос появилась
после того, как были созданы ракеты, позволяющие выводить
на космические орбиты достаточно большие полезные грузы.
В Советском Союзе к проектированию первого пилотируемого
космического корабля «Восток» приступили в конце 50-х годов.
Тогда пришлось решать много принципиально новых технических
проблем, связанных в основном с уникальными условиями косми¬
ческого полета. Большая удаленность от Земли, высокая скорость
полета, наружный вакуум, невесомость, открытая солнечная
радиация, микрометеорные потоки — все это предъявляло особые
требования как к конструкции корабля, так и к его бортовому
оборудованию.
Специалистам предстояло создать автономные системы ориен¬
тации, которые использовали бы в качестве ориентиров Землю
и Солнце; реактивные двигатели, запуск которых мог осущест¬
вляться в невесомости; решить проблему обеспечения нормаль¬
ного теплового режима корабля; создать системы приземления,
радиоконтроля орбиты, дистанционного управления кораблем
с Земли и т. д. Новый подход требовался к разработке даже таких
систем, которые и ранее использовались в нашей технике: радио¬
связи, телевидения, энергоснабжения, обеспечения заданного
состава атмосферы. Теперь к ним были предъявлены более жесткие
требования по надежности, массе, габаритам и энергопотреб¬
лению.
Большой изобретательности потребовал выбор компоновочной
схемы корабля: при весьма ограниченных общей массе и габаритах
разместить на корабле все необходимое оборудование и обеспечить
приемлемые условия пребывания космонавта. Выход нашли в том,
что корабль разделили на два отсека и только один из них —
спускаемый аппарат — сделали спасаемым. На первом этапе
8
ВВЕДЕНИЕ
спускаемому аппарату придали форму шара — это позволило
отказаться от специальной системы управления спуском в атмо¬
сфере. Корабль после работы тормозного двигателя разделялся на
отсеки и входил в плотные слои атмосферы. Неспасаемая часть
не имела теплозащиты и поэтому сгорала в верхней атмосфере,
а спускаемый аппарат, покрытый специальной теплоизоляцией,
снижался по баллистической траектории.
Интересно была решена проблема приземления. Поскольку
достаточного опыта в работе парашютных систем с большими
грузами не имелось, в спускаемом аппарате установили две разных
системы приземления. Основная, предназначенная для посадки
только космонавта, имела самолетную схему — катапультируемое
кресло и индивидуальные парашюты. Вторая система, состоящая
из каскада больших парашютов, обеспечивала посадку всего спу¬
скаемого аппарата. Космонавт мог приземляться как индивиду¬
ально, так и в спускаемом аппарате. В первом случае тормозной
парашют второй системы вводился до катапультирования и обес¬
печивал предварительное гашение скорости аппарата, а основной
купол раскрывался позже.
Первый полет человека в космос состоялся 12 апреля 1961г.
Его совершил советский гражданин Юрий Алексеевич Гагарин.
В то время не было уверенности, что космонавт справится с психо¬
логической нагрузкой и сохранит работоспособность, поэтому
полет был запланирован на один виток и все управление кораблем
осуществлялось автоматически.
На случай возникновения непредвиденной ситуации на ко¬
рабле имелась и система ручного управления, но включение ее
было заблокировано специальным кодовым замком. Предполага¬
лось, что космонавт сможет воспользоваться этой системой толь¬
ко после выполнения определенной последовательности опера¬
ций, которая позволит контролировать правильность его логи¬
ческого мышления.
Полет Ю. А. Гагарина ответил на один из важнейших вопросов
космонавтики. Он показал, что человек может жить и работать
на космическом корабле. В том же 1961 г. Г. С. Титов успешно
осуществил суточный полет на корабле «Восток-2», а в 1962—
1963 гг. П. Р. Попович, А. Н. Николаев и В. Ф. Быковский на
кораблях «Восток-3», «Восток-4» и «Восток-5» выполнили соот¬
ветственно трех-, четырех- и пятисуточные космические полеты.
Во время этих полетов были получены более детальные сведения
о состоянии здоровья космонавтов, об особенностях работы,
отдыха, приема пищи, сна в условиях полета, проверена возмож¬
ВВЕДЕНИЕ
9
ность осуществления ручного управления кораблем, проведены
первые эксперименты по наблюдению и фотографированию Земли
из космоса.
В 1963 г. космический полет на корабле «Восток-6» совершила
первая женщина-космонавт В. В. Терешкова. Успех этого полета
подтвердил мнение медиков, что женский организм, так же как
и мужской, вполне способен справиться с условиями пребывания
в космосе.
Полеты на кораблях «Восток» были первыми шагами в пило¬
тируемой космонавтике, но уже они с очевидностью показали, что
участие человека в космических полетах может приносить большой
эффект в решении многих научных и хозяйственных задач.
Из анализа характера предстоящей деятельности космонавтов
следовало, что для достижения высокой эффективности полетов
численность экипажа надо увеличивать. В 1964 г. на базе корабля
«Восток» был создан новый трехместный космический корабль
«Восход». Для повышения надежности схода с орбиты на нем было
установлено два тормозных двигателя. Кроме того, была обеспе¬
чена достаточно высокая надежность приземления экипажа в спу¬
скаемом аппарате, поэтому катапультируемые кресла не уста¬
навливались. На «Восходе» впервые для снижения скорости
приземления была применена система мягкой посадки с реактив¬
ным двигателем.
Полет корабля «Восход» с тремя космонавтами на борту сос¬
тоялся в октябре 1964 г.
Следующий вопрос, который интересовал специалистов, ка¬
сался возможности пребывания человека вне корабля — в от¬
крытом космическом пространстве. Разумеется, имелось в виду,
что человек при этом должен иметь средства индивидуальной за¬
щиты от вакуума и радиации. Было очевидно, что выход человека
из корабля может оказаться крайне желательным, а в некоторых
ситуациях и жизненно необходимым. Он может потребоваться
для выполнения наружных ремонтных работ, осуществления
сборки крупных конструкций, перехода из одного корабля в дру¬
гой и т. д. Но оставалось неясным, сможет ли человек преодолеть
еще один психологический барьер и покинуть корабль, сможет
ли он ориентироваться в открытом космосе и какие средства нужно
создать для его работы вне корабля. Для ответа на эти вопросы
был запланирован выход в открытый космос во время полета ко¬
рабля «Восход-2»'с экипажем в составе космонавтов’ П. И. Бе¬
ляева и А. А. Леонова. Подготовка к этому эксперименту потре¬
бовала решения ряда новых сложных технических задач. Нужно
10
ВВЕДЕНИЕ
было создать разворачиваемую в космосе шлюзовую камеру с
системой шлюзования; скафандры, предназначенные для работы
в открытом- космосе; индивидуальные системы обеспечения
жизнедеятельности космонавтов; средства фиксации космонавта
на наружной поверхности корабля.
И вот, 18 марта 1965 г. космонавт А. А. Леонов осуществил
выход в открытое космическое пространство. Он находился вне
корабля в течение 12 мин. За это время А. А. Леонов неоднократно
отходил от корабля, меняя свое положение в пространстве, и снова
возвращался к выходному люку.
Полет на «Восходе-2» показал, что работать вне корабля можно,
и подтвердил правильность основных инженерных решений,
положенных в основу обеспечения выхода.
Таким образом, к 1965 году было накоплено довольно много
сведений о том, какие работы человек может выполнять в космосе
и как эти работы могут быть обеспечены. К тому времени корабли
типов «Восток» и «Восход» свои задачи выполнили, и у нас
в стране было начато проектирование нового космического
корабля «Союз».
Корабль «Союз» был предназначен для проведения более
широкой программы исследований как в условиях автономного
полета, так и в состыкованном состоянии с другими космическими
аппаратами. Поэтому на нем были заложены большие возможности
по обеспечению жизнедеятельности экипажа, управлению дви¬
жением, энергоснабжению, размещению научной аппаратуры
и т. д.
Конструкция корабля «Союз» существенно отличается от кон¬
струкции кораблей «Восток» и «Восход». Здесь имеются уже два
жилых отсека. Один из них — орбитальный —может быть исполь¬
зован в качестве космической лаборатории, а второй — спуска¬
емый аппарат — выполняет функции кабины управления и обес¬
печивает возвращение экипажа на Землю. Спускаемый аппарат
имеет сегментально-коническую форму, что позволяет при полете
в атмосфере создать условия для возникновения подъемной силы.
Это дает возможность осуществлять планирующий спуск и вы¬
полнять маневры при снижении. Предусмотрена возможность
установки на корабле крупногабаритных научных приборов,
солнечных батарей, стыковочного узла, средств шлюзования и
другого оборудования в зависимости от конкретных задач
полета.
Система управления позволяет произвольным образом ориен¬
тировать корабль в пространстве, корректировать орбиту, осу¬
ВВЕДЕНИЕ
11
ществлять его сближение с другими космическими аппаратами
и управлять спуском в атмосфере. Для двигателей малой тяги
впервые применено жидкое топливо, что значительно повысило
экономичность управления.
Пилотируемые полеты на кораблях «Союз» были начаты
в 1967 г. На первом этапе они посвящались в основном отработке
бортовых систем. В автономных и групповых полетах были прр-
верены все режимы управления кораблем, выполнена стыковка
двух кораблей на орбите, осуществлен выход космонавтов в от¬
крытое космическое пространство и переход через открытый
космос из одного корабля в другой.
После экспериментального подтверждения проектных харак¬
теристик корабли начали использоваться для решения целе¬
вых задач.
В 1970 г. на корабле «Союз-9» был выполнен восемнадцати¬
суточный полет с целью изучения особенностей длительного пре¬
бывания человека в условиях космоса. Полет завершился успешно,
однако результаты медицинского обследования космонавтов по¬
казали, что невесомость отрицательно влияет на многие системы
организма и для дальнейшего увеличения длительности поле¬
тов потребуется существенно усовершенствовать средства про¬
филактики.
В 1971 г. в советской космонавтике произошло большое со¬
бытие — была создана первая орбитальная пилотируемая станция
типа «Салют». С этого времени корабли «Союз» начали регулярно
использовать в качестве транспортного средства доставки экипа¬
жей на станцию.
Станция принципиально отличается от корабля тем, что она
не прекращает своего полета после окончания работы на ней
экипажа и ее оборудование может быть использовано много¬
кратно. Это дает возможность существенно снизить суммарные
материальные затраты, связанные с изготовлением космических
аппаратов и доставкой их на орбиту. Кроме того, поскольку на
станции не устанавливаются средства, обеспечивающие возвра¬
щение экипажа на Землю, она располагает большими возможно¬
стями по размещению научной аппаратуры и служебного обору¬
дования.
Создание станций потребовало решения ряда новых техни¬
ческих проблем. Эффективность использования станции возрастает
с увеличением времени ее эксплуатации. Поэтому надо было
разработать бортовое оборудование с существенно большими
12
ВВЕДЕНИЕ
ресурсами, чем для корабля, предусмотреть возможность выпол¬
нения диагностических и ремонтно-восстановительных работ в ходе
полета; наконец, обеспечить регулярную доставку на станцию
топлива, воды, продуктов питания, кинофотопленки и других
расходуемых материалов.
Проблема доставки на станции грузов была одной из наи¬
более сложных. Чтобы решить ее кардинально, на базе
корабля «Союз» был создан специальный грузовой корабль
«Прогресс».
Новый подход требовался и к проблеме обеспечения жизни
космонавтов на станции. Поскольку продолжительность пребы¬
вания экипажей желательно было увеличивать, надо было создать
на борту максимально возможные комфортные условия. Это
значит, что нужно было удобно оборудовать рабочие места, места
приема пищи, зоны отдыха, занятия физкультурой. Надо было
предусмотреть возможность проведения всех необходимых сани¬
тарно-гигиенических мероприятий, создать средства углублен¬
ного медицинского контроля, оборудовать станцию средствами
эвакуации отходов и т. д.
В настоящее время работа космонавтов на станциях является
основной в программе пилотируемых полетов. Ведется она очень
многопланово.
Космонавты проводят астрономические исследования в
разных диапазонах длин волн, изучают структуру верхней
атмосферы Земли, участвуют в поиске полезных ископаемых
и в изучении закономерностей миграции рыбы в Мировом океане,
выполняют многочисленные эксперименты по получению новых
матералов в условиях невесомости, ведут исследования в области
космической биологии и медицины.
Результаты этой работы вносят большой вклад в развитие
фундаментальных наук о Земле и о Вселенной и в решение многих
народнохозяйственных задач. Именно поэтому полетам орбиталь¬
ных станций у нас и в дальнейшем будет уделяться особое вни¬
мание.
Но полеты станций не исключают целевых автономных полетов
пилотируемых кораблей. Существуют такие задачи, которые
с помощью кораблей решать выгоднее. Например, в 1972 г. была
поставлена задача спектрографирования звезд в ультрафиолето¬
вом диапазоне. Для ее решения не требовалось длительного по¬
лета, а телескоп имел такие массу и габариты, что мог быть раз¬
мещен на корабле «Союз». И эта задача была успешно решена
ВВЕДЕНИЕ
13
в декабре 1973 г. во время восьмисуточного автономного полета
«Союза-13». Аналогичная задача решалась в автономном полете
корабля.«Союз-22». На нем был установлен многозональный фото¬
аппарат; и космонавты с его помощью произвели фотографиро¬
вание заданных районов Советского Союза, Германской Демокра¬
тической Республики и Мирового океана.
Другого типа работа была выполнена при автономном полете
корабля «Союз-19» в 1975 г. Тогда советские и американские спе¬
циалисты решили экспериментально подтвердить возможность
создания в разных странах совместимых космических средств,
которые, взаимодействуя, могли бы повысить эффективность иссле¬
дований и обеспечить оказание взаимной помощи в случае, если
один из кораблей терпит бедствие.
С этой целью был подготовлен и осуществлен совместный
полет советского корабля «Союз» и американского корабля
«Аполлон».
При подготовке к полету в СССР и США были разработаны
средства ведения радиосвязи между экипажами кораблей, сбли¬
жения и стыковки кораблей, обеспечения перехода космонавтов
из одного корабля в другой, а также управления совместным по¬
летом с Земли.
В полете корабли дважды осуществляли стыковку друг с дру¬
гом, космонавты многократно переходили из корабля в корабль
и выполнили все запланированные эксперименты. Успех совме¬
стного полета продемонстрировал вполне реальную возможность
осуществления сложных международных программ.
Опыт всех выполненных полетов показывает, что выбор типа
космического аппарата следует производить на основе анализа
поставленных задач, а наибольшая эффективность полетов может
быть достигнута при оптимальном распределении функций между
кораблями и станциями.
В настоящее время полеты с участием космонавтов стали
носить систематический характер. Создание пилотируемых ко¬
раблей и станций теперь уже является предметом постоянной
деятельности многих научных и производственных организаций.
На основе большого практического опыта у нас в стране устано¬
вилась определенная методология разработки и изготовления
космических аппаратов и намечены пути их дальнейшего совер¬
шенствования.
В данной книге приводятся сведения, которые позволяют
составить общее представление об устройстве пилотируемых
14	ВВЕДЕНИЕ
аппаратов. Здесь рассматриваются некоторые компоновочные
схемы аппаратов, разработанных в СССР и в США, говорится
о назначении основных бортовых систем, о принципах их работы
и перспективах развития. Рассказывается об устройстве ряда
научных приборов.
Автор не ставил себе цель описать все созданные ПКА и даже
не пытался целиком описать какой-нибудь один из них. Задачей
книги было рассказать о существующих либо рассматриваемых
как возможные типовых схемах ПКА и типовых схемах бортовых
систем. Реальные схемы рассматриваются лишь в качестве при¬
меров. В конце книги дано описание принятой последовательности
проектирования и наземной отработки аппаратов.

Назначение ПКА
Космические полеты открыли принципиально новые возможности
для проведения широкого круга научных исследований и выпол¬
нения работ народнохозяйственного назначения. Новизна этих
возможностей определяется несколькими факторами. Во-первых,
полеты протекают за пределами малопрозрачной земной атмосферы
и поэтому дают возможность получать информацию о космических
объектах во всем диапазоне электромагнитного излучения. Во-
вторых, полеты осуществляются на больших высотах и позволяют
вести глобальные наблюдения за земной поверхностью и атмо¬
сферой. При этом доступными становятся любые районы земного
шара. И, наконец, в-третьих, космический аппарат в течение
полета окружен вакуумом и находится в состоянии невесомости.
Изучение влияния этих условий на ход некоторых физических
и биологических процессов представляет большой теоретический,
а в ряде случаев и практический интерес.
Вполне естественно, что, как только такие возможности стали
реальными, их стали использовать. Практически сразу после
успешных запусков первых искусственных спутников Земли во
многих научных и народнохозяйственных организациях при¬
ступили к отбору наиболее актуальных задач для решения в кос¬
мосе и к подготовке первых экспериментальных работ. Результаты
первых экспериментов подтвердили целесообразность и эффек¬
тивность использования космических средств, поэтому в дальней¬
шем круг работ быстро расширялся и в настоящее время в сфе¬
ре изучения и использования космического пространства опреде¬
лились большие самостоятельные направления.
1.1.	Астрофизические исследования
На околоземных ПКА~проводятся исследования объектов ближ¬
него и дальнего'космоса' на основе анализа их электромагнитного
излучения. Известно, что излучение разных длин волн поро¬
ждается разными,’в качественном либо количественном отно¬
шении, физическими процессами и поэтому имея весь спектр
Г лава 1

16
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
излучения какого-либо материального тела, можно судить
о его химическом составе и энергетическом состоянии. Наземные
средства позволяют вести наблюдения за космическими объектами
только в весьма узком оптическом и в сантиметрово-метровом
диапазонах длин волн, так как остальные области спектра погло¬
щаются атмосферой (рис. 1.1). Для аппаратуры, находящейся
в космосе, эти ограничения снимаются. Доступным становится
весь диапазон. А поскольку он во много раз шире регистриру¬
емого на Земле, то и информации в нем содержится существенно
больше. Отсюда понятен тот интерес, который проявляется к кос¬
мической астрофизике.
Методы и аппаратура исследования разных спектральных
диапазонов разные. По этому признаку астрофизика разделилась
на отдельные направления, изучающие разные участки спектра.
Существует разделение и по объектам изучения: Солнце, планеты,
звезды, галактики и т. д. За первые два десятилетия космической
эры по всем этим направлениям проведено большое количество
теоретических и экспериментальных работ, открыты совершенно
новые явления природы.
Были, например, открыты радиационные пояса Земли —
области магнитосферы, в которых магнитное поле Земли удержи¬
вает заряженные частицы, обладающие высокой кинетической
энергией. Открыто такое интересное явление, как естественный
космический мазер (квантовый усилитель). С помощью рентгенов¬
ских телескопов обнаружены дискретные источники рентгенов¬
ского излучения, в том числе рентгеновские пульсары. Зареги¬
стрированы рентгеновское и гамма-излучение межзвездного газа.
Экспериментально подтверждено наличие молекулярного водо-
Рис. 1.1. Спектральные диапазоны электромагнитного излучения (внизу ука-
зачч диапазоны длин волн, в которых излучение пропускается атмосферой)

НАЗНАЧЕНИЕ ПКА
17
рода в межзвездном газе. Установлено, что оптические вспышки
Солнца сопровождаются мощными рентгеновскими вспышками,
при этом рентгеновское излучение усиливается в тысячи раз.
На сегодня суммарный объем астрофизических сведений,
полученных космическими средствами, пожалуй, больше того,
которым располагает многовековая оптическая астрономия. Эти
сведения ежедневно пополняют наши знания об устройстве и эво¬
люции Вселенной и в то же время ставят перед нами все новые
и новые вопросы, обуславливая тем самым дальнейшее углубление
и расширение исследований.
1.2.	Исследования земной поверхности и атмо'сферы
При изучении Земли космические средства имеют то преиму¬
щество перед наземными или самолетными, что дают возможность
производить обзорное наблюдение существенно больших терри¬
торий. С борта космического аппарата можно одномоментно
наблюдать либо зарегистрировать на одном снимке любые рас¬
положенные по трассе полета районы земной поверхности раз¬
мером в десятки или даже сотни тысяч квадратных километров.
Это, с одной стороны, позволяет изучать крупноразмерные объекты
(геологические и облачные образования, морские течения и т. п.),
а с другой — исследовать труднодоступные и малоосвоенные тер¬
ритории. Большая высота полета космических аппаратов поз¬
воляет, кроме того, проводить исследование вертикальной струк¬
туры атмосферы по всей ее толщине. Поскольку околоземные
космические аппараты регулярно пролетают над одними и теми же
районами Земли, с их помощью удобно изучать динамику про¬
цессов, происходящих на земной поверхности и в атмосфере.
Изучение объектов земной поверхности осуществляется путем
регистрации и анализа их собственного, а также отраженного
солнечного излучения. Для изучения атмосферы регистрируется
солнечное либо звездное излучение, прошедшее через нее на раз¬
ных высотах над горизонтом. Информацию об излучении полу¬
чают тремя способами: визуальными наблюдениями, фотографи¬
рованием и спектрографированием. Визуальные наблюдения не¬
заменимы тогда, когда требуется творческое осмысливание ре¬
зультатов непосредственно в ходе полета, например, когда надо
осуществлять поиск объектов исследования, выбирать удобные
для регистрации условия, формулировать требования к аппара¬
туре либо выбирать режимы ее работы. Обычное и многозональное
фотографирование позволяют зафиксировать геометрические
18
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
сведения об объекте и о спектральной яркости в регистрируемых
диапазонах, селектировать объекты друг от друга. Спектрографи-
рование дает исследователям спектральные характеристики объек¬
тов. Использование разумной комбинации этих трех способов
дает возможность весьма эффективно проводить исследования
по разным направлениям и выполнять большой объем работ
народнохозяйственного назначения.
Космические средства очень удобны для исследования стро¬
ения поверхности и отыскания геологических структур, перспек¬
тивных для поиска нефти, газа и других полезных ископае¬
мых.
По космическим спектрозональным снимкам можно изучать
растительный покров и оперативно контролировать состояние
сельскохозяйственных посевов. Такие снимки позволяют вы¬
делять разные типы растительности, отличать больную раститель¬
ность от здоровой, контролировать состояние пастбищ, выявлять
повреждение посевов от засух, наводнений, пожаров и т. п. Они,
кроме того, несут информацию о температуре, влажности, механи¬
ческой структуре, засоленности почвенного покрова и поэтому
могут служить средством поиска пригодных для освоения тер¬
риторий.
С борта космического аппарата удобно проводить океанологи¬
ческие и гидрологические исследования: изучать течения в океане,
температуру воды и распределение планктона, рельеф дна, стро¬
ение и динамику ледового покрова; вести наблюдение за снеговым
покровом, ледниками, состоянием рек, озер, водохранилищ.
Эффективно могут быть использованы космические средства
и в интересах метеорологии. С их помощью получают сведения
о ветре, распределении температуры воздуха по высоте, влаго-
содержании облаков. Они позволяют вести контроль за цикло¬
нами, тайфунами, грозами; изучить роль подстилающей поверх¬
ности в динамике атмосферы.
Космические средства позволяют существенно сократить сроки
и стоимость работ, связанных с созданием тематических карт.
И, наконец, с помощью космических средств удобно осуще¬
ствлять контроль состояния окружающей среды; определять сте¬
пень и характер загрязненности атмосферы и воды; обнаруживать
источники загрязнения; определять районы, в которых расти¬
тельность поражена инфекциями; проводить инвентаризацию лесов
и сельскохозяйственных угодий и т. п.
Благодаря всем этим качествам космические методы исследо¬
вания прочно внедрились в такие науки, как геология, геобота¬
НАЗНАЧЕНИЕ ПКА
19
ника, почвоведение, океанология, метеорология и, кроме того,
стали использоваться в интересах рыболовства, сельского и лесно¬
го хозяйства и ряда других отраслей народного хозяйства.
1.3.	Технологические исследования
Полеты космических аппаратов сопровождаются такими
уникальными условиями, как невесомость и глубокий вакуум
окружающего пространства. Эти условия накладывают свой от¬
печаток на характер протекания многих физико-химических
и биологических процессов и поэтому, с одной стороны, могут
быть использованы для получения материалов с новыми свой¬
ствами, а с другой,—должны учитываться при выполнении в полете
тех или иных технологических операций. Определить область
рационального использования условий полета и найти оптималь¬
ные способы выполнения работ в этих условиях как раз и является
целью технологических исследований.
Возможность получения в космосе новых материалов основана
на том, что в условиях невесомости удается получать равномерные
смеси жидких и газообразных компонентов с разными удельными
плотностями. Это позволяет путем нагрева — охлаждения полу¬
чать соединения, обладающие новыми механическими, электри¬
ческими, тепловыми либо оптическими .характеристиками.
В невесомости, кроме того, отсутствует естественная конвекция,
поэтому можно получать материалы совершенной структуры
и, в частности, большие монокристаллы. В настоящее время
наибольший интерес в этой области космической технологии
представляет, пожалуй, задача получения уникальных полупро¬
водниковых монокристаллов для перспективных электронных
и лазерных приборов. Весьма интересна также задача получения
стекол с упорядоченной ориентацией кристаллов и высокой сте¬
пенью однородности. Такие стекла должны иметь большой коэф¬
фициент пропускания света и поэтому в отдельных случаях могут
оказаться наиболее подходящими для использования в качестве
световодов. Невесомость может быть использована и для полу¬
чения чистых материалов. При отсутствии гравитации и внешних
возмущений поведение жидкости определяется только взаимо¬
действием сил поверхностного натяжения и межмолекулярного
сцепления. Поэтому свободно плавающее жидкое тело всегда
принимает устойчивую форму шара. Это дает принципиальную
возможность производить плавку материалов или варку стекла
20
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
без тигля, а значит, исключать их взаимодействие с тиглем и тем
самым повысить их чистоту.
Для очистки материалов (удаления газообразных примесей)
может быть использован также наружный вакуум. Если сделать
объем, в котором осуществляется плавка и затвердевание мате¬
риала, негерметичным, то само космическое пространство будет
выполнять функции идеального насоса.
Изучением физико-химических основ протекания технологи¬
ческих процессов, отработкой методов и оборудования для орга¬
низации таких процессов, детальным изучением свойств уже
полученных в космосе образцов занимаются специалисты одного
из направлений космической технологии.
Второе направление технологических исследований — раз¬
работка методов и средств проведения в космосе ремонтных работ,
а также сборочных работ, связанных с созданием крупных кон¬
струкций, больших орбитальных станций, энергетических уста¬
новок, радиотелескопов и т. п. Те и другие работы в будущем
могут потребовать выполнения таких технологических операций,
как сварка, пайка, резание, сверление, соединение резьбовых
пар и др. Чтобы подготовиться к этим операциям, надо вначале
изучить характер протекания каждого технологического процесса
и возможности космонавтов в проведении работ. Только после
этого можно приступить к созданию соответствующей аппаратуры,
инструментов и к.разработке технологии.
1.4.	Медико-биологические исследования
В этой области можно выделить три основных направления:
изучение текущей реакции организма человека на воздействие
факторов космического полета; исследования в интересах фунда¬
ментальных проблем биологии; прикладные исследования в ин¬
тересах биотехники и биотехнологии.
Первое направление строится на базе всестороннего контроля
состояния здоровья космонавтов в ходе полета. Условия жизни
человека на борту КА существенно отличаются от земных. Полет
сопровождается невесомостью, которая определяет функциональ¬
ную недогруженность организма. Ограниченный объем КА об¬
уславливает гиподинамию, а пребывание в изоляции вызывает
ощутимый сенсорный голод.
Чтобы исключить вредное воздействие этих факторов на здо¬
ровье, в процессе полета ведутся наблюдения за работой всех
основных систем организма человека. Исследуются сократитель¬
НАЗНАЧЕНИЕ ПКА
21
ная функция и биоэлектрическая активность сердца, систоли¬
ческий объем крови, суточная периодика частоты пульса, дина¬
мика кровообращения, тонус сосудов, объем и состав крови и т. д.
В ходе полета изучаются биоэлектрическая активность мозга,
чувствительность вестибулярного аппарата к естественным раз¬
дражителям, иммунологическая активность человека, обмен ве¬
ществ. Контролю подвергается работа органов зрения: прове¬
ряется острота и объемность зрения, цветовая и контрастная
чувствительность глаз. Регистрируются пороги слуховой чув¬
ствительности, изучаются количественные и качественные измене¬
ния вкусовых ощущений. Для исследования работы нервно-
мышечной системы производятся измерения силы и объема мышц,
времени двигательных реакций, регистрируется биоэлектрическая
активность мышц, анализируется координация движений. Один
из разделов исследований посвящен анализу психологического
состояния космонавтов.
Результаты исследований первой группы позволяют принимать
обоснованные решения по длительности полета, режиму труда
и отдыха, проведению профилактических мероприятий, при кото¬
рых обеспечивается безопасность здоровья экипажа. Кроме того,
на основании этих исследований удается разрабатывать меры
и средства, обеспечивающие ослабление неблагоприятного воздей¬
ствия факторов полета на здоровье или самочувствие космонав¬
тов.
Второе направление исследований подчинено решению широ¬
кого круга научных задач. Оно изучает влияние отдельных фак¬
торов космического полета и их сочетаний на живые организмы,
системы организма, строение и функционирование клеток, наслед¬
ственный аппарат, биохимический и химический состав клеток.
Это направление охватывает и такие проблемы, как поиск внезем¬
ных цивилизаций и построение теории о происхождении жизни
на Земле.
Естественно, что решению указанных задач предшествует
разработка методов исследований, пригодных для условий кос¬
моса, и выбор соответствующих биологических тест-объектов.
Для экспериментов в качестве тест-объектов выбираются предста¬
вители растительного и живого мира разного уровня организации
и разного поведения в земных условиях. В одних случаях рас¬
сматривают объекты, которые явно приспособлены для жизни
в условиях гравитации (например, растения), в других — объ¬
екты, у которых очевидных признаков реакции на гравитационное
поле не обнаружено (микроорганизмы).

22
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Результаты научных биологических исследований имеют боль¬
шое самостоятельное значение и в то же время являются теорети¬
ческой основой для решения многих прикладных задач. Они,
например, позволяют заранее оценивать последствия предстоящих
космических полетов для организма человека, обоснованно проек¬
тировать замкнутые экологические системы перспективных
ПК.А и т. д.
Наконец, к третьему направлению относятся прикладные
исследования. В настоящее время в их задачу входят разработка
и экспериментальная отработка конкретных элементов систем
жизнеобеспечения ПКА и создание технологии получения чистых
веществ в условиях космического полета (вакцин, лекарственных
препаратов, генов и др.).
1.5.	Технические исследования
Одной из задач полетов в космос является проведение иссле¬
дований в интересах летной отработки и дальнейшего совершен¬
ствования самих космических аппаратов.
К этой группе исследований относится, прежде всего, изучение
условий эксплуатации конструкции и бортового оборудования:
плотности окружающей атмосферы, уровня радиации, концентра¬
ции ионов, микрометеорной обстановки и т. п. Одновременно
с этим исследуется и влияние внешней среды на состояние и ра¬
ботоспособность отдельных элементов ПКА. Изучается трение
в космосе. Исследуется деградация оптических поверхностей
в результате микрометеорной эрозии либо загрязнения продук¬
тами истечения реактивных двигателей. Анализируются изменения
характеристик тепловых покрытий и резиновых уплотнений.
Фотометрируются световые помехи и оценивается их мешающее
воздействие на работу оптических приборов. Изучается влияние
атмосферы и гравитационного поля Земли на динамику продоль¬
ного и углового движений космического аппарата.
В ряде случаев непосредственно в полете исследуется дина¬
мика упругих колебаний КА, проверяется жесткость конструк¬
ции, определяются моменты инерции. В некоторых полетах про¬
водятся ресурсные испытания бортовой аппаратуры.
Большой объем технических экспериментов посвящается
обычно исследованию работы систем управления движением:
изучаются реальные точностные характеристики датчиков
и определяется область их возможного применения; анализи¬
руется работа всего контура управления в разных режимах;
определяются расходы топлива на управление.

НАЗНАЧЕНИЕ ПКА
23
Полеты космических аппаратов используются, кроме того,
для проведения испытаний перспективных приборов, систем
и элементов конструкции.
Особый раздел технических исследований — изучение возмож¬
ностей операторской деятельности космонавтов в условиях полета.
Оно проводится с целью определения области рационального
использования возможностей человека, а также для получения
исходных сведений, необходимых для проектирования перспек¬
тивных систем ручного управления и бортового оборудования,
с которым должен работать экипаж. В программу исследований
включают: изучение возможностей космонавта при выполнении
визуальных наблюдений; регистрацию его характеристик как
звена системы управления; проверку правильности выбора зако¬
нов ручного управления и методик управления; оценку удобства
пользования установленным на борту оборудованием и инстру¬
ментом.
Каждое из названных выше направлений космических иссле¬
дований предполагает проведение большого количества экспери¬
ментальных работ. При этом разные работы требуют различных
условий полета. Так, наблюдения за звездами следует проводить
при полете над неосвещенной частью Земли и в те периоды, когда
исследуемый участок звездного неба находится выше земного
горизонта. Регистрирующая астрофизическая аппаратура должна
быть при этом сориентирована заданным образом в инерциальном
пространстве.
Исследование природных ресурсов, наоборот, надо проводить
днем. Для этих исследований требуется, чтобы трасса полета
проходила через изучаемые районы земной поверхности и, чтобы
аппаратура была сориентирована на Землю.
Во время проведения исследований, связанных с получением
новых сплавов, требуется, чтобы система ориентации вообще была
выключена, поскольку на этапе кристаллизации космический
аппарат не должен испытывать линейных или угловых ускорений,
которые могут нарушить ход технологического процесса. Разные
требования предъявляются и к самим КА: к их массе, габаритам,
энергопотреблению, видам и точности ориентации, длительности
полета и т. д. Зачастую требования оказываются несовместимыми, и
тогда для разных направлений исследований создаются разные
аппараты. При этом пилотируемые аппараты, требующие суще¬
ственно больших материальных затрат и более сложного обеспе¬
чения, создают только для тех работ, которые на данном этапе
не могут быть выполнены без участия человека.

Проектирование любого космического аппарата начинается после
того, как определены основные задачи его полета. Для орбиталь¬
ных станций и исследовательских кораблей это конкретное содер¬
жание и объем планируемых исследовательских и эксперимен¬
тальных работ, а для транспортных кораблей — численность
экипажа, состав выводимого и возвращаемого оборудования,
данные по устройству и программам полетов обслуживаемых
станций.
На первом этапе в соответствии с задачами полета выбирается
баллистическая схема и составляется проектная программа по¬
лета, которая содержит описание всех основных полетных опера¬
ций в хронологической последовательности. На основании этих
материалов разрабатываются требования к конструкции ПКА,
его оборудованию и бортовой аппаратуре.
После определения состава бортовых приборов и элементов
оборудования, их масс и габаритов, а также требований к усло¬
виям их эксплуатации разрабатывается компоновочная схема
ПКА. Она определяет форму и. размеры корпуса, границы от¬
секов, а также размещение научной и служебной аппаратуры,
стыковочных узлов, двигателей, иллюминаторов, датчиков, сол¬
нечных батарей, антенн и т. д. Разумеется, компоновочные схемы
для разных типов ПКА выглядят по-разному. И тем не менее их
разработка подчинена целому ряду общих требований, явля¬
ющихся результатом накопленного опыта и направленных на
поиск оптимальных решений.
Внешняя форма ПКА должна быть такой, чтобы обеспечива¬
лись минимальные аэродинамические потери на участке выведения
на орбиту. Для этого, а также для защиты конструкции от аэро¬
динамических нагрузок на ПКА устанавливают специальные сбра¬
сываемые обтекатели, а внешние элементы конструкции делаются
складывающимися.
Чтобы обеспечить максимальную простоту реализации и эко¬
номичность работы системы управления угловым движением, при
разработке компоновочной схемы следует стремиться к тому,
9
Глава
Компоновочные
схемы ПКА.
Общие требования
к системам

КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
25
чтобы управление осуществлялось относительно главных цен¬
тральных осей инерции ПКА. Этому требованию должно быть
подчинено размещение участвующих в управлении датчиков,
визуальных оптических средств, исполнительных органов, а также
той служебной, исследовательской и экспериментальной аппара¬
туры, которую во время полета необходимо ориентировать в про¬
странстве.
Реактивные двигатели ориентации следует устанавливать на
ПКА таким образом, чтобы плечи их тяг были максимальными.
Желательно, чтобы вектор тяги маршевого двигателя совпадал
с одной из главных центральных осей инерции. Такая установка
позволяет наиболее просто осуществлять ориентацию двигателя
и свести к минимуму угловые возмущения при его работе.
На внешней поверхности ПКА оборудование необходимо раз¬
мещать так, чтобы не было взаимных помех при его работе. На¬
пример, оптические поверхности не должны загрязняться удаля¬
емыми из ПКА отходами либо продуктами истечения реактивных
двигателей. В поля зрения визуальных приборов и оптических
датчиков не должны попадать элементы конструкции. Оптические
и ионные датчики следует защитить от засветки факелами двига¬
телей. Необходимо исключить нагрев элементов конструкции
при работе реактивных двигателей. Должен быть обеспечен необ¬
ходимый обзор для антенн и т. д.
Внутренняя компоновка ПКА должна обеспечивать макси¬
мально комфортные условия для экипажа. На участках выведения
и спуска экипаж должен располагаться таким образом, чтобы
направление действия перегрузок было оптимальным с точки
зрения переносимости. Для орбитального полета должны быть
удобно организованы зоны работы, отдыха, приема пищи, про¬
ведения санитарно-гигиенических мероприятий. Следует обес¬
печить легкий доступ к той аппаратуре, которая в полете может
потребовать ремонта либо замены. Компоновка должна обеспе¬
чивать хорошую вентиляцию всего жилого объема. В жилых
отсеках не должны размещаться токсичные и легковоспламеня¬
ющиеся вещества.
На случай возникновения аварийной ситуации при подготовке
к старту или после приземления необходимо обеспечить возмож¬
ность быстрой эвакуации экипажа.
Масса корпуса ПКА должна быть минимальной. Это, в ча¬
стности, означает, что надо обоснованно подходить к выбору
объемов герметичных отсеков. Обеспечение герметичности всегда
требует дополнительной затраты массы, поэтому в герметичных
26
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
отсеках следует размещать только то оборудование, к которому
требуется доступ со стороны экипажа, либо которое не может
работать в условиях вакуума.
С^целью обеспечения безопасности экипажа при нарушении
герметичности компоновочная схема должна предусматривать
наличие двух или нескольких герметичных отсеков или двух
контуров герметизации одного жилого отсека. Если не удается
организовать второй контур герметизации, в состав ПКА могут
быть введены индивидуальные спасательные скафандры.
Компоновочная схема должна предусматривать максимальную
простоту сборки и контрольных проверок ПКА, простоту замены
приборов и агрегатов в процессе его подготовки к полету, транс¬
портируемость в наземных условиях.
Очевидно, что многие из перечисленных выше требований
противоречат друг другу. Например, требование минимальной
массы противоречит требованию максимального комфорта. Задача
проектантов состоит в том, чтобы находить в каждом конкретном
случае наилучшее компромиссное решение. От того, насколько
успешно они это делают, существенным образом зависит качество
проекта.
2.1.	Одноразовые космические корабли
Характерной особенностью одноразовых кораблей является то,
что они после выполнения космического полета не возвращаются
на Землю целиком. Нормальные условия спуска обеспечиваются
только для одного из отсеков — спускаемого аппарата.
Проектные проработки показывают, что такие корабли обла¬
дают рядом преимуществ перед кораблями, возвращаемыми в пол¬
ном составе. Они проще в техническом отношении и на их созда¬
ние и осуществление запуска требуются меньшие материальные
затраты. Дело в том, что спасение всего корабля связано с реше¬
нием многих дополнительных проблем. Во-первых, для обеспе¬
чения управляемого спуска в атмосфере с приемлемым темпера¬
турным режимом корабль должен иметь обтекаемую форму,
обладающую заданными аэродинамическими характеристиками.
Это требование накладывает серьезные ограничения на конструк¬
цию. Оно, в частности, означает, что на корабле либо вообще
не должно быть выступающих элементов, либо перед спуском
они должны убираться во внутренний объем. Во-вторых, чтобы
не допустить перегрева элементов конструкции и атмосферы жи¬
лых отсеков, необходимо всю наружную поверхность корабля
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
27
закрывать теплозащитой. Это приводит к существенному увели¬
чению общей массы. Кроме того, более сложной и тяжелой ока¬
зывается система приземления, больше топлива требуется для
управления спуском. В итоге, весь корабль становится сложнее
и дороже, а для его выведения на орбиту требуется более мощная
ракета-носитель.
В силу всех этих причин на первом этапе освоения космиче¬
ского пространства создавались только одноразовые корабли.
Они оказались более выгодными для решения многих задач и по¬
этому широко используются до настоящего времени.
В одноразовых кораблях все оборудование, используемое для
управления спуском и посадкой, а также для пребывания эки¬
пажа с момента приземления до эвакуации размещают в спуска¬
емом аппарате. Здесь же, чтобы обеспечить удобство работы эки¬
пажа при подготовке к спуску устанавливаются средства ручного
управления движением корабля на орбите и средства управления
бортовыми системами. Кроме того, в спускаемом аппарате пред¬
усматриваются места для укладки материалов с результатами
исследований и аппаратуры, возвращаемой на Землю. Остальное
оборудование устанавливается в отсеках, отделяемых от спуска¬
емого аппарата.
Рассмотрим в качестве примера, компоновочную схему одно¬
разового космического корабля «Союз» (рис. 2.1). Корабль состоит
из пяти отсеков: орбитального, спускаемого аппарата, переход¬
ного, приборного и агрегатного.
Орбитальный отсек служит для проведения исследований,
а также для приема пищи, занятий физкультурой, сна и отдыха
космонавтов. Стенки отсека образованы двумя полусферами и
цилиндрической вставкой. Снаружи на верхней полусфере (при
установке корабля на ракету-носитель орбитальный отсек нахо¬
дится вверху) размещается стыковочный узел. Здесь же уста¬
новлены передние световые маяки для визуального контроля
положения корабля при наблюдении со станции или из другого
корабля и две антенны радиотехнической системы сближения. На
боковой поверхности отсека на раскрывающихся опорах устано¬
влены третья антенна системы сближения и задние световые маяки.
В нижней полусфере имеются два люка. Один из них служит
для посадки экипажа в корабль на стартовой позиции и для вы¬
хода в открытое космическое пространство во время полета.
Второй предназначен для перехода в спускаемый аппарат.
Для проведения исследований и визуальных наблюдений
имеется четыре иллюминатора. В отсеке устанавливаются научная

28
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис, 2.1. Компоновочная схема корабля «Союз»:
/ — стыковочный узел; 2 — орбитальный отсек; 3 — спускаемый аппарат; 4 — пере¬
ходный отсек; 5 — приборный отсек; 6 — агрегатный отсек
аппаратура, средства обеспечения жизнедеятельности и ведения
радиосвязи, другое оборудование, необходимое для выполнения
запланированных работ. В нижней части отсек с помощью пиро¬
болтов соединен со спускаемым аппаратом. Электрокоммуника¬
ции, соединяющие орбитальный отсек с приборным, проложены
по наружной поверхности корабля. На орбитальном отсеке уста¬
новлен пиронож, который разрезает эти связи при отделении
отсеков друг от друга.
Спускаемый аппарат — это кабина корабля. Здесь экипаж
находится во время выведения на орбиту, при выполнении основ¬
ных -операций по управлению кораблем на орбите и на этапе
спуска, а также (при необходимости) после приземления в период
ожидания средств эвакуации. Днище и потолок спускаемого аппа¬
рата имеют форму шаровых сегментов, а боковые стенки — конуса
(рис. 2.2). Космонавты располагаются в амортизированных крес¬
лах, установленных таким образом, чтобы направление действия
перегрузок при выведении на орбиту и спуске было оптимальным
с точки зрения их переносимости. На кресле пилота размещены
ручки управления движением корабля. Перед космонавтами
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
29
установлены пульты управления и оптический визир, который
используется при выполнении ориентации и управлении сбли¬
жением. Сзади кресел размещаются контейнеры с парашютными
системами. Приборы и оборудование, управляемые дистанционно,
находятся в нижней части отсека под креслами. Справа и слева от
космонавтов на боковых стенках имеются иллюминаторы.
Снаружи на корпусе спускаемого аппарата установлено тепло¬
защитное покрытие. Та его часть, которая находится со стороны
днища, выполнена в виде отделяемого щита. Во время спуска на
парашюте этот щит сбрасывается. На внешней поверхности аппа¬
рата установлена плата с разъемами электрокоммуникаций, обес¬
печивающих связь с другими отсеками. Перед разделением ко¬
рабля разъемы автоматически отстыковываются.
Переходный отсек служит для размещения топливной системы
и одной из двух групп двигателей управления ориентацией и при¬
чаливанием корабля. Отсек негерметичен; выполнен в виде рамы,
соединяющей спускаемый аппарат с приборным отсеком; с внеш¬
ней его стороны установлен малый радиатор системы терморегу¬
лирования.
В приборном отсеке установлена основная часть бортовой
аппаратуры: приборы систем ориентации, радиосвязи, электро¬
снабжения и др. Отсек герметичен и заполнен газом; имеет форму
цилиндра с двумя сферическими днищами; на наружной поверх¬
ности установлены датчики внешней информации, работающие
Рис. 2.2. Компоновочная
схема спускаемого аппа-
пара корабля «Союз»:
1 — крышка входного люка;
2 — реактивные двигатели
управления по тангажу; 3 —
иллюминатор; 4 — пара¬
шютный контейнер; 5 —
оптический визир; 6 —пульт
управления; 7 — ручка
управления; 8 — кресло кос¬
монавта; 9 — приборная
зона; 10 — двигатели мяг¬
кой посадки; // — отделяе¬
мый теплозащитный щит

30
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
в контуре автоматической системы ориентации корабля. Кроме
того, снаружи имеется кабель-мачта, по которой проложены
электрокоммуникации, связывающие приборный отсек с орби¬
тальным и спускаемым аппаратом. На цилиндрической части
корпуса установлены гермовводы для электрокоммуникаций.
В агрегатном отсеке размещены маршевая двигательная уста¬
новка и вторая группа двигателей управления ориентацией и'при¬
чаливанием. Этот отсек негерметичен; имеет цилиндрически-
коническую форму; в задней его части установлены термодатчики
аварийного разделения корабля и ионный датчик для управления
ориентацией корабля относительно вектора скорости. На наруж¬
ной поверхности отсека установлены антенны системы сближения
и антенны, обеспечивающие радиосвязь с наземными средствами.
Снаружи отсек закрыт большим радиатором системы терморегу¬
лирования.
Компоновочные схемы других одноразовых космических ко¬
раблей отличаются от рассмотренной выше размерами, составом
бортового оборудования, количеством и формой отсеков, распре¬
делением аппаратуры по отсекам. Но есть ряд общих принципов,
соблюдающихся при создании всех кораблей этого класса. По
форме и распределению масс корабли стремятся сделать осесим¬
метричными. Это позволяет оптимально использовать объем
внутри головной части ракеты-носителя, достичь наименьшей
Рис. 2.3. Космический корабль «Восток»:
1 — спускаемый аппарат; 2 — баллоны с газом системы реактивных двигателей; 3 —
приборный отсек; 4 — тормозной двигатель; 5 — оптический визир; 6 — приборная
доска

КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
31
Рис. 2.4. Основной блок корабля «Аполлон»:
/ — отсек экипажа; 2 — жилая секция отсека экипажа; 3 — топливный бак; 4 — дви¬
гательный отсек; 5 — маршевый двигатель; 6 — приборная секция отсека экипажа;
7 — основные парашюты; 8 — стыковочный узел
массы конструкции и реализовать наиболее простое управление
кораблем на орбите. Спускаемый аппарат стремятся расположить
в верхней части корабля, чтобы обеспечить относительно простое
спасение экипажа в случае аварии ракеты-носителя. Главный
пост управления кораблем размещают в спускаемом аппарате.
Маршевый двигатель устанавливают в хвостовой части таким
образом, чтобы вектор его тяги совпадал с осью симметрии ко¬
рабля. Бортовое оборудование, которое может работать в условиях
вакуума, размещают в негерметичных отсеках. На рис. 2.3 и 2.4
приведены компоновочные схемы корабля «Восток» и основного
блока корабля «Аполлон», который принципиально мало чем
отличается от околоземных кораблей.
2.2.	Многоразовые летательные аппараты
Освоение космического пространства постоянно выявляет все
новые и новые возможности использования его в интересах науки
и народного хозяйства. Это приводит к стремлению расширять
фронт работ в космосе, увеличивать количество выводимой в кос¬
мос аппаратуры и, как следствие, увеличивать количество полетов.
А поскольку вся космическая программа должна укладываться
в рамки вполне определенных бюджетных ассигнований, перед
создателями ПКА всегда стоит задача снижения стоимости каж-

32
техника Космических полетов
дого полета и повышения его эффективности. С этой целью при
разработке ПКА стремятся к унификации приборов, агрегатов,
элементов конструкции, к обеспечению больших эксплуатацион¬
ных ресурсов, к многократному использованию возвращаемого
оборудования. Такие меры позволяют удешевить изготовление
ПКА, повысить их надежность, увеличить длительность полетов.
Однако если космическая программа предполагает выполнение
большого количества полетов ПКА одного класса, указанных мер
может оказаться недостаточно и для реализации оптимального
по стоимости решения может оказаться более целесообразным
создавать многоразовые ПКА. Под многоразовыми понимают такие
ПКА, которые после полета целиком или почти целиком возвра¬
щаются на Землю без существенных повреждений и после про¬
ведения относительно недорогих профилактических работ могут
быть снова использованы.
Экономическая целесообразность создания многоразовых
ПКА определяется сравнительной оценкой суммарных денежных
затрат на создание и эксплуатацию одноразовых и многоразовых
ПКА, ракет-носителей и всех относящихся к ним технических
средств. Многоразовые ПКА могут требовать больших затрат на
этапах проектирования, изготовления и наземной отработки,
но обязательно должны быть дешевле одноразовых на этапе экс¬
плуатации. Выигрыш от использования многоразовых ПКА будет
тем больше, чем больше полетов они выполнят.
Многоразовые ПКА могут отличаться друг от друга назначе¬
нием, грузоподъемностью, способом посадки и рядом других
факторов. Их внешний вид и компоновка в основном определяются
способом посадки и по этому признаку рассматриваемые ПКА
можно разделить на две группы: с горизонтальной и с вертикаль¬
ной посадкой.
Многоразовые ПКА с горизонтальной посадкой. К первой
группе относят ПКА, выполняющие посадку на аэродром по само¬
летной схеме. К преимуществам таких ПКА следует отнести:
возможность выполнения больших аэродинамических маневров
при снижении в атмосфере; малые перегрузки при спуске в атмо¬
сфере и при посадке; высокую точность посадки.
Заметим, что эти преимущества достигаются ценой существен¬
ного усложнения ПКА и увеличения его массы. Чтобы обеспечить
эффективное аэродинамическое управление при заходе на по¬
садку, когда скорость полета становится относительно небольшой,
ПКА приходится оснащать крыльями, оперением, аэродинами¬
ческими рулями и специальной системой управления движением
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
33
с помощью аэродинамических рулей. Для безударного приземления
на посадочную полосу и гашения посадочной скорости ПКА
должен иметь убирающиеся шасси с демпфирующими устрой¬
ствами, системы торможения и управления движением по полосе
во время пробега. Средства, обеспечивающие посадку на аэро¬
дром, увеличивают массу ПКА на 15...20 %. Соответственно уве¬
личивается и масса ракеты-носителя для выведения его на орбиту.
Представителем первой группы ПКА является американский
многоразовый транспортный космический корабль (МТКК)
«Шаттл». Корабль позволяет выводить на орбиту высотой 400 км
с наклонением 28,5'J до 30 т груза и возвращать на Землю до
14,5 т. Стартовая масса корабля с максимальным полезным гру¬
зом составляет НО т. Расчетная длительность полета — 7 сут.
Управление кораблем и полезным грузом обеспечивает экипаж
в составе двух-четырех человек. Общее число космонавтов на борту
может достигать десяти. Посадка корабля осуществляется на
специальную усиленную посадочную полосу длиной 3000...4500 м
и шириной 90 м.
По внешнему виду МТКК «Шаттл» напоминает обычный само¬
лет (рис. 2.5). Его конструкция включает в себя фюзеляж, крыло
двойной стреловидности с элевонами и вертикальный стабилиза¬
тор с рулем направления. В носовой части фюзеляжа размещается
модуль с одной из двух групп двигателей, предназначенных для
управления ориентацией и прецизионными поступательными пере¬
мещениями корабля. Сзади этого модуля находится кабина эки¬
пажа. Центральную часть фюзеляжа занимает грузовой отсек.
Снизу в передней и центральной зонах фюзеляжа установлены
переднее и основное шасси. В хвостовой части корабля размещены
топливная система; двигатели, предназначенные для выведения
ракетно-космического комплекса на орбиту; двигатели орбиталь¬
ного маневрирования; вторая группа двигателей управления
движением.
Кабина экипажа выполнена в виде отдельного герметизирован¬
ного отсека, который установлен внутри фюзеляжа на «плаваю¬
щих» узлах крепления и благодаря этому не воспринимает внеш¬
них силовых нагрузок. Кабина конструктивно делится на три
секции (рис. 2.6). В верхней размещается экипаж, обеспечива¬
ющий управление МТКК- Здесь имеются иллюминаторы, средства
отображения информации, органы управления и кресла членов
экипажа. Средняя секция предназначена для размещения научных
работников и инженеров, выполняющих в полете исследователь¬
ские и экспериментальные работы. Здесь находятся спальные места

34
техника космических полетов
Рис. 2.5. Компоновочная
схема корабля «Шаттл»:
1 — агрегатный отсек; 2 —
киль; 3 — манипулятор;
4 — кабина; 5 — носовая
стойка шасси; 6 — грузовой
отсек; 7 — створка грузо¬
вого отсека; 8 — основная
стойка шасси; 9 — крыло
Рис. 2.6. Кабина корабля
«Шаттл»:
/ — приборный отсек; 2 —
бытовой отсек; 3 — отсек
управления; 4 — шлюзовая
камера; 5 — секция систем
жизнеобеспечения
всех космонавтов, средства приготовления и приема пищи, сани-
тарно-технические устройства. Кроме того, в средней секции
установлена шлюзовая камера для выхода в разгерметизирован¬
ный грузовой отсек либо в открытое космическое пространство.
В передней части средней и в нижней секциях размещены при¬
боры, которые не могут работать в вакууме либо по условиям
эксплуатации должны находиться в кабине.
Грузовой отсек корабля организован в средней части фюзе¬
ляжа. Он имеет длину 18,3 и диаметр 4,57 м. Нижней стенкой
отсека служит внутренняя облицовка силовой конструкции фюзе¬
ляжа, а верхняя часть выполнена в виде двух открывающихся
створок. Для работы с грузом в отсеке установлены манипуляторы
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
35
и телевизионные камеры. При необходимости осуществления
стыковки МТКК с другим аппаратом грузовой отсек может быть
использован для размещения в нем стыковочного устройства.
Двигательный отсек представляет собой закрытую обшивкой
силовую ферменную конструкцию, на которой установлены то¬
пливные баки и двигатели.
Вся наружная поверхность корабля покрыта теплоизоляцией
многократного использования. Общая длина корабля составляет
37, высота около 17, размах крыла 24 м.
Выведение МТКК на орбиту осуществляется с помощью двух
твердотопливных ускорителей и жидкостных двигателей, уста¬
новленных на корабле (рис. 2.7). Топливом для работы двигателей
корабля служат жидкие кислород и водород. Размещается то¬
пливо, в основном, во внешнем двухсекционном баке, который
отделяется от корабля за несколько секунд до выведения на ор¬
биту. На заключительном участке выведения расходуется топливо
из баков, установленных на корабле. Твердотопливные ускорители
после окончания работы отделяются от внешнего топливного бака
и совершают мягкую посадку на водную поверхность океана.
С места посадки они эвакуируются и восстанавливаются для
Рис. 2.7. Компоновочная
схема системы <Шаттл»

36
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
повторного применения. Внешний топливный бак используется
однократно. На рис. 2.8 показана схема полета МТКК.
Следует отметить, что области рационального применения корабля «Шаттл»
пока не очень ясны, в том числе и для ряда американских специалистов. Вызы¬
вает сомнение целесообразность использования этого корабля в качестве универ¬
сального средства для выведения на орбиту широкого класса космических аппа¬
ратов. Дело в том, что при такой доставке планер корабля выполняет, по-существу,
те же функции, которые обычно возлагаются на головной обтекатель. Однако
масса планера во много раз больше массы обтекателя. По этой причине затраты,
даже с учетом многоразовости системы, могут быть более значительными, чем
при выведении по традиционной схеме. Надо учитывать и то обстоятельство, что
габариты и масса любого космического аппарата определяются в основном целе¬
выми задачами его полета. Трудно представить себе, чтобы эти параметры у мно¬
гих аппаратов оказались такими, при которых возможности транспортного ко¬
рабля были бы полностью использованы.
Не исключается, что МТКК может быть эффективным в тех случаях, когда
на орбиту доставляются грузы, в работе с которыми должны участвовать сред¬
ства корабля и космонавты. Скажем, при доставке фрагментов больших конструк¬
ций и сборке их с помощью манипуляторов в космосе. Или в случаях, когда на
орбиту выводится уникальное оборудование, которое после проведения исследо¬
ваний должно быть возвращено на Землю, например дорогостоящие телескопы.
Но и эти задачи могут рационально решаться не только с помощью корабля са¬
молетного типа. Что касается полетов в космос с целью только возвращения доро¬
гостоящей аппаратуры, то они целесообразны лишь в тех случаях, когда спасае¬
мая аппаратура заведомо дороже, чем полет. Сейчас такая аппаратура не испо¬
льзуется.
Вопросы оптимального построения больших ракетно-космических систем
сложны не только из-за необходимости решения крупных научно-технических
проблем, но и в связи со значительными экономическими затратами, неизбеж¬
ными при создании таких систем.
Многоразовые ПКА с вертикальной посадкой. К этой катего¬
рии относят ПКА, которые заключительную часть спуска осуще¬
ствляют по траекториям, близким к вертикальным. При этом
скорость снижения гасится либо с помощью парашютной системы,
либо совместно парашютной системой и реактивными двигате¬
лями, либо только реактивными двигателями. Посадка такого
ПКА может осуществляться на относительно ровную естественную
грунтовую поверхность, не имеющую специального оборудования.
Эго качество весьма ценно с точки зрения обеспечения безопас¬
ности полета. Оно позволяет существенно расширить возможности
выполнения экстренного спуска при возникновении каких-либо
аварийных ситуаций, по сравнению с ПКА самолетного типа.
По конструкции и составу бортового оборудования ПКА вто¬
рой группы проще, чем ПКА самолетного типа. Кроме того, они
имеют много общего с одноразовыми кораблями в части компо¬
новки, стыковки с ракетой-носителем, способов управления спу-

КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКЛ
37
Рис. 2.8. Схема полета МТКК «Шаттл»

38
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
с ком и приземлением. Поэтому трудоемкость и стоимость назем¬
ной отработки ПКА с вертикальной посадкой должна быть
ниже, чем ПКА, осуществляющих посадку на аэродром.
К недостаткам ПКА с вертикальной посадкой следует отнести
меньшую точность посадки и ограниченные возможности в вы¬
полнении боковых маневров при спуске. Практически расчетное
место посадки может быть выбрано только в непосредственной
близости от трассы орбитального полета.
Для экипажа условия спуска на ПКА с вертикальной посадкой
более сложные, чем на ПКА самолетного типа. Спуск происходит
при больших перегрузках и, кроме того, при раскрытии парашют¬
ной системы аппарат подвергается ударным нагрузкам и знако¬
переменным вращающим возмущениям.
Ни одного многоразового ПКА с вертикальной посадкой до
настоящего времени не создано, хотя проектов рассматривалось
много. На рис. 2.9 приведена одна из возможных схем
компоновки такого корабля. Внешняя форма корабля может быть
такой же, как у спускаемого аппарата одноразового космического
корабля. В верхней части корабля целесообразно разместить гер¬
метичную кабину экипажа со средствами управления, научной
аппаратурой, системой обеспечения жизнедеятельности и всем тем
оборудованием, которое должно находиться в герметичном отсеке.
Нижняя часть корабля может быть негерметичной. Здесь разумно
установить топливную систему, двигатели, а также те приборы
и агрегаты, которые по условиям эксплуатации могут работать
в вакууме. На днище корабля должны быть створки, которые
при работе маршевого двигателя либо двигателей мягкой посадки
открыты, а при спуске в атмосфере закрыты и защищают корабль
со стороны днища от аэродинамических и тепловых нагрузок.
Корабль должен быть оборудован стыковочным узлом. Чтобы
защитить этот узел от чрезмерного нагрева на участке спуска,
его потребуется закрывать теплозащитой и, возможно, ради этого
делать подвижным: выдвигающимся перед стыковкой и убира¬
ющимся перед спуском. Подвижный стыковочный узел может
быть соединен с отсеком экипажа складывающимся переходным
тоннелем, например, сильфонного типа. Амортизацию корабля
при посадке могут обеспечить специальные убирающиеся поса¬
дочные устройства, поглощающие энергию удара и демпфиру¬
ющие угловые колебания.
Среди рассмотренных проектов многоразовых космических
систем с вертикальной посадкой есть и такие, в которых много¬
разовыми являются и корабль и ракета-носитель. Особый интерес

Компоновочные схемы пка
39
Рис. 2.9. Компоновочная схема корабля с^вертикальной.'посадкой:
1 — выдвижной стыковочный узел; 2 — отсек экипажа; 3 — посадочные устройства;
4 — агрегатный отсек; 5 — парашютные контейнеры
Рис. 2.10. Схема одноступенчатого многоразового космического комплекса:
1 — полезный груз; 2 — топливные баки; 3 — двигатель с тороидальной камерой сго¬
рания; 4 — посадочное устройство
вызывают проекты, в которых предлагается создать аппарат,
объединяющий в себе корабль и одноступенчатую ракету-носитель.
На рис. 2.10 приведена схема такого аппарата, рассмотренная
в США в начале 60-х годов. В верхней части аппарата размещен
отсек полезного груза, средняя занята топливными баками, а внизу
размещается двигатель с тороидальной камерой сгорания и по¬
садочным устройством. Посадку предлагается осуществлять с по¬
мощью тех же двигателей, которые обеспечивают выведение аппа¬
рата на орбиту. Такие аппараты могут быть созданы только
с применением новых, пока не освоенных материалов и кон¬
струкций.
2.3.	Орбитальные станции
Диапазон работ, выполняемых во время пилотируемых косми¬
ческих полетов, очень широк. Основная часть этих работ про¬
водится на борту орбитальных станций, которые в целях дости¬
жения высокой эффективности полетов обычно проектируются
как многоцелевые космические лаборатории. При этом программа
исследовательских и экспериментальных работ и, соответственно,
состав научной и экспериментальной аппаратуры выбираются
таким образом, чтобы можно было эффективно использовать все
время полета.

40
Техника космических полетой
Главное внимание в полетах пилотируемых станций уделяется
работам, в которых участвуют космонавты. Результаты этих работ
представляют наибольшую ценность. Способность человека к твор¬
ческому мышлению следует, в основном, направить на решение
задач исследовательского характера. Экипаж необходимо макси¬
мально освободить от выполнения таких служебных функций,
как контроль и управление работой бортовой аппаратуры, упра¬
вление движением станции, уборка помещения, приготовление
пищи и т. п. А это значит, что станции должны быть оборудованы
автоматическими системами диагностики и управления, аппара¬
турой дистанционного управления бортовыми системами с Земли,
системами телеграфной связи по линии Земля — борт и другими
средствами автоматизации.
Эффективность полета станций непосредственно связана и
с длительностью пребывания экипажа на борту. В связи с этим
одной из основных задач проектирования является обеспечение
наибольшей продолжительности полета космонавтов. Решается
она двумя путями. Во-первых, обеспечиваются условия для
длительной работы одного и того же экипажа на станции: создается
необходимый комфорт, экипажу предоставляются средства под¬
держания жизнедеятельности на достаточно высоком уровне и
организуются мероприятия по психологической поддержке кос¬
монавтов с Земли.
Во-вторых, разрабатываются средства, обеспечивающие смену
экипажей в ходе полета: станции оборудуются системами, которые
позволяют выполнять неоднократные сближения, стыковки и рас¬
стыковки с транспортными кораблями.
Большая длительность полета станции требует больших ресур¬
сов работы ее бортовых систем. В тех случаях, когда необходимых
ресурсов достичь не удается, должна быть предусмотрена воз¬
можность проведения профилактического ремонта или замены
элементов, выработавших свой ресурс. Заметим, что с увеличением
длительности полета возрастает вероятность пробоя корпуса стан¬
ции микрометеорами и поэтому на станциях, рассчитанных на
многолетнюю работу, желательно иметь средства контроля цело¬
стности корпуса и возможность доступа к нему с целью выполне¬
ния ремонтных работ в полете.
Затраты расходуемых материалов (топлива, воды, пищи, кис¬
лорода, одежды, фотопленок и др.) должны быть минималь¬
ными. Для этого следует разрабатывать высокоэкономичные
системы ориентации; системы регенерации воды, атмосферы;
средства стирки и сушки одежды; находить оптимальные способы
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
41
регистрации научной информации. Если этих мер оказывается
недостаточно, следует предусмотреть возможность пополнения
расходуемых материалов с помощью транспортных кораблей.
В настоящее время существует довольно много проектов орби¬
тальных станций, разработанных в разное время применительно
к разным классам задач. По компоновочной схеме их можно раз¬
делить на две группы: моноблочные и многоблочные.
Моноблочные станции выводятся на орбиту с помощью одной
ракеты-носителя и обеспечивают как пребывание экипажа, так
и выполнение всех запланированных работ. В качестве примеров
можно назвать советские станции типа «Салют» и американскую
станцию «Скайлэб».
Станция «Салют-6» собрана в едином корпусе цилиндрическо-
конической формы длиной около 15 и с максимальным диаметром
4,15 м (рис. 2.11). Выбранная форма корпуса позволила одно¬
временно обеспечить достаточно большой внутренний объем,
малое аэродинамическое сопротивление и относительную простоту
изготовления. Широким торцом корпус стыкуется с ракетой-
носителем. Станция имеет пять отсеков, из которых три жилых:
переходный, рабочий и промежуточная камера. Четвертый и пя¬
тый отсеки негерметичны, один из них предназначен для раз¬
мещения двигательной установки, другой — для научной аппа¬
ратуры.
Переходный отсек находится в носовой части станции. Он обо¬
рудован стыковочным узлом и переходным люком для сообщения
жилых отсеков станции и транспортных кораблей. Отсек служит
для проведения некоторых исследовательских работ, а при выходе
космонавтов в открытое космическое пространство играет роль
шлюзовой камеры. Здесь размещена часть научной аппаратуры
станции и имеются все средства шлюзования: скафандры; фалы;
средства фиксации космонавтов; клапаны сброса давления; си¬
стема наддува; клапаны выравнивания давления между отсеками;
Рис. 2.11. Корпус орби¬
тальной станции «Са-
лют-6»:
/ — люк для выхода в от¬
крытое космическое про¬
странство; 2 — переходный
люк; 3 — рабочий отсек;
4 — переходная камера; 5 —
стыковочное устройство с
переходным люком; 6 —пере¬
ходный отсек; 7 — отсек на¬
учной аппаратуры; 8 —
крышка; 9 — агрегатный
отсек

42
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
пульт управления аппаратурой шлюзования и т. д. В боковой
стенке имеется люк для выхода из станции. На наружной поверх¬
ности отсека оборудовано место проведения экспериментальных
работ и закреплены контейнеры с образцами исследуемых мате¬
риалов. Кроме того, снаружи установлены антенны системы сбли¬
жения, световые маяки и прицельные устройства для ручного
управления причаливанием.
Рабочий отсек является основным отсеком экипажа. Отсюда
производится управление всеми бортовыми системами станции,
здесь выполняется большая часть исследовательских работ; в этом
отсеке установлена основная часть бортовой аппаратуры и сред¬
ства обеспечения жизнедеятельности. Отсек имеет так называ¬
емую продольную схему компоновки: оборудование размещено
на боковых стенках, а в центральной части вдоль всего отсека
организован проход, который и является жилым помещением для
экипажа.
По составу оборудования отсек разделен на несколько зон,
имеющих различное функциональное назначение. В носовой
части находится главный пост управления станцией. В этой зоне
установлены пульты управления служебной и научной аппара¬
турой, навигационная вычислительная машина, ручки упра¬
вления ориентацией, оптические визиры, кресла космонавтов.
Сзади главного поста расположена зона приема пищи и отдыха
космонавтов. Здесь имеются стол, оборудованный средствами
фиксации и подогрева пищи, запасы воды, посуда, средства сбора
отходов и т. д. За зоной отдыха размещен пост астроориентации
и астронавигации. Дальше, в сторону агрегатного отсека, органи¬
зована зона проведения медико-биологических исследований и
медицинских профилактических мероприятий. В этом районе
установлена научная аппаратура медицинского контроля, изме¬
ритель массы тела, комплекс для занятий физкультурой и другое
оборудование, предназначенное для поддержания здоровья кос¬
монавтов. Здесь же находится душевая установка.
На корпусе отсека научной аппаратуры оборудован пост для
работы с приборами, которые размещаются внутри отсека. На
посту имеются пульты управления этими приборами и ручки упра¬
вления ориентацией станции. В нижней части зоны установлены
фотоаппараты для выполнения внешних съемок. Слева и справа
от отсеку научной аппаратуры находятся спальные места космо¬
навтов.
В кормовой части рабочего отсека размещаются туалетная ком¬
ната, склад контейнеров для отходов и средства уборки помеще¬
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
43
ния. На потолке установлены две шлюзовые камеры для выброса
отходов из станции.
На наружной поверхности отсека находятся датчики системы
ориентации, некоторые научные приборы, солнечные батареи,
антенны, а также поручни для передвижения и фиксации космо¬
навтов при выполнении работ на внешней поверхности станции.
Промежуточная камера расположена в центре кормовой части
станции и служит, в основном, для сообщения между жилыми
отсеками станции и транспортных кораблей, пристыкованных
со стороны агрегатного отсека. С внешней стороны на камере
установлен стыковочный узел с переходным люком. От рабочего
отсека камера отделена вторым переходным люком, который
позволяет сохранить герметичность рабочего отсека при повре¬
ждении конструкции со стороны стыковочного узла.
В агрегатном отсеке размещены маршевые двигатели, двига¬
тели ориентации, топливные баки и средства обеспечения до¬
заправки.
В отсеке научной аппаратуры находится субмиллиметровый
телескоп и другие приборы для проведения внешних измерений.
Корпус отсека выполнен в форме конуса и размещается внутри
цилиндрической части большого диаметра станции. Для защиты
от загрязнений отсек снаружи имеет крышку, которая откры¬
вается только во время работы с научной аппаратурой.
Станция типа «Салют» дает возможность выполнить весьма
широкий круг исследований. И тем не менее постоянно появляются
все новые и новые задачи, которые требуют дальнейшего расши¬
рения перечня исследовательских работ и, как следствие, увели¬
чения размеров и долговечности станций. В связи с этим по¬
стоянно ведутся работы над созданием проектов станций следу¬
ющего поколения. Сейчас можно назвать несколько возможных
путей дальнейшего совершенствования орбитальных станций.
Можно, например, увеличивать размеры моноблочных станций
жесткой конструкции и с помощью сверхмощных ракет-носителей
сразу выводить на орбиту большое количество научной аппара¬
туры. Один из вариантов компоновочной схемы такой станции
показан на рис. 2.12. Станция имеет три рабочих и три бытовых
отсека тороидальной формы, соединенных между собой переход¬
ным тоннелем. С двух сторон тоннеля установлены стыковочные
узлы. Часть тоннеля оборудована как шлюзовая камера и может
быть использована для подготовки к выходу в открытое косми¬
ческое пространство. Наличие нескольких изолированных жилых
помещений дает возможность повысить безопасность полета и
44
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
исключить необходимость немедленной эвакуации экипажа в слу¬
чае разгерметизации одного из отсеков. В носовой части станции
предлагается разместить аппаратуру электроснабжения, а в хво¬
стовой — двигательную установку. Недостатком станций подоб¬
ного типа является то, что для их выведения на орбиту требуются
дорогостоящие ракеты.
Можно представить себе другой путь увеличения размеров
моноблочных станций. Известно, что объем станции ограничен
предельно допустимыми размерами головной части ракеты-носи¬
теля. Но, если бы удалось корпус станции сделать складыва¬
ющим, например сильфонного или телескопического типа
(рис. 2.13), то после выведения и раскрытия такая станция рас¬
полагала бы существенно большим объемом, чем станция с же¬
стким корпусом. Дополнительное оборудование для такой станции
можно было бы доставить транспортными кораблями. Однако этот
путь связан с решением многих сложных научно-технических
проблем. Во-первых, надо научиться создавать крупногабаритные
складывающиеся конструкции, которые выдерживали бы на¬
грузки от внутреннего давления и при этом надежно сохраняли
герметичность. Во-вторых, нужно обеспечить жесткость таких
конструкций и станции в целом, чтобы можно было осуществлять
высокоточное управление станцией. И, наконец, в-третьих, надо
разработать такую внутреннюю конструкцию, которая позволяла
бы производить установку и монтаж значительной части обору¬
дования непосредственно в ходе полета.
В настоящее время, пожалуй, наибольший интерес вызывают
проекты многоблочных станций. Подкупает то, что они могут
быть собраны на орбите при помощи уже существующих ракет
и, вообще говоря, могут быть любых размеров. В простейшем
случае станция может состоять из двух блоков, состыкованных
соосно или взаимно ортогонально (рис. 2.14). Заметим, что каждая
из схем стыковки имеет свои достоинства: при соосной — станцией
проще управлять, при взаимно ортогональной (поперечной) —
на станции может быть установлено больше стыковочных узлов
для приема транспортных кораблей.
Если станция должна иметь в своем составе большое коли¬
чество блоков, то может оказаться целесообразным создавать
специальные стыковочные модули. Возможные схемы сборки стан¬
ций, состоящих из трех и четырех блоков, с использованием таких
модулей показаны на рис. 2.15. Можно представить себе и более
крупные станции. На рис. 2.16 показана одна из схем многоблоч¬
ных станций, разработанных в США. В связи с взаимной бли-

КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
46
Рис. 2.12. Схема многопалубной стан¬
ции:
/ — бытовые отсеки; 2 — входной люк;
3 — переходный тоннель; 4 — шлюзовая
камера; 5 — стыковочный узел; 6 — отсек
энергоснабжения; 7 — рабочие ртсеки эки¬
пажа; 8 агрегатный отсек
Рис. 2.13. Складывающиеся конструк¬
ции сильфонного (Л) и телескопиче¬
ского (Б) типов:
а — сложенные; б — развернутые
Рис. 2.14. Схемы стыковки блоков:
и — осевая; б — поперечная

46
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 2.15. Схемы сборки
станций со стыковочными
модулями:
1 — исследовательский мо¬
дуль; 2 — СТЫКОВОЧНЫЙ МО¬
ДУЛЬ
Рис. 2.16. Схема много¬
блочной станции:
/ — солнечные батареи;
2 — манипулятор; 3 — ис¬
следовательские модули;
4 — стыковочный модуль
зостью блоков здесь предлагается использовать для стыковки
манипулятор.
Многоблочная станция не обязательно должна осуществлять
весь полет в полностью собранном состоянии. Блоки могут быть
специализированными, и для обеспечения их работы могут тре¬
боваться разные условия полета. В этом случае блоки могут
выполнять автономные полеты и пристыковываться к базе-стан¬
ции только на период технического обслуживания либо для пере¬
дачи результатов исследований.
Компоновочные схемы многоблочных станций определяются
составом и функциональным назначением блоков, схемой сборки
и конкретной программой полета.
2.4.	Общие требования к бортовым системам
и оборудованию
Для того чтобы выполнить программу полета, на борту ПКА
приходится решать большой комплекс весьма' сложных задач:
осуществлять управление движением, поддерживать нормальные
КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ПКА
47
условия жизнедеятельности экипажа, обеспечивать заданный
температурный режим, снабжать бортовую аппаратуру электро¬
энергией, передавать на Землю телеметрическую информацию
и т. д. Для решения задач такого класса создаются специализи¬
рованные бортовые системы, двигательные установки, электро¬
механические агрегаты и другое оборудование. Эти средства имеют
разное устройство и, соответственно, разные принципы действия.
Разработка каждого из них подчинена большому перечню требо¬
ваний, определяющих заданные характеристики и условия экс¬
плуатации.
Мы остановимся на некоторых общих требованиях, которым
должно удовлетворять все бортовое оборудование. Их можно
разделить на несколько групп.
К первой относятся те требования, которые диктуются интере¬
сами обеспечения безопасности полета экипажа. При создании
любого ПКА следует исходить из того, что.все жизненно важные
системы должны иметь повышенную надежность и при этом
должно быть предусмотрено поэлементное или полное, резервиро¬
вание. Требуется, чтобы никакие одиночные отказы не приводили
к прекращению полета, а при наличии полных отказов в основных
комплектах систем обеспечивалось безопасное возвращение эки¬
пажа на Землю. На борту ПКА должны иметься средства автома¬
тизированного контроля и диагностики состояния основной аппа¬
ратуры и средства оповещения экипажа о неисправностях.
Управление в аварийных ситуациях, связанных с острым
дефицитом времени, должно в основном осуществляться автома¬
тически. Конструкция оборудования должна исключать воз¬
можность получения травм космонавтами. Все электрические
кабели необходимо снабдить механической защитой. В интересах
безопасности помимо указанных мер следует обеспечить макси¬
мальную автономность полета. Экипаж должен иметь возможность
выполнять все основные операции по управлению ПКА от взлета
до посадки при минимальном участии наземных средств.
Вторая группа требований направлена на выполнение про¬
граммы полета. В интересах решения этой задачи от исследова¬
тельской и экспериментальной аппаратуры, а также от служебных
бортовых систем требуются высокая надежность и ремонтопри¬
годность. На борту должны быть средства контроля за состоянием
оборудования, средства его ремонта и запасные элементы обору¬
дования. В схемах бортовых систем необходимо предусматривать
автоматическое отключение отказавших приборов с целью локали¬
зации неисправностей. Требуется также, чтобы системы были
48
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
защищены от неправильных действий экипажа, если такие дей¬
ствия могут привести к выходу системы из строя.
Экипаж следует в максимальной степени освободить от опера¬
ций по обслуживанию ПКА. Это значит, что работа бортовых
систем и контроль за их состоянием должны, в основном, осуще¬
ствляться автоматически. Кроме того, необходимо предусмотреть
возможность осуществления контроля и управления бортовой
аппаратурой с Земли.
Чтобы упростить работу космонавтов, желательно иметь на
борту информационные средства, которые обеспечивали бы хра¬
нение, автоматизированный поиск и отображение текстов реко¬
мендаций по действиям экипажа в разных полетных ситуациях.
Третья группа требований связана с наличием жестких огра¬
ничений на общую массу и объем ПКА. Исходя из этого разработ¬
чики бортового оборудования должны стремиться к тому, чтобы
масса, габариты, энергопотребление и тепловыделение каждого
из элементов оборудования были минимальными.
Далее, необходимо, чтобы бортовые средства прошли тщатель¬
ную наземную отработку и проверку функционирования как
в автономном режиме, так и в сочетании с теми элементами, с ко¬
торыми они взаимодействуют в ходе полета. В процессе наземных
испытаний должны быть экспериментально подтверждены расчет¬
ные характеристики оборудования, его надежность и рабочие
ресурсы.
Наконец, последняя группа связана с технико-экономическими
показателями. Для снижения общих затрат при создании ПКА
должны максимально использоваться технологические процессы,
материалы, приборы и даже целые системы, созданные ранее для
других космических аппаратов. Желательно, чтобы изготовление,
испытания и подготовка к пуску нового ПКА требовали минималь¬
ной доработки существующих стендов, лабораторий, производ¬
ственного оборудования, испытательных станций, стартовых
сооружений и других наземных средств. Полет нового ПКА дол¬
жен по возможности обеспечиваться существующим командно¬
измерительным комплексом.

Системы
управления
движением
Для решения целевых задач полета любого космического аппарата
необходимо обеспечить движение его центра масс по заранее
заданной траектории и все те виды ориентации, которые требуются
для выполнения запланированных работ. Иными словами, необ¬
ходимо обеспечить управление как поступательным, так и вра¬
щательным движением аппарата. Эти задачи решаются системой
управления движением (СУД).
Одна из особенностей космического полета состоит в том, что
за пределами атмосферы взаимодействие с внешней средой весьма
незначительно. По этой причине движение аппарата около центра
масс слабо влияет на движение его центра масс. Отсюда следует,
что можно раздельно управлять траекторией полета космического
аппарата и его ориентацией.
Управление траекторией полета — это, по-существу, управле¬
ние вектором скорости движения центра масс. Оно применяется
для поддержания требуемой высоты полета околоземного КА,
обеспечения прохождения трассы полета над заданными районами
земной поверхности, сближения двух космических аппаратов,
снижения скорости полета перед спуском на Землю и в ряде дру¬
гих случаев.
Чтобы осуществить управление движением центра масс, нужно,
прежде всего, определить фактическую орбиту и вычислить вели¬
чину и направление корректирующего импульса скорости. Эти
задачи могут быть решены как наземными, так и бортовыми сред¬
ствами. В первом случае измерения производятся станциями сле¬
жения, а вычисление корректирующих импульсов — специаль¬
ными баллистическими центрами. Во втором — обе задачи ре¬
шаются бортовыми навигационными системами, в состав которых
входят измерительные и вычислительные средства. При первых
полетах использовались только наземные средства. Они обладают
достаточной надежностью и позволяют решать задачи с исполь¬
зованием более простого состава бортового оборудования. В пос¬
ледние годы большое внимание стало уделяться повышению авто¬
номности космических полетов. С этой целью созданы высокоточ¬
Q
Глава

50
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ные секстаны, разработаны программы для бортовых вычисли¬
тельных машин, и сейчас уже многие навигационные задачи
решаются на борту.
Изменение скорости полета обеспечивается работой реактив¬
ных двигателей.
В функции СУД при управлении скоростью полета входит
обеспечение ориентации, при которой направление тяги корректи¬
рующего реактивного двигателя совпадает с направлением расчет¬
ного импульса скорости, стабилизация космического аппарата
в этом положении во время работы двигателя, измерение вели¬
чины приращения скорости и формирование команды на выклю¬
чение двигателя при достижении импульсом скорости расчетного
значения.
При выполнении сближения одного космического аппарата
с другим СУД обеспечивают управление относительным движением
центров масс аппаратов и их взаимной ориентацией.
Во время полета по расчетной орбите система управления
движением осуществляет ориентирование космического аппарата
в пространстве, развороты его из одного положения в другое,
удержание аппарата в ориентированном положении либо вращение
в заданном направлении и с заданной скоростью. Отметим, что
в этих режимах СУД работает наиболее продолжительное время,
так как для выполнения большинства работ требуется вполне
определенное угловое положение аппарата либо заданное угловое
движение.
СУД обычно имеет контуры автоматического и ручного упра¬
вления. Укрупненная схема контура автоматического управления
представлена на рис. 3.1. Контур обеспечивает управление в соот¬
ветствии с сигналами датчиков и дискретными командами, посту¬
пающими с пульта космонавтов, по командной радиолинии или
от других бортовых систем. Дискретными командами осущест¬
вляется выбор того или иного режима работы системы. Датчики
формируют сигналы, несущие информацию о текущем положении
и угловой скорости космического аппарата. Логически-преобра-
зующее устройство обрабатывает эти сигналы и на их основе
формирует команды, управляющие работой исполнительных орга¬
нов. В результате работы последних к космическому аппарату
прикладываются силы и моменты, которые приводят к изменению
движения.
Структурная схема контура ручного управления приведена
на рис. 3.2. Здесь космонавт сам осуществляет управление движе¬
нием космического аппарата. При этом он не заменяет автоматику

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
51
Рис. 3.1. Схема контура
автоматического управле¬
ния:
/ — оператор; 2 — пульт
управления; 3 — другие
бортовые системы; 4 — дат¬
чики; 5 — логически-преоб-
разующий блок; 6 — испол¬
нительные органы
Рис, 3.2. Схема контура
ручного управления:
/ —пульт управления; 2 —
другие бортовые системы:
3 — индикаторы; 4— опера¬
тор; 5 — органы управле¬
ния; б —датчики 7— логи-
чески-преобразующий блок;
8— исполнительные органы
полностью, а выполняет лишь часть функций управления и тем
не менее его участие, как правило, дает возможность существенно
упростить приборный состав системы. Анализируя получаемую
от индикаторов информацию, космонавт воздействует на органы
ручного управления, задавая тем самым нужное движение аппа¬
рату. Выходные сигналы органов управления вместе с сигналами
участвующих в управлении автоматических датчиков посде соот¬
ветствующего преобразования поступают на входы исполнитель¬
ных органов.
Современная СУД является многоконтурной системой. Она
имеет контуры с разными составами аппаратуры, реализующие
разные законы управления, и одинаковые контуры, обеспечива¬
ющие резервирование одних и тех же режимов. Для того чтобы
пояснить, как работает система в разных режимах, рассмотрим
последовательно принципы действия датчиков, индикаторов, орга¬
нов ручного управления, исполнительных органов, а также законы
управления, реализуемые логически-преобразующими устрой¬
ствами.
3.1.	Датчики, индикаторы
В системах управления движением используются датчики, кото¬
рые формируют информацию об угловом положении ПКА отно¬
сительно неподвижных и подвижных систем координат, о проек¬
52
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
циях вектора абсолютной угловой скорости на оси, связанные
с ПКА, об изменении поступательной скорости ПКА во время
работы двигателей, а также о параметрах относительного движе¬
ния двух ПКА. В настоящее время разработано много способов
получения названных видов информации. Рассмотрим те из них,
которые наиболее широко используются в космической практике.
Датчики углов (внешней информации и памяти). Среди датчи¬
ков внешней информации наибольшее распространение получили
оптико-электронные, основанные на использовании лучистой энер¬
гии, излучаемой или отражаемой небесными телами. Такие дат¬
чики применяются для ориентации на Землю, Солнце и звезды.
На Землю ПКА ориентируется обычно таким образом, чтобы
одна из его осей была направлена по местной вертикали. Ориен¬
тация считается выполненной, если углы между ориентируемой
осью и направлениями на разные точки горизонта отличаются
друг от друга не больше, чем на заданную величину. Для осу¬
ществления указанной ориентации используются специальные
датчики — построители вертикали, которые чувствуют горизонт
как некую условную границу, разделяющую энергетические
яркости Земли и околоземного космического пространства. Наи¬
более четко эта граница выражена в инфракрасном диапазоне
длин волн. Здесь градиент интенсивности излучения при переходе
от края Земли к космическому пространству всегда сохраняется
очень большим и мало зависит от условий полета (широты, под¬
стилающей поверхности, сезона, времени суток и т. п.).
Инфракрасные построители вертикали (ИКВ) представляют
собой сложные оптико-электронные приборы. Главными их эле¬
ментами являются оптическая система, приемник лучистой энергии
(болометр) и усилительно-преобразующее устройство. Оптическая
система воспринимает лучистый поток и направляет его в прием¬
ник, где оптический сигнал преобразуется в электрический.
Усилительно-преобразующее устройство усиливает амплитуду
и мощность электрического сигнала и преобразует его в вид, удоб¬
ный для использования в системе управления движением.
Задача ИКВ состоит в том, чтобы сформировать информацию
об угловом положении ПКА относительно вертикали. Решается
эта задача путем сканирования оптической системой окружающего
пространства и сопоставления выходных сигналов приемника
с положением поля зрения системы. В процессе сканирования
поле зрения обычно остается внутри сферического угла, который
несколько превышает угловые размеры Земли при наблюдении ее
с высоты полета. Методы сканирования используются разные.

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
53
Рассмотрим, как определяется положение вертикали, если поле
зрения последовательно перемещается в двух взаимно перпен¬
дикулярных направлениях. На рис. 3.3 показаны три положения
поля зрения, соответствующие одному направлению сканирова¬
ния. Допустим, ИКВ сориентирован на Землю с ошибкой Л0
и его поле зрения сканирует симметрично относительно измери¬
тельной оси OZ в диапазоне углов ±0*. Пусть угловой размер
Земли в плоскости сканирования равен 2<р, а угловой размер
мгновенного поля зрения оптической системы 2а. При крайне
левом положении поля зрения ИКВ будет воспринимать лучистую
энергию космического пространства, ничтожно малую по сравне¬
нию с энергией излучения Земли. Выходной сигнал приемника
будет близок к нулю. В процессе сканирования, когда угол между
измерительной и оптической осями станет равным
01 = ф-Д0 + а,	(3.1)
поле зрения коснется горизонта и начнется резкое увеличение
поступающей энергии и рост сигнала приемника. Сигнал достигнет
максимального значения, когда все поле зрения заполнится изоб¬
ражением Земли. При повторном пересечении горизонта, на
выходе его из поля зрения оптической системы, сигнал будет снова
уменьшаться и в момент, когда поле зрения повернется на угол
02 = Ф + А0 + а,	(3.2^
вновь примет минимальное значение. Из равенств (3.1) и (3.2)
следует, что, зная значения углов 0j и 02, можно определить угол
отклонения измерительной оси от местной вертикали
А0 = (02 ~ 0i)/2.	(3.3)
При постоянной скорости сканирования углы 0t и 02 можно
определить по времени движения поля зрения от центрального
Рис. 3.3. Характерные положения поля
зрения ИКВ при плоском сканиро¬
вании
54
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
до указанных выше положений. Аналогично определяется рас¬
согласование во второй плоскости сканирования. Сигналы рас¬
согласования по обоим каналам формируются усилительно-пре-
образующим устройством.
Иногда в состав ИКВ входят две оптические системы и два
приемника. Каждая система осуществляет сканирование по од¬
ному каналу и направляет лучистый поток на свой приемник.
Прибор (рис. 3.4) имеет две оптические головки, которые вра¬
щаются от общего привода. В каждой головке размещены зеркало
и объектив, проецирующий изображение пространства на прием¬
ник. При вращении головок осуществляется сканирование про¬
странства в двух взаимно перпендикулярных направлениях.
В последнее время широкое распространение получили по¬
строители вертикали с круговым сканированием горизонта.
Оптические системы этих приборов имеют небольшое поле зрения,
которое с постоянной угловой скоростью вращается вокруг изме¬
рительной оси. При этом угол между оптической и измерительной
осями регулируется в зависимости от высоты полета и устанавли¬
вается равным половине углового размера Земли. Если изме¬
рительная ось совпадает с местной вертикалью, поле зрения ска¬
нирует зону одинаковой интенсивности излучения. На приемник,
установленный в фокусе оптической системы, поступает постоян¬
ный поток Ф. Выходной сигнал приемника в процессе сканирова¬
ния не изменяется, и усилительно-преобразующее устройство
формирует нулевой сигнал рассогласования. При отклонении
измерительной оси от вертикали поле зрения проходит по уча¬
сткам разной интенсивности (рис. 3.5). На выходе приемника
появляется переменный сигнал t/np, частота которого совпадаете
частотой сканирования. Амплитуда и фаза этого сигнала определяет
величину и направление отклонения ИКВ, а значит, и корпуса
ПКА. Выделение из сигнала приемника сигналов рассогласова¬
ния иф1 и ифг, характеризующих отклонения ПКА по каждому
из каналов, осуществляется с помощью фазочувствительных
детекторов. На рис. 3.6 приведена структурная схема ИКВ с кру¬
говым сканированием.
При решении многих задач возникает необходимость наведения
одной из осей ПКА на Солнце, для чего на борту устанавливаются
солнечные датчики. В автоматических датчиках селекцию Солнца
производят по мощности излучения в оптическом диапазоне.
Процесс ориентации осуществляется обычно в три этапа:
поиск Солнца, построение грубой ориентации и точное наведение.
Поиск Солнца, вообще говоря, может производиться и без упра¬
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
55
вления движением ПКА. В этом случае на борту должны быть
установлены несколько датчиков, которые в совокупности обеспе¬
чивают обзор всей небесной сферы и вырабатывают информацию
о положении направления на Солнце относительно осей, связанных
с ПКА. Однако система управления оказывается проще, если
поиск осуществить сканированием окружающего пространства
за счет программных разворотов ПКА. При этом методе харак¬
теристики поисковых датчиков и законы управления на этапе
построения грубой ориентации могут быть более простыми. Кроме
того, все солнечные датчики могут быть объединены в одном
приборе. На рис. 3.7 приведены формы и взаимное расположение
полей зрения одного из таких приборов. В плоскости XOZ прибор
имеет два щелевых поля зрения с суммарным углом, превыша¬
ющим 180°. Если в начальный момент Солнце отсутствует в полях
зрения датчика, то космическому аппарату задается поисковая
скорость вращения относительно оси ОХ. При полете вне тени
Земли такое вращение обеспечивает «захват» Солнца датчиком
не больше чем за время одного оборота ПКА. После попадания
Солнца в одну из зон видимости поисковая скорость гасится.
В зависимости от того, в какую из зон (/, 2, 4 или 5) попало Солнце,
ПКА начинает разворачиваться относительно оси OY или ОХ в таком
направлении, чтобы привести изображение Солнца в зону точной
ориентации. Оптическая схема канала точной ориентации может
иметь вид, показанный на рис. 3.8. Схема включает в себя объек¬
тив 1, светофильтр переменной плотности 2, пять фотоприемников
(4, 5, 6, 7 и 8) и призму 3 с отражающими боковыми гранями.
При точной ориентации центр изображения Солнца находится
на оптической оси системы. Основная часть светового потока
проходит через призму и попадает на фотоприемник 6, который
вырабатывает сигнал наличия ориентации. Размер верхнего осно¬
вания призмы обычно выбирается несколько меньшим, чем диа¬
метр изображения Солнца. Поэтому некоторая часть потока падает
и на боковые грани и отражается от них равными долями на
фотоприемники 4, 5, 7 и 8. Все четыре фотоприемника в данном
случае формирует одинаковые сигналы.
Если оптическая ось отклоняется от направления на Солнце
по какому-либо каналу, то на одной из граней изображение Солнца
увеличивается, а на противоположной уменьшается. Появляется
разность сигналов соответствующих фотоприемников. Эта раз¬
ность однозначно определяет величину и направление рассогласо¬
вания. После того как изображение Солнца полностью пере¬
местится на одну из граней, разность сигналов фотоприемников

56
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.4. Схема ИКВ с двумя оптиче¬
скими головками:
/, 5 — оптические головки; 2 — зеркало;
3 — объектив; 4 — приемник
Рис. 3.5. Выходной сигнал приемника
при круговом сканировании:
1 — след оптической оси на плоскости
горизонта; 2 — поле зрения оптической
системы
Рис. 3.6. Структурная схема ИКВ
с круговым сканированием:
/ — механизм сканирования; 2 — оптиче¬
ская система; 3 — болометр; 4 — усили¬
тель; 5 — детектор; 6 — фильтр; 7 — гене¬
ратор опорных напряжений
Рис. 3.7. Схема взаимного расположе¬
ния полей зрения солнечного датчика:
1,4 — зоны поиска и грубой ориентации
в плоскости XOZ; 2,5— зоны грубой
ориентации в плоскости YOZ', 3 — зона
точной ориентации

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
57
также будет зависеть от углов рассогласования, поскольку свето¬
фильтр имеет разную плотность на разных расстояниях от центра.
По мере удаления от центра плотность фильтра уменьшается.
За счет этого сигнал одного из фотоприемников с увеличением
рассогласования растет. Сигнал второго фотоприемника остается
равным нулю. Измеряя разностные сигналы двух пар фотоприем¬
ников, можно получить информацию об угловых отклонениях
ПКА по двум каналам в достаточно широком диапазоне углов.
В некоторых системах для определения направления на Солнце относительно
осей ПКА используются цифровые солнечные датчики (рис. 3.9). Лучистый поток
проходит через входную щелевую диафрагму и попадает на так называемую кодо¬
вую пластину. Пластина имеет вырезы, расположенные по определенному пра¬
вилу, а сзади нее установлены фотоэлементы, выполненные в виде отдельных
полос. Если солнечные лучи попадают в какой-либо вырез, то находящийся под
ним фотоэлемент формирует сигнал наличия Солнца. Значит, по совокупности
показаний фотоэлементов можно судить о положении изображения Солнца на
кодовой пластине и, соответственно, о направлении на него. Для обработки ин¬
формации в датчиках такого типа обычно используют цифровые вычислители,
для чего в состав датчиков включают устройства, преобразующие аналоговые
сигналы фотоэлементов в цифровой код. Каждому фотоэлементу отводится свой
кодовый разряд, а наличие или отсутствие изображения Солнца на элементе
обозначается, соответственно, символами 1 или 0. Вырезы в пластине распола¬
гают таким образом, чтобы информация о положении Солнца была представлена
Рис. 3.8. Оптическая схема канала точной ориентации солнечного датчика:
/ — объектив; 2 — светофильтр; 3 — призма; 4, 5, б, 7. 8 — фотоприемники
Рис. 3.9. Схема цифрового солнечного датчика:
1 -- входная Щ'ль; 2 — кодовая пластина; 3 — фотоэлементы; а — измеряемый угол

58
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
кодом Грея. В этом случае кодовые комбинации, относящиеся к соседним поло¬
жениям изображения, отличаются друг от друга только одним разрядом и можно
относительно просто защитить выходной сигнал датчика от ошибок считывания.
Датчики со щелевой диафрагмой позволяют определять положение направления
на Солнце в плоскости, перпендикулярной входной щели. Для измерения двух
координат направления на Солнце используют два датчика, установленных под
углом 90° друг к другу.
Рассмотрим, как определяется положение направления на
заданную звезду относительно осей, связанных с ПКА. Такую
задачу приходится решать при построении трехосной инерциальной
ориентации. Обычно ориентирование ПКА в инерциальном про¬
странстве осуществляют по Солнцу и одной звезде. Вначале
с помощью солнечного датчика наводят одну из осей на Солнце.
Затем производят разворот ПКА относительно оси, наведенной
на Солнце, до тех пор, пока в центре поля зрения звездного дат¬
чика не окажется нужная звезда. Угол между визирными осями
солнечного и звездного датчиков заранее устанавливается равным
углу Солнце — ПКА—звезда.
При построении ориентации в функции звездного датчика
входят селекция звезды и измерение ее угловых координат. Се¬
лекция звезды производится по ее яркости. Датчик настраивается
на яркость заданной звезды, которая либо измеряется с Земли
и пересчитывается на внеатмосферные условия, либо заранее
измеряется с борта космического аппарата. Угловые координаты
звезд определяются в оптико-электронных приборах с помощью
так называемых анализаторов изображения. На практике наи¬
большее распространение получили анализаторы, работа которых
основана на модулировании оптического сигнала. Вращающиеся
обтюраторы производят развертку поля зрения датчика по за¬
данной программе и преобразуют непрерывный лучистый поток
от звезды в периодическую последовательность световых импуль¬
сов. Программа развертки выбирается такой, чтобы параметры
полученной последовательности импульсов несли информацию
об относительном положении звезды.
Импульсная модуляция может быть получена с помощью дис¬
кового обтюратора с одной прозрачной щелью (рис. 3.10, а).
Если обтюратор разместить между объективом и приемником
лучистой энергии, то при его вращении оптический сигнал будет
поступать в приемник только в моменты совмещения щели с
изображением звезды. Приемник при этом будет формировать
периодическую последовательность электрических импульсов.
Вторую последовательность импульсов можно сформировать, обес¬
печив взаимодействие кулачка, установленного на обтюраторе, с
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
59
контактным коммутатором. Полученные таким образом две пос¬
ледовательности импульсов дают возможность однозначно опреде¬
лить одну из угловых координат звезды. Для этого достаточно изме¬
рить длительность паузы между импульсами приемника и комму¬
татора. Чтобы определить обе угловые координаты, можно исполь¬
зовать обтюраторы с двумя щелями, расположенными под углом
друг к другу (рис. 3.10, б). Приемник в этом случае будет формиро¬
вать пары импульсов, повторяющиеся с частотой вращения обтю¬
ратора. Время между двумя импульсами в паре определяет угло¬
вое расстояние направления на звезду от оси вращения обтюра¬
тора, а значит, и от оптической оси датчика.
Структурная схема звездного датчика с импульсной модуля¬
цией приведена на рис. 3.11. Лучистый поток, пройдя через объ¬
ектив и обтюратор, попадает на чувствительную поверхность
приемника лучистой энергии. Выходные сигналы приемника уси¬
ливаются и подаются на вход амплитудного ограничителя. В этом
звене осуществляется селекция звезды на основе сравнения факти¬
ческой амплитуды сигналов с расчетной. Выходное звено выраба¬
тывает сигнал углового рассогласования в виде напряжения,
пропорционального длительности паузы между импульсами при¬
емника и коммутатора.
Рис. 3.11. Схема звездного датчика с импульсной модуляцией:
1 — объектив; 2 — обтюратор; 3 — приемник; 4 — усилитель; 5 — амплитудный огра¬
ничитель; 6 — звено формирования сигнала рассогласования; 7 — двигатель; 8 — ком¬
мутатор
Рис. 3.10. Обтюраторы
импульсных модуляторов:
1 — дисковый обтюратор;
2 — поле зрения оптической
системы; 3 -- прозрачная
щель

60
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.13. Схема ионного
чувствительного элемен¬
та:
1. 3 — сетки управления
угловой характеристикой;
2 — сетки модуляции ион¬
ного потока; 4— коллектор;
5 — корпус
В последние годы широкое распространение получили звезд¬
ные датчики, в которых информацию об угловых координатах
формируют телевизионными методами. Эти датчики используют
координатно-чувствительные приемники и не нуждаются в до¬
полнительных анализаторах изображения. Рассмотрим принцип
действия одного из таких приемников — диссектора (рис. 3.12).
Оптическая система фокусирует изображение окружающего про¬
странства на фотокатод, который под действием света испускает
электроны с локальной плотностью, пропорциональной его осве¬
щенности. Приложенное к диссектору напряжение направляет
электроны в сторону электронного умножителя, а фокусирующая
катушка строит электронное изображение фотокатода в плоскости
входной диафрагмы умножителя. С помощью строчной и кадро¬
вой катушек электронное изображение перемещают в двух взаимно
перпендикулярных направлениях. Тем самым обеспечивается как
бы осмотр фотокатода со стороны диафрагмы. При попадании
в умножитель электронов от изображения звезды через нагрузоч¬
ное сопротивление, соединенное с коллектором умножителя,
Рис. 3.12. Схема диссектора:
1 — объектив; 2 — фотокатод; 3 — фокусирующая, строчная, кадровая катушки;
4 — диафрагма электронного умножителя; 5 — ускоряющие электроды

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
61
проходит импульс тока. В этот момент величины напряжений
на строчной и кадровой катушках соответствуют координатам
звезды.
При полетах по околоземным орбитам для получения инфор¬
мации об угловом положении ПКА можно использовать не только
излучение Земли и небесных тел, но и некоторые свойства верх¬
ней атмосферы. Известно, например, что на высоте нескольких
сотен километров атмосфера содержит большое количество поло¬
жительно заряженных ионов, которые обладают тепловой ско¬
ростью во много раз меньшей, чем скорость полета ПКА. Значит,
по направлению набегающего потока этих ионов можно судить
о направлении полета. Это обстоятельство положено в основу
использования ионных датчиков для ориентации ПКА по век¬
тору скорости.
Чувствительный элемент ионного датчика представляет собой
коллекторную пластину, размещенную внутри металлического
корпуса (рис. 3.13). Перед коллекторной пластиной имеются сетки,
которые управляют полем зрения чувствительного элемента,
модулируют ионный поток и выполняют ряд других функций.
При попадании ионного потока на коллектор между ним и корпу¬
сом датчика появляется разность потенциалов, и в цепи нагрузки
возникает ток I, равный
/ = eVSNi cos а.
Здесь е — заряд иона; V — скорость набегающего потока;
S — площадь коллектора, обтекаемая набегающим потоком; —
объемная концентрация ионов; а — угол между нормалью к кол¬
лектору и направлением набегающего потока. Величина S зави¬
сит от угла а, поскольку при а 0 корпус затеняет часть коллек¬
тора. Эта зависимость тем сильнее, чем меньше отношение пло-
Рис. 3.14. Угловые харак¬
теристики ионных чув¬
ствительных элементов

62
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
щади коллектора к длине корпуса, т. е. чем меньше поле зрения
чувствительного элемента. На рис. 3.14 приведено несколько
характеристик чувствительных элементов, соответствующих раз¬
ным полям зрения.
Для того чтобы измерять угловое рассогласование между
осью ПКА и вектором скорости в какой-либо плоскости, ис¬
пользуют два одинаковых чувствительных элемента, уста¬
новленных под углом друг к другу симметрично относительно
ориентируемой оси. Сигнал рассогласования формируют
на основе сигналов чувствительных элементов и /2 по закону
% = а (Л —	+ Л).
где а — постоянная величина. Такой способ формирования дает
возможность исключить зависимость характеристики датчика от
Рис. 3.15. Структурная
схема ионного датчика:
1 — чувствительные эле¬
менты; 2 — усилитель АРУ;
3 — детектор АРУ; 4 — де¬
тектор сигнала рассогласо¬
вания; 5 — ВЧ-модулятор;
6 — НЧ-модулятор
Рис. 3.16. Типовая характеристика ионного датчика
Рис. 3.17. Схема свободного гироскопа:
/ — ротор; 2 — внутренняя рамка; 3 — внешняя рамка

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
63
концентрации ионов. Это важно, поскольку концентрация ионов
весьма существенно зависит от высоты полета, географической
широты, сезона, времени суток и других факторов.
На рис. 3.15 показана схема одного из ионных датчиков.
Датчик вырабатывает сигнал угла рассогласования в плоскости,
образуемой осями симметрии чувствительных элементов, которые
работают в процессе измерений поочередно. Низкочастотный мо¬
дулятор подает на сетки элементов прямоугольные импульсы
положительной полярности со сдвигом по фазе на 180°, запирая
то один, то второй элемент. Для удобства преобразования сигналов
чувствительных элементов набегающий ионный поток модули¬
руется также импульсами высокой частоты. В результате при
наличии угла рассогласования на общем выходе чувствительных
элементов появляется высокочастотный сигнал, промодулирован-
ный по амплитуде низкой частотой. Глубина модуляции опреде¬
ляет величину угла рассогласования, а фаза огибающей — на¬
правление углового отклонения. Сигнал чувствительных элемен¬
тов усиливается, и затем из него с помощью амплитудного детек¬
тора выделяется сигнал рассогласования иф. Типовая характе¬
ристика ионного датчика приведена на рис. 3.16.
Итак, рассмотрены принципы действия датчиков углов, которые
используют для своей работы внешнюю по отношению к ПКА инфор¬
мацию. Но в реальном полете бывают ситуации, когда получение
такой информации оказывается затруднительным либо вовсе
невозможным. Например, в некоторых случаях требуется сохра¬
нять ориентацию одной из осей ПКА в направлении на Солнце
при полете в тени Земли, иногда нужно поддерживать инерциаль¬
ную ориентацию после захода опорных звезд за горизонт и т. д.
В подобных ситуациях управление осуществляют с помощью
датчиков памяти, «запоминающих» некоторые условные направ¬
ления в пространстве и измеряющих углы между этими направ¬
лениями и осями ПКА.
Во многих системах управления в качестве датчиков памяти
используют гироскопы (рис. 3.17). Ротор гироскопа связан с кор¬
пусом ПКА посредством двух поворотных рамок: внутренней и
внешней. Известно, что при наличии кинетического момента ротор
стремится сохранять постоянное положение своей оси в инерциаль¬
ном пространстве. Поэтому если привести во вращение ротор
и обеспечить свободное движение рамок в подшипниках, то по
углам поворотов рамок можно будет судить о положении кор¬
пуса ПКА относительно некоторой инерциальной системы коорди¬
нат. Для управления движением используются результаты изме-

64
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
рений углов поворота рамок: внутренней — вокруг оси OY,
связанной с внешней рамкой, а внешней — вокруг оси ОХ, свя¬
занной с корпусом ПКА. Один свободный гироскоп позволяет
измерить две угловые координаты корпуса ПКА. С помощью
двух гироскопов с взаимно перпендикулярными роторами могут
быть определены все три координаты. Недостатком свободных
гироскопов является то, что вследствие наличия возмущаю¬
щих моментов (трение в подшипниках, тяжение токоподводов и
др.) они прецессируют и очень медленно, но все-таки уходят от
первоначального положения. Если с помощью свободных гиро¬
скопов требуется поддерживать ориентацию в течение длитель¬
ного времени, то следует периодически их корректировать.
Иногда информацию об изменении углового положения ПКА
получают на основе интегрирования результатов измерения угло¬
вой скорости. В этом случае функции углового датчика памяти
выполняет совокупность датчика угловой скорости и интегри¬
рующего устройства.
Датчики угловой скорости. Для измерения угловой скорости
обычно используются гироскопические датчики (рис. 3.18). Двух¬
степенной гироскоп установлен в подшипниках, закрепленных
в корпусе ПКА. На движение рамки наложено ограничение
в виде упругой связи и вязкого трения. При вращении ПКА
вокруг оси ОХ со скоростью о)х возникает гироскопический момент,
стремящийся совместить вектор кинетического момента ротора Н
с вектором (ох. Величина этого момента определяется равенством
М = Н<ах cos е, где е — угол поворота рамки.
Если не учитывать сухое трение в подшипниках, то уравнение
движения рамки можно записать в виде
Уё 4- аё -|- ke, ■— Ншх cos е.	(3-4)
Здесь .1 — момент инерции рамки с ротором относительно оси 0Y,
а а и k — коэффициенты вязкого трения и упругости. Параметры
гироскопа выбирают такими, чтобы углы поворота рамки были
небольшими. С учетом этого обстоятельства из равенства (3.4)
следует, что при постоянном значении после окончания пере¬
ходных процессов е = H&Jk, т. е. угол поворота рамки вокруг
оси OZ пропорционален угловой скорости ПКА вокруг оси ОХ.
Три таких датчика позволяют измерить проекции угловой скорости
на три оси, связанные с ПКА.
Интеграторы линейных ускорений. Выше упоминалось, что
одной из задач системы управления движением является измере¬
системы управления Движением
65
ние величины импульса скорости ПКА, полученного при работе
корректирующего двигателя. Эта задача решается методом
интегрирования линейных ускорений ПКА. Чаще всего
подобные измерения производятся гироскопическими интеграто¬
рами.
Гироинтегратор представляет собой гироскоп с тремя степе¬
нями свободы. В отличие от гироскопического датчика углов
ось подвеса внутренней рамки гироинтегратора смещена относи¬
тельно общего центра масс ротора с рамкой вдоль оси ротора
(рис. 3.19). Сделано это для того, чтобы при наличии ускорения
на гироскоп действовал пропорциональный ему возмущающий
момент. Тогда по величине угла прецессии можно судить об изме¬
нении линейной скорости ПКА.
Измерительной осью прибора является ось подвеса внешней
рамки ОХ. Если при работе корректирующего двигателя возни¬
кает ускорение dVJdt в направлении измерительной оси, то на
ротор начинает действовать инерционный момент М, направ¬
ленный вдоль оси 0Z ; М = ml dVJdt. Здесь т — суммарная
масса ротора и внутренней рамки; I — величина смещения оси
подвеса рамки относительно общего центра масс. Под действием
инерционного момента внешняя рамка будет разворачиваться
вокруг оси ОХ со скоростью dqtdt = (jnl/H) dVJdt, где Н — ки¬
нетический момент ротора. Проинтегрировав это уравнение от О
до t (t — время работы двигателя), получим Д<р = (mUH) AV\,
т. е. угол поворота внешней рамки гироинтегратора пропорцио¬
нален приращению скорости в направлении оси ОХ.
Для нормальной работы гироинтегратора нужно, чтобы ось
ротора сохраняла положение,, перпендикулярное оси подвеса
внешней рамки. Это осуществляется с помощью разгрузочного
электродвигателя. Отклонение оси ротора от заданного положения
регистрируется датчиком угла поворота внутренней рамки. При
появлении отклонения включается разгрузочный электродви¬
гатель и создается момент относительно оси внешней рамки.
Момент вызывает прецессию ротора к исходному положению.
В последние годы для измерения линейных ускорений начали
применять струнные акселерометры. Чувствительным элементом
такого акселерометра является натянутая струна. Известно, что
частота собственных поперечных колебаний натянутой струны f0
зависит от величины ее натяжения N
f - — \/ —
'°~ 21 V PS ’

66
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.18. Схема гироскопического датчика угловой скорости:
1 — ротор; 2 — рамка; 3 — демпфер; 4 — упругая связь; 5 — датчик угла поворота
рамки
Рис. 3.20. Схема струнно¬
го акселерометра:
1 — корпус; 2 — автогене¬
ратор; 3 — струна; 4 —
пружина; 5 — инерцион¬
ная масса
где п — номер гармонической составляющей; I — длина струны;
р — плотность материала; S — площадь сечения. В струнном
акселерометре натяжение струны линейно меняется в зависимости
от ускорения, поэтому частота колебаний является носителем
информации о величине ускорения. Схема акселерометра при¬
ведена на рис. 3.20. Струна одним концом прикреплена к корпусу
Рис. 3.19. Схема гироинтегратора:
1 — ротор; 2 — разгрузочный электродвигатель; 3 — внешняя рамка; 4 — датчик угла
поворота внутренней рамки; 5 — внутренняя рамка; 6 —датчик угла поворота внешней
рамки

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
67
прибора, а вторым связана с телом, обладающим заданной массой.
Предварительное натяжение струны осуществляется пружиной.
При наличии ускорений, направленных вдоль струны, инерцион¬
ные силы, действующие на закрепленное на струне тело, увели¬
чивают либо уменьшают натяжение струны и соответственно
изменяют частоту ее собственных колебаний. Колебания струны
возбуждаются и поддерживаются с помощью электрического авто¬
генератора и магнита. Первоначально через струну, установлен¬
ную в поле постоянного магнита, пропускается кратковременный
электрический ток. Под действием магнитного поля струна откло¬
няется от исходного положения, а затем начинает колебаться
с собственной частотой. В процессе колебаний в струне возникает
переменный индукционный ток. Частота его совпадает с частотой
колебаний струны. Автогенератор настраивается на частоту пер¬
вой гармонической составляющей этого тока и вырабатывает
импульсы, которые используются для поддержания колебаний
струны и для вычисления ускорений. Расчет ускорений осуществ¬
ляется с помощью дискретных вычислительных устройств.
Датчики взаимного положения космических аппаратов. Для
управления сближением КА с целью выполнения стыковки не¬
обходимо иметь информацию о их взаимной ориентации, расстоя¬
нии между ними и об относительных скоростях движения цен¬
тров масс. В современных системах эту информацию получают
с помощью радиолокационных средств.
Взаимная ориентация двух аппаратов определяется положе¬
нием линии, соединяющей центры масс (линии визирования),
в связанных с аппаратами системах координат и углом разворота
одного из них относительно другого вокруг этой линии (рис. 3.21).
Для измерения углов аъ а2, и рг, образуемых линией визи¬
рования с осями аппаратов, на каждом из них устанавливается
радиосистема с антеннами, излучающими сигналы в сторону
второго аппарата и осуществляющими прием сигналов от него.
Информация об углах содержится в принятых сигналах. Измере¬
ния обычно производятся амплитудными методами. Электриче¬
ская ось диаграммы направленности приемной антенны вращается
(сканирует) относительно некоторого равносигнального направ¬
ления (рис. 3.22). Если возникает рассогласование между осью
вращения диаграммы и линией визирования, то принимаемые
сигналы начинают модулироваться частотой сканирования. При
этом глубина модуляции определяет величину рассогласования,
а фаза огибающей — положение плоскости, образуемой линией
визирования и осью вращения диаграммы.

68
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.21. Схема отсчета углов рас¬
согласования при взаимной ориента¬
ции двух космических аппаратов
Рис. 3.22. Положение диаграммы направленности при коническом сканиро¬
вании
Угол взаимного разворота аппаратов вокруг линии визирова¬
ния у измеряется так называемым базовым методом. Для реали¬
зации этого метода на одном из аппаратов устанавливаются две
излучающие антенны, разнесенные друг относительно друга в
плоскости, перпендикулярной направлению излучения (рис. 3.23).
Система управления движением другого аппарата обеспечивает
ориентацию приемной антенны на одну из этих двух антенн, прием
же осуществляется от обеих. Поскольку направление на вторую
Рис. 3.23. Взаимное расположение антенн при измерении угла разворота отно¬
сительно линии визирования

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
69
антенну смещено относительно равносигнального, сигнал от нее
оказывается промодулированным частотой сканирования. По
фазе модулирующего сигнала и определяют угол разворота.
Чтобы измерить расстояние между КА, радиолокационная
система одного из них излучает сигналы в направлении второго
и принимает ретранслированные сигналы. Расстояние р опре¬
деляется по времени задержки ретранслированного сигнала
А/ : р = 4j-c (А/ — At), где с — скорость распространения ра¬
диоволн, a Af3 — время задержки в аппаратуре ретрансляции.
Величину А/ можно определить, измерив разность фаз излучен¬
ного и принятого сигналов.
Измерение радиальной составляющей относительной скорости
аппаратов р основано на использовании эффекта Доплера. Из¬
вестно, что при наличии относительной радиальной скорости
между источником и приемником электромагнитных колебаний
для р с, частота принимаемого сигнала отличается от частоты
сигнала источника f„ на величину А/, пропорциональную скорости
сближения. В случае, если источник и приемник находятся на
одном и том же аппарате и осуществляется прием сигнала, отра¬
женного либо ретранслированного вторым аппаратом, сдвиг
частоты определяется равенством: Af = (2р/с) f„. В радиолока¬
ционных измерениях производится выделение частоты А/ и фор¬
мирование на ее основе сигнала относительной скорости.
Боковые составляющие относительной скорости можно опре¬
делить, зная расстояние между аппаратами и угловую скорость
линии визирования сол. в. Если ось антенны совпадает с линией
визирования, то сол. в может быть измерена с помощью двух
датчиков угловых скоростей, установленных на антенне.
Измерение параметров относительного положения и относительного движения
двух космических аппаратов можно производить и с помощью оптических средств.
На рис. 3.24 приведена одна из возможных схем оптической системы измерений.
Система начинает функционировать после построения предварительной взаимной
ориентации аппаратов. На борту одного из космических аппаратов (назовем его
активным) установлен лазер, который по сигналам генератора импульсов 1 фор¬
мирует модулированное излучение в малом телесном угле и направляет его в сто¬
рону второго аппарата (пассивного), на котором имеется уголковый отражатель.
С небольшими потерями поток возвращается в обратном направлении. Отражен¬
ный поток фокусируется на фотокатоде диссектора 4, который вырабатывает сиг¬
налы, определяющие положение линии визирования в связанной с аппаратом
системе координат и направляет их в блок обработки данных. Здесь сигналы при¬
водятся к цифровой форме, и, кроме того, на основе сравнения соседних значений
сигналов вычисляется угловая скорость линии визирования. Угол взаимного
разворота аппаратов вокруг линии визирования может быть измерен базовым
методом. Для этого достаточно на пассивном аппарате установить оптический ма-

70
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.24. Схема оптиче¬
ской системы измерения
с лазерным излучателем:
1,7 — генераторы импуль¬
сов; 2 — лазер; 3 — угол¬
ковый отражатель; 4, 5, 9 —
приемники лучистой энер¬
гии; б — блок обработки
данных; 8 — оптический
маяк
Рис. 3.25. Схема оптического визира кораблей «Восток» и «Восход»:
7 — центральное поле зрения; 2 — периферийное поле зрения; 3 — иллюминатор; 4 —
экран; 5 — отражатели
як, сместив его относительно уголкового отражателя в плоскости разворота, а на
активном, напротив этого маяка, — еще один координатно-чувствительный прием¬
ник излучения 9. Чтобы обеспечить селекцию маяка на фоне окружающего про¬
странства и бликов от элементов конструкции, целесообразно осуществлять
модуляцию излучаемого маяком сигнала с помощью специального генератора
импульсов 7.
Расстояние между космическими аппаратами можно определить, измерив ин¬
тервал времени между посылкой излученного и приемом отраженного сигналов.
В изображенной на рис. 3.24 системе часть излучаемого потока с помощью полу¬
прозрачного зеркала направляется на приемник излучения 5, который формирует
опорный электрический сигнал и направляет его в блок обработки данных. В этом
блоке измеряется интервал времени между опорным сигналом и сигналом диссек¬
тора, вычисляется р, затем путем сравнения текущего значения р с предыдущим
определяется скорость сближения р.
Чтобы построить предварительную взаимную ориентацию, при которой
обеспечиваются малые угловые рассогласования между оптической осью измери¬
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
71
тельной системы и линией визирования, можно на обоих аппаратах установить
световые маяки с всенаправленным излучением и оптико-электронные датчики,
осуществляющие сканирование окружающего пространства, селекцию маяков
и измерение их угловых координат относительно осей, связанных с аппаратом.
Для определения угловых координат можно применять методы, аналогичные тем,
которые используются в звездных датчиках.
Индикаторы углового положения. При ориентации на Землю
в качестве индикаторов обычно используются оптические визиры.
На рис. 3.25 приведена схема оптического визира, который уста¬
навливался на космических кораблях «Восток» и «Восход». Визир
имеет два осесимметричных зеркала для определения относи¬
тельного положения горизонта и центральный иллюминатор для
наблюдения участка земной поверхности, на который направлен
прибор. Зная положение горизонта относительно центральной
вертикальной и горизонтальной рисок экрана (рис. 3.26), космо¬
навт мог определить рассогласования по тангажу и крену, а со¬
поставляя направление движения земной поверхности с верти¬
кальными рисками, мог судить об угле курса.
Визир обладает тем недостатком, что изображение горизонта
можно наблюдать, лишь поместив глаз, вблизи выходного зрачка.
Поэтому космонавт должен во время управления строго фикси¬
ровать голову. Для корабля «Союз» был разработан новый визир,
у которого этот недостаток устранен. Изображение строится на
рассеивающем экране и его можно наблюдать практически из
любой точки кабины. Но устройство этого прибора сложнее. Здесь
имеются девять оптических систем: одна центральная и восемь
периферийных (рис. 3.27). При правильной ориентации на Землю
центральная система обеспечивает наблюдение подстилающей
поверхности, а периферийные — отдельных участков видимого
горизонта, отстоящих друг от друга на равные расстояния. Го¬
ризонт в этом случае изображается на экране в виде ломаной
линии, симметричной относительно центра. Для обеспечения ориен¬
тации с произвольным курсовым углом в центральной части
экрана имеются градусная шкала и указатель курса — прозрач¬
ная поворотная планка с курсовой чертой (рис. 3.28).
Заметим, что рассеивающий экран несколько снижает яркость
изображения и уменьшает разрешающую способность прибора.
Обычно эти потери существенного значения не имеют. Ручное
управление выполняется, как правило, при полете над освещен¬
ной стороной Земли и в этих условиях качество изображения
достаточно хорошее. Если надо наблюдать слабо светящиеся
объекты, например ночную Землю, то рассеивающим экраном

72
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.26. Экран оптического визира
кораблей «Восток» и «Восход»:
1 — зона наблюдения подстилающей по¬
верхности; 2 — зона наблюдения гори¬
зонта; 3 — индикаторы угловых ускоре¬
ний
Рис. 3.27. Схема оптического визира
корабля «Союз»:
1 — экран; 2 — коллективные линзы;
3 — светофильтр; 4 — оборачивающая си¬
стема; 5 — объектив; 6 — периферийное
поле зрения; 7 — призма; 8 — поворотная
призма; 9 — защитное стекло; 10 — цент¬
ральное поле зрения; // — иллюминатор
Рис. 3.28. Экран оптического ориентатора корабля «Союз»:
1 — указатель курса; 2 — зона наблюдения подстилающей поверхности; 3 — зона на¬
блюдения горизонта
Рис. 3.29. Двухкоординатный индикатор:
1 — экран; 2 — подвижный индекс

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
73
пользоваться нельзя. Для таких случаев предусмотрена возмож¬
ность замены рассеивающего экрана на линзовый, однако поль¬
зоваться им может только один человек, поскольку выходной
зрачок прибора с этим экраном оказывается небольшим.
На корабле «Союз» оптический визир используется не только
для ориентации на Землю, но и для управления причаливанием.
В последнем случае центральное поле зрения прибора должно
быть повернуто в сторону стыковочного узла на 90° относительно
исходного положения. Этот поворот осуществляется с помощью
специальной поворотной призмы.
Для отображения информации о положении ПКА относительно
вектора скорости обычно используются двухкоординатные инди¬
каторы, создаваемые на базе электронно-лучевых трубок (рис. 3.29).
Вектор скорости изображается на экране в виде светящегося
индекса. Расстояния от центральных рисок экрана до индекса
определяют углы рассогласования в двух взаимно перпендику¬
лярных плоскостях.
Иногда необходимо осуществлять ручное управление ориен¬
тацией ПКА относительно звездного неба. Для решения такой
задачи создаются специальные оптические приборы — астроориен-
таторы. Астроориентатор — это окулярный прибор, с помощью
которого космонавт может одновременно наблюдать участок звезд¬
ного неба, находящийся в поле зрения прибора, и искусственное
его изображение, соответствующее заданной ориентации. Задача
управления сводится к тому, чтобы разворотами ПКА добиться
совпадения фактического положения звезд с расчетным.
На рис. 3.30 приведена одна из возможных схем астроориен-
татора. В состав прибора входит поворотный звездный глобус.
Он представляет собой непрозрачный полый шар с источником
света внутри. Звезды обозначены на поверхности шара прозрач¬
ными кольцами и космонавт наблюдает их светящимися на черном
фоне. Светоделительный куб позволяет совместить изображение
звездного глобуса с изображением естественного неба. Параметры
оптической системы подобраны так, что при правильной ориен¬
тации в центре каждого кольца глобуса находится изображение
звезды, соответствущей данному кольцу.
На космическом корабле «Апполлон» для информации об угловом положении
корабля в инерциальном пространстве использовался трехстепенной индикатор,
лицевая часть которого изображена на рис. 3.31. В состав индикатора входит
подвижная сфера, управляемая по сигналам гироскопов. Положение ее относи¬
тельно корпуса прибора несет информацию об углах курса, тангажа и крена.
Для удобства считывания информации сфера разделена по цвету на черную и бе¬
лую половины. При отсутствии углов рассогласования сфера расположена так,

74
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.30. Оптическая
схема астроориентатора:
1 — звездный глобус; 2 —
волоконная шайба; 3 —
зеркало; 4 — объектив; 5 —
светоделительный куб
Рис. 3.31. Пилотажно-навигационный прибор корабля «Апполон»:
1 — индикатор пространственного положения; 2, 3, 4 — индикаторы угловых скоростей
по крену, тангажу и курсу соответственно
Рис. 3.32. Цифровой индикатор угловых скоростей
как показано на рисунке: черно-белая граница и окружность максимального
диаметра, проведенная перпендикулярно к ней, проходят через центр экранной
части прибора и занимают соответственно горизонтальное и вертикальное поло¬
жения. КогДа корабль отклоняется по курсу, сфера поворачивается вокруг вер¬
тикальной оси; при этом черно-белая граница остается на месте, а линии, перпен¬
дикулярные к ней перемещаются влево или вправо. При отклонениях по тангажу
граница смещается вверх или вниз. Отклонения по крену обозначаются поворо¬
тами сферы в плоскости рисунка по или против движения часовой стрелки. В этом
же пилотажном приборе рядом с индикатором пространственного положения име¬
ются три стрелочных индикатора угловых скоростей.

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
К
Иногда для управления движением информацию отображают
в цифровом виде. На рис. 3.32 показан цифровой индикатор угло¬
вых скоростей, применявшийся на станциях «Салют». Индикаторы
такого типа обеспечивают высокую точность считывания инфор¬
мации и используются тогда, когда требуется прецизионное
управление.
Специальные средства создаются для визуального контроля
процесса сближения космических аппаратов. В частности, на
наружной поверхности аппаратов устанавливаются различные
ориентиры, которые позволяют оценивать- взаимное угловое по¬
ложение. Вид ориентира зависит от внешней компоновки аппа¬
рата, цвета и яркости его наружной поверхности, условий осве¬
щенности и характера фона, на котором предстоит производить
наблюдения, а также от того, с какой точностью и на каких рас¬
стояниях требуется осуществлять контроль. На рис. 3.33 при¬
ведены три вида ориентиров и показано, как их наблюдает кос¬
монавт при правильной ориентации. Отклонение аппарата по
любому каналу приводит к такому изменению изображения ориен¬
тиров, которое позволяет однозначно определить направление
отклонения и оценить его величину. Метод контроля взаимного
положения с помощью четырех световых маяков использовался
при сближении пилотируемых кораблей «Союз» с орбитальными
станциями «Салют». Удобство этого метода состоит в том, что он
позволяет осуществлять контроль как в дневных, так и в ночных
условиях, причем работа в ночных условиях обеспечивается на
больших расстояниях между аппаратами. Крестообразная мишень
применялась при совместном полете кораблей «Союз», «Аполлон».
Аналогичная мишень устанавливается на станциях «Салют».
С помощью такой мишени также можно производить контроль
при полете над освещенной и неосвещенной Землей. Однако
ночью мишень приходится освещать специальным прожектором,
устанавливаемым на корабле, с которого осуществляется наблю¬
дение. Яркость мишени падает обратно пропорционально ква¬
драту расстояния между ней и прожектором, поэтому в ночных
условиях контроль обеспечивается лишь при небольших удале¬
ниях. Наблюдение ориентиров может осуществляться непосред¬
ственно через иллюминатор, с помощью оптических визиров
либо с помощью телевизионных систем.
Из структурной схемы контура ручного управления движением
(см. рис. 3.2) следует, что исходную информацию для работы ло-
гически-преобразующего устройства наряду с сигналами датчиков
несут сигналы органов ручного управления.

76
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.33. Средства визуального контроля взаимной ориентации:
а — световые маяки; б — прицельные планки; в — крестообразная мишень
Рис. 3.34. Органы ручного
управления ориентацией:
а — корабля «Союз»; б —
корабля «Аполлон»
В состав органа управления входят ручка управления и дат¬
чики, регистрирующие ее положение. Ручка управления пред¬
ставляет собой поворотный рычаг с рукояткой, рассчитанный на
работу кистью или пальцами рук (рис. 3.34). В соответствии
с количеством каналов управления существуют ручки с одной,
двумя и тремя степенями свободы. Для того чтобы задать то или
иное движение космическому аппарату, космонавт воздействует
на ручку управления и перемещает ее соответствующим образом
относительно нейтрального положения, что вызывает изменение
выходных сигналов датчиков, поступающих на вход логически-
преобразующего устройства. Характеристики датчиков могут
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
77
быть разными в зависимости от заложенных в систему методов
управления. На практике обычно используются датчики с линей¬
ными, кусочно-линейными или релейными характеристиками.
3.2.	Исполнительные органы
В качестве исполнительных органов в системе управления дви¬
жением широко используются реактивные двигатели. Они соз¬
дают тягу и обеспечивают воздействие на ПКА необходимых сил
и моментов. Устройство и принцип действия систем реактивных
двигателей будут описаны ниже. Здесь мы рассмотрим, лишь спо¬
собы размещения двигателей на ПКА.
Построение и поддержание заданной ориентации ПКА осуще¬
ствляется методом раздельного управления его движением отно¬
сительно главных центральных осей инерции. Для того чтобы
обеспечить независимое управление по каждому каналу, двига¬
тели устанавливаются так, чтобы векторы моментов были па¬
раллельны названным осям. Величины моментов, как правило,
выбирают максимально возможными. Прецизионное управление
движением центра масс тоже осуществляют раздельно по трем
взаимно перпендикулярным направлениям. Двигатели, пред¬
назначенные для этого управления, устанавливают с таким рас¬
четом, чтобы их работа не вызывала возмущений углового дви¬
жения ПКА.
На рис. 3.35 показана одна из возможных схем установки дви¬
гателей, OXYZ — система главных центральных осей инерции.
Для управления движением вокруг каждой оси в схеме имеются
две пары двигателей. Пары 11 и 16, 5 и 7, 3 и 15 создают поло¬
жительные моменты вокруг осей OX, 0Y и 0Z соответственно,
а пары 9 и 14, 1 и 12, 6 и 10 — отрицательные моменты вокруг
тех же осей. Всего схема содержит 16 двигателей. Такое коли¬
чество позволяет осуществлять управление как угловым, так
и поступательным движением. При этом часть двигателей исполь¬
зуется для того и другого управления. Так, одновременная ра¬
бота двигателей 3 и 10, 6 и 15 обеспечивает управление движением
вдоль оси OY, а 5 и 12, 1 и 7 — вдоль оси OZ. Для управления
движением вдоль оси ОХ используются специальные двигатели 2
и 4, 8 и 13.
Приведенная схема позволяет реализовать максимальные
управляющие моменты и осуществлять управление ориентацией,
не прикладывая сил к центру масс, т. е. не искажая орбиту ПКА.
Это важные преимущества. Однако применение такой схемы при-

78
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.35. Схема располо¬
жения реактивных двига¬
телей в носовой и кормо¬
вой частях ПКА
Рис. 3.37. Схема двухстепенного гиростабилизатора:
1 — моментное устройство; 2 — рамка; 3 — ротор
Рис. 3.36. Схема расположения кинетических моментов маховиков Нх, Ну, Hg
относительно осей ПКА
водит к существенному усложнению компоновки аппарата в
целом.
Обычно на тех ПКА, для которых не предусматривается управ¬
ление движением центра масс, устанавливается один двигатель¬
ный отсек и двигатели размещаются в одной плоскости по его
периферии. В этом случае управление по одному каналу осуще¬
ствляется с помощью моментов, создаваемых парами сил (11
и 16, 9 и 14), а по двум другим — моментами от нескомпенсиро-
ванных сил (7, 10, 12, 15).
Если необходимо управлять и поступательным движением,
то должно быть, по меньшей мере, две двигательные секции. Как
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
79
правило, одну из них размещают в кормовой части ПКА —
в районе маршевого двигателя, вторую — вблизи центра масс.
Так сделано, например, на космическом корабле «Союз»: в перед¬
ней секции, расположенной между приборным отсеком и спу¬
скаемым аппаратом, установлены двигатели, обозначенные на
рис. 3.35 номерами 1.... 6, в задней — двигатели 8 ... 11 и 13 ... 16.
Двигатели 7 и 12 на этом корабле отсутствуют. Управление дви¬
жением вокруг оси 0Y осуществляется парами двигателей 2
и 13, 4 и 8.
Заметим, что фактическое количество двигателей, устанавли¬
ваемых на ПКА, всегда больше, чем изображено на схеме. СУД —
жизненно важная система, поэтому исполнительные органы в ней
дублируются.
Работа реактивных двигателей всегда связана с расходом
топливных компонентов. Чтобы его уменьшить, на некоторых
ПКА управление ориентацией осуществляют с помощью так назы¬
ваемых инерционных исполнительных органов, создающих реак¬
тивные моменты за счет использования инерционных свойств
вращающихся тел. В простейшем случае такими органами могут
быть одностепенные маховики, приводимые в движение с помощью
электродвигателей. В процессе набора или гашения угловой
скорости маховика возникает реактивный момент, который дей¬
ствует на корпус ПКА и изменяет его движение. Три маховика,
установленные так, что оси их вращения параллельны главным
центральным осям инерции ПКА (рис. 3.36), обеспечивают не¬
зависимое управление по трем каналам.
Характеристики маховиков выбирают с учетом задач управ¬
ления. Прежде всего, диапазоны изменения кинетических момен¬
тов устанавливают такими, чтобы обеспечивалось построение
ориентации за заданное время и длительное поддержание ориен¬
тированного положения. В соответствии с общей продолжи¬
тельностью режимов управления определяют ресурсы электро¬
двигателей. У двигателей, кроме того, предусматривают простое
управление величиной момента, действующего между статором
и ротором, и малую зависимость этого момента от числа оборотов.
Независимое управление по трем каналам может быть обеспе¬
чено также с помощью одного трехстепенного .(шарового) махо¬
вика, электродвигатель которого имеет три статорные обмотки,
расположенные перпендикулярно друг к другу, и сферический
ротор — маховик, выполненный из электропроводного материала.
Шаровой маховик имеет то преимущество, что он гироскопически
не связан с корпусом ПКА.

80
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Другой тип инерционных исполнительных органов представ¬
ляют двух- и трехстепенные гиросиловые стабилизаторы, которые
обеспечивают управление за счет гироскопических моментов.На
рис. 3.37 показана схема двухстепенного гиростабилизатора.
В его состав входят двухстепенной гироскоп и устройство, созда¬
ющее момент относительно оси подвеса рамки. Гиростабилизатор
позволяет производить управление относительно оси ОХ, свя¬
занной с ПКА. Ротор гироскопа раскручивается заранее. .Управ¬
ляющие сигналы подаются на моментное устройство, вызывающее
вращение рамки и ротора вокруг оси OZ. В ответ на такое вра¬
щение ротора появляется гироскопический момент, который
через подшипники передается корпусу космического аппарата.
Величина гироскопического момента тем больше, чем больше
кинетический момент ротора.
Недостатком двухстепенного гиростабилизатора является то,
что при отклонении рамки от исходного положения вектор гиро¬
скопического момента перестает быть направленным по оси управ¬
ления, и между каналами управления возникает нежелательная
связь. Чтобы исключить такую связь, в каждом канале уста¬
навливают не один, а два соединенных между собой гироскопа
(рис. 3.38).
В подобных устройствах, называемых гирорамами, роторы
гироскопов имеют одинаковые по величине кинетические моменты.
В исходном положении эти моменты направлены в противополож¬
ные стороны. Рамки гироскопов соединены между собой таким
образом, что они поворачиваются в разных направлениях, но на
одинаковые углы. В такой схеме вектор суммарного гироскопи¬
ческого момента всегда параллелен оси ОХ.
Существуют гиростабилизаторы и с тремя степенями свободы
(рис. 3.39). Здесь ротор гироскопа установлен в кардановом под¬
весе и с осями обеих рамок связаны моментные устройства, с по¬
мощью которых осуществляется управление вокруг осей ОХ и OY.
Принцип управления такой же, как при использовании двух¬
степенных гиростабилизаторов.
В заключение заметим, что для управления угловым движением
нельзя обойтись только инерционными исполнительными орга¬
нами. Дело в том, что на ПКА всегда действуют внешние возму¬
щения, которые изменяют его кинетический момент. А поскольку
в процессе управления суммарный кинетический момент корпуса
и жестко закрепленного на нем оборудования поддерживается
постоянным или изменяется по заданному закону, указанные
возмущения приводят к постепенному отклонению кинетических

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
81
Рис. 3.38. Схема гирорамы:
/ — моментное устройство; 2 — рамка
Рис. 3.39. Схема трехстепенного гиростабилизатора:
1,5— моментные устройства; 2 — ротор; 3 — внутренняя рамка; 4 — внешняя рамка
моментов исполнительных органов от их первоначальных значе-
ний. В конце концов отклонение может стать чрезмерно большим.
Например, скорость вращения ротора может оказаться недопу¬
стимой с точки зрения прочности, или вектор кинетического мо¬
мента может развернуться в такое положение, при котором управ¬
ление становится неэффективным. Чтобы избежать подобных си¬
туаций, следует периодически возвращать векторы кинетических
моментов роторов к исходным значениям. При этом корпус не
должен получать существенных возмущений. Значит, при восста¬
новлении кинетических моментов роторов к корпусу ПКА должен
быть-приложен момент внешних сил. На практике такую задачу
решают с помощью реактивных двигателей ориентации.
Таким образом, при использовании инерционных исполни¬
тельных органов приходится иметь на борту еще и систему реак¬
тивных двигателей. Тем не менее во многих случаях такая схема
оказывается выгодной. Если в полете ПКА должен длительное
время находиться в ориентированном положении, то выигрыш
массы за счет снижения расходов топлива может оказаться на¬
столько большим, что установка двух систем исполнительных
органов будет вполне оправданной.

82
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
3.3.	Законы управления
Выше были названы основные задачи, возложенные на систему
управления движением. Очевидно, что эти задачи разные по своему
содержанию и требуют реализации разных законов управления.
В данном случае под законом управления будем понимать алго¬
ритм формирования сигналов, управляющих работой исполни¬
тельных органов, на основе информации, получаемой от датчиков
и от органов ручного управления. Рассмотрим, как может быть
построен закон управления для решения каждой из названных
задач.
Начнем с управления угловым движением. Ранее упоминалось,
что датчики и исполнительные органы устанавливаются на ПКА
таким образом, чтобы можно было управлять движением вокруг
главных центральных осей инерции. В целях экономии энергии,
расходуемой на управление, угловые скорости разворотов ПКА
обычно ограничиваются несколькими градусами в секунду. С уче¬
том этих двух обстоятельств угловые движения ПКА по каждому
каналу управления можно рассматривать независимо друг от
друга. Уравнения движения будут иметь вид
Mi.	(3.5)
Здесь Ju — момент инерции ПКА относительно i-й оси; соь Мг —
проекции векторов абсолютной угловой скорости и главного мо¬
мента внешних сил.
При небольших углах рассогласования <р; положение осей ПКА
относительно поступательно движущейся системы координат мо¬
жет быть определено из уравнений вида
(3.6)
Заметим, что если рассогласование имеется только в одной пло¬
скости и движение происходит вокруг оси, перпендикулярной
к ней, то уравнение (3.6) справедливо для углов любой величины.
Будем рассматривать управление движением ПКА с помощью
реактивных двигателей постоянной тяги на фазовой плоскости
(<рг, cof). Предположим, что момент внешних возмущающих сил
отсутствует. Из равенств (3.5) и (3.6) следует, что если Мг = О,
то dtot/dfpi = 0 и фазовая траектория является прямой, параллель¬
ной оси <рг (рис. 3.40).
Если начальное значение со? было больше нуля, то с течением
времени изображающая точка будет перемещаться вправо и,
наоборот, при отрицательных значениях со? — влево.

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
83
При работе реактивных двигателей, когда Мг = const, фазовая
траектория является параболой с вершиной на оси Офр
“? Mt .
-2- = ^-ФНс-
Постоянная с определяется начальными условиями ф? и а»?.
Если управляющий момент направлен на уменьшение угловой
скорости, то парабола обращена вершиной вправо, если на уве¬
личение — влево.
Режим гашения угловой скорости используется в полете много¬
кратно. Он позволяет остановить вращение ПКА, возникшее
в результате действия возмущающих моментов, которые появ¬
ляются при отделении ПКА от ракеты-носителя, стыковках, рас¬
стыковках, шлюзовании отходов, в результате действия аэроди¬
намических и гравитационных моментов и в ряде других случаев.
Иногда вращение задается специально для сохранения одноосной
ориентации ПКА или для поиска объектов наблюдения. После
выполнения поставленной задачи такое вращение также должно
быть остановлено.
Для того чтобы осуществить гашение угловой скорости, нужно
включить реактивные двигатели, создающие момент, направлен¬
ный против вращения. Теоретически управление можно обеспе¬
чить системой, работающей по закону, представленному на
рис. 3.41. Однако на практике такое управление осуществить не
удается. В реальной системе всегда имеются запаздывания.
Если команду на выключение двигателей формировать в тот мо¬
мент, когда датчик фиксирует нулевое значение угловой скорости,
фактическое выключение произойдет после начала набора скорости
противоположного знака. Это вызовет работу встречных двига¬
телей, затем картина будет‘повторяться (рис. 3.42). ПКА будет
совершать колебания с амплитудой по скорости ±со*, сопровож¬
даемые непрерывным расходом топлива. Очевидно, что такой
режим неприемлем.
Колебаний можно избежать, если включать реактивные дви¬
гатели только при значениях скорости, превышающих со*. В этом
случае встречных включений не будет, а после выключения дви¬
гателей сохранится остаточная угловая скорость +<о’. Недостат¬
ком такого способа управления является то, что величина остаточ¬
ной скорости во многих случаях оказывается больше допустимой.
Существуют способы уменьшения остаточной скорости. Можно,
например, сформировать команду на выключение двигателей

84
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.40. Характерные траектории на фазовой плоскости
Рис. 3.42. Фазовые траектории про¬
цессов установления колебаний
не при нулевом значении сигнала скорости, а с некоторым опере¬
жением. Если величину опережения выбрать такой, чтобы при
совпадении характеристик системы с расчетными двигатели
выключались при нулевой скорости, то фактическая остаточная
скорость будет существенно меньше, чем в предыдущем случае.
Однако и это значение скорости не всегда отвечает поставленным
требованиям.
В современных системах управления пользуются другими ме¬
тодами. Гашение угловой скорости на заключительном этапе осу¬
ществляют импульсной работой реактивных двигателей. Начиная
с некоторого значения скорости coi2, преобразующее устройство
формирует управляющие импульсы переменной длительности.
По мере уменьшения скорости длительность импульсов сокра¬
щается вплоть до минимального значения, которое еще могут
отработать двигатели. Пауза между импульсами выбирается та¬
кой, чтобы за время паузы закончились переходные процессы
в датчиках угловых скоростей и динамическая составляющая
погрешности измерений отсутствовала. Последний импульс фор¬
мируется при значении угловой скорости сог1, равном ее измене¬
Рис. 3.41. Характеристика идеализированного контура гашения угловой ско¬
рости с релейным эвеном

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
85
нию за расчетное время действия этого импульса. Характеристика
контура гашения угловой скорости с импульсным звеном пред¬
ставлена на рис. 3.43, где Л4;р — усредненное по времени значе¬
ние управляющего момента, определенное по формуле
М?р = Л4>ти/(ти + тп),
где ти и тп — длительности импульсов и пауз. Импульсный ре¬
жим управления позволяет реализовать минимально достижимые
значения остаточных угловых скоростей. Фазовые траектории,
соответствующие этому режиму, показаны на рис. 3.44.
Режим набора угловой скорости используется для поиска
объектов исследования, приведения ПКА к ориентированному
положению, создания искусственной тяжести и других целей.
Он отличается от режима гашения угловой скорости только тем,
что скорость не уменьшается до нуля, а изменяется до некоторого
заданного значения. Поэтому законы управления могут быть ана¬
логичны описанным выше с той лишь разницей, что поддержание
скорости должно осуществляться около заданной скорости раз¬
ворота Ор. На рис. 3.45 и 3.46 приведены характеристика контура
набора угловой скорости и фазовые траектории процессов уста¬
новления заданной скорости. Реализуется этот способ управле¬
ния весьма просто: сигнал фактической угловой скорости, полу¬
ченный от датчика, до того, как поступает на вход звена, форми¬
рующего импульсы, суммируется с сигналом, соответствующим
заданной скорости разворота. Схема контура показана на рис. 3.47.
В случае, если сигнал заданной скорости разворота отсутствует,
контур обеспечивает гашение угловой скорости.
Режим ручной ориентации предусматривается для решения
двух основных задач. Во-первых, для осуществления таких видов
управления движением, которые не обеспечиваются автоматиче¬
скими режимами. Например, для ориентации аппарата на те
наземные объекты или атмосферные образования, которые могут
быть обнаружены космонавтами в ходе полета и представляют
интерес для исследований. Во-вторых, для функционального
дублирования автоматических средств и повышения надежности
СУД в целом.
Структурную схему и характеристики элементов контура руч¬
ного управления выбирают такими, чтобы на космонавта-опера¬
тора возлагались максимально простые функции. При этом отно¬
сительная простота контура достигается за счет того, что сложные
оптико-электронные датчики заменяются более простыми оптиче-

86
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.43. Характеристика контура гашения угловой скорости с импульсным
звеном
Рис. 3.44. Фазовые траектории процессов гашения угловой скорости
Рис. 3.45. Характеристи¬
ка контура набора угло¬
вой скорости
Рис. 3.46. Фазовые траек¬
тории процессов набора
угловой скорости

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
87
скими визирами и некоторые логические задачи решаются не
автоматическими устройствами, а самим космонавтом.
В настоящее время разработано много различных вариантов
ручного управления, отличающихся друг от друга составом ис¬
пользуемых датчиков, способом представления информации опе¬
ратору, характеристиками ручек управления и передаточными
функциями логически-преобразующих устройств. На практике
наибольшее распространение получили системы с линейным
управлением угловыми скоростями (рис. 3.48).
Эти системы работают следующим образом. Оператор визуально
определяет рассогласование между фактической и требуемой
ориентациями ПКА и выбирает направления и скорости разво¬
ротов, которые позволяют построить нужную ориентацию за от¬
веденное время. Затем он отклоняет ручку управления на угол,
соответствующий выбранной скорости разворота. Выходной сиг¬
нал ручки управления суммируется с сигналом датчика угловой
скорости и поступает на вход логически-преобразующего устрой¬
ства, по командам которого ПКА набирает заданную скорость
вращения так же, как в рассмотренном выше автоматическом
режиме. Оператор удерживает ручку управления в отклоненном
положении до тех пор, пока угловое рассогласование по данному
каналу не ликвидируется. После этого ручка управления возвра¬
щается в исходное нейтральное положение, ее выходной сигнал
становится равным нулю и набранная скорость разворота гасится.
Управляя таким образом последовательно или одновременно по
трем каналам, можно обеспечить любую трехосную ориентацию
корабля.
На рис. 3.49 показана фазовая траектория, характерная для
описанного выше способа управления. Оператору обычно задается
время, за которое следует построить ориентацию, и точность ее
поддержания (±<рг0). Управлять он должен так, чтобы затратить
наименьшее количество топлива. Поэтому все развороты осуще¬
ствляются с минимально возможными скоростями.
Поддержание ориентации в простейшем случае оператор осуществляет
следующим образом. При появлении предельно допустимого рассогласования
он отклоняет на небольшой угол ручку управления в сторону, противоположную
рассогласованию, и восстанавливает ориентацию. Затем ручка возвращается
в нейтральное положение. ПКА, имея остаточные угловые скорости, постепенно
уходит от ориентировочного положения. После того как уход вновь достигнет
предельного значения, оператор повторяет свои действия.
Опытные операторы работают по более сложным правилам. Они учитывают
при управлении индивидуальные особенности системы и характер действия
возмущающих моментов и, в результате, добиваются дополнительной экономии
топлива.

88
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.47. Схема контура набора угловой скорости:
Датчик угловой скорости; 2 —логически-преобразующее устройство; 3 — исполни¬
тельные органы
Рис. 3.48. Схема контура ручной ориентации:
1 — визир; 2 — пилот; 3 — ручка управления; 4 — датчик угловой скорости; 5 — логи-
чески-преобразующее устройство; 6 — исполнительные органы
Рис. 3.49. Фазовая траек¬
тория процесса ручной
ориентации
Следует отметить, что режим линейного управления угловыми
скоростями может оказаться непригодным для поддержания вы¬
сокоточной ориентации, поскольку она требует использования
только очень малых значений скоростей. В этих случаях поль¬
зуются другими способами управления. Можно, например, осу¬
ществлять управление с помощью одиночных минимальных им¬
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
89
пульсов тяги. Допустим, при каждом отклонении ручки управ¬
ления логически-преобразующее устройство формирует один ми¬
нимальный по длительности управляющий импульс, знак которого
соответствует направлению поворота ручки. Тогда оператор
сможет дискретно изменять угловую скорость с предельно малым
шагом и обеспечить предельно медленные движения ПКА. Такой
метод управления успешно использовался на космических кораб¬
лях «Союз» и орбитальных станциях «Салют».
Режимы автоматической ориентации. В этих режимах СУД
работает наиболее продолжительное время. Ориентация требуется
при коррекциях орбиты, сближении, проведения научных иссле¬
дований, торможении корабля перед спуском и во многих других
случаях. Виды ориентации могут быть самыми разными: на Землю,
Солнце, звезды, другой космический аппарат и т. д.
Задача СУД состоит в том, чтобы привести ПКА в ориенти¬
рованное положение и поддерживать ориентацию с требуемой
точностью. Решается эта задача следующим образом. Вначале
производится набор угловой скорости, которая обеспечивает
приближение ПКА к заданному положению. После того как
рассогласование по углу становится небольшим, скорость враще¬
ния начинает снижаться и к моменту установления ориентации
принимает минимальное значение. Поддержание ориентации обес¬
печивается тем, что каждый раз, когда рассогласование достигает
предельно допустимой величины, космическому аппарату сооб¬
щается минимальная скорость, направленная в сторону его
уменьшения.
Рассмотрим процесс установления ориентации подробнее. Пусть
включение и выключение реактивных двигателей производится
s
в зависимости от значения суммарного сигнала и, угла и угловой
скорости
«f = ki 1<Р» Г ki2(i>i
по закону, изображенному на рис. 3.50. Нанесем на фазовой пло¬
скости прямые линии, соответствующие значениям uf0 и —
(рис. 3.51). Эти линии называют линиями переключения, поскольку
в моменты пересечения их изображающей точкой происходит
включение или выключение двигателей. По виду траектории
можно судить, что такое управление при положительных значе¬
ниях ktl и ki2 вызывает затухающие колебания ПКА около ориен¬
тированного положения. Амплитуда этих колебаний уменьшается
до тех пор, пока величина импульса двигателей не становится

90
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.51. Фазовая траектория процесса установления ориентации при релей-
_	у
нои зависимости управляющего сигнала от uf
Рис. 3.53. Схема контура автоматической ориентации:
1 — датчик угла; 2 — логически-преобразующее устройство; 3 — исполнительные ор¬
ганы; 4 — датчик угловой скорости
Рис. 3.50. Релейная зависимость управляющего сигнала от и?
Рис. 3.52. Фазовая траектория процесса автоматической ориентации

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
91
минимально возможной. После этого затухание прекращается.
Величина uf0 определяет точность ориентации. Таким образом,
указанный закон управления обеспечивает построение и поддер¬
жание ориентации.
На практике этот закон несколько совершенствуют. Во-первых,
так же, как в описанных выше режимах и по тем же соображениям,
при приближении к ы?0 обеспечивают импульсную работу дви¬
гателей. Во-вторых, чтобы ограничить скорость поиска и за счет
этого сократить расходы топлива, в характеристики датчиков
углов обычно вводят насыщение. Наконец, в тех случаях, когда
не требуется высокая точность ориентации, в целях экономии
топлива в характеристики этих датчиков вводят еще и зону не¬
чувствительности. В результате фазовая траектория реального
процесса установления ориентации имеет вид, показанный на
рис. 3.52. Структурная схема контура автоматической ориентации
приведена на рис. 3.53.
Режим автоматической стабилизации. Задача его состоит
в том, чтобы поддерживать ориентацию космического аппарата
при работе маршевого двигателя. Реально вектор тяги двигателя
никогда не проходит точно через центр масс аппарата, поэтому
при включении двигателя возникают возмущающие моменты,
действующие, в основном, вокруг осей, перпендикулярных к рас¬
четному направлению тяги, и стремящиеся развернуть аппарат
относительно исходного положения. СУД должна противодейство¬
вать возмущениям и не допускать разворотов.
Очевидно, что для решения этой задачи нужно прежде всего
располагать управляющими моментами, большими, чем моменты
от действующих возмущений. Существует несколько способов
создания таких моментов. Во-первых, на борту аппарата могут
быть установлены управляющие реактивные двигатели повы¬
шенной тяги. В этом случае логика работы СУД при стабилизации
может быть такой же, как в режиме поддержания ориентации.
Кроме того, управление движением аппарата относительно по¬
перечных осей можно обеспечить за счет поворотов камеры самого
маршевого двигателя (рис. 3.54). Изменяя положение камеры,
можно управлять положением вектора тяги относительно осей
аппарата и тем самым величинами моментов, действующих вок¬
руг поперечных осей.
Структурная схема контура такого управления приведена на
рис. 3.55. Повороты камеры обычно осуществляют с помощью
электродвигателей постоянного тока с независимым возбужде-

92
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.54. Схема создания
управляющего момента
поворотом маршевого дви¬
гателя
Рис. 3.55. Схема контура стабилизации с использованием поворотного дви¬
гателя:
/ — датчик угла; 2 — логически-преобразующее устройство; <3 — привод маршевого
двигателя; 4 — датчик угловой скорости
Рис. 3.56. Характеристика звена формирования управляющего сигнала
Рис. 3.57. Схема струйно-реактивного двигателя:
1 — сопло; 2 — коллектор; 3 — заслонка
нием. Угловая скорость такого электродвигателя Q, регулируется
напряжением uiynp, подводимым к якорю: T;Qj + Q, = упр-
Здесь Tt и Ci—константы. Величина управляющего напряже¬
ния формируется по закону, изображенному на рис. 3.56, в за¬
висимости от суммарного сигнала uf = /г^ср,- + /г^со, — ki38i,
где ki36 — сигнал угла поворота камеры 6г относительно исход¬
ного положения, являющийся сигналом обратной связи и исполь¬
зующийся в. управлении.для обеспечения устойчивости. Чтобы
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
93
ограничить скорость поворота двигателя, в характеристику звена,
формирующего Ui упр, вводится насыщение. Камера соединяется
с электродвигателем через редуктор.
Уравнение движения космического аппарата относительно i-й
оси при управлении поворотным двигателем имеет вид
J dati/dt = Mt воам — Rl6h
где MiB03M — постоянный возмущающий момент, вызванный ис¬
ходным эксцентриситетом тяги; R — тяга двигателя; I — расстоя¬
ние от оси вращения двигателя до центра масс аппарата. Устой¬
чивость системы и быстрое затухание переходного процесса при
рассматриваемом способе управления обеспечиваются подбором
коэффициентов kilt ki2, ki3.
Иногда управление стабилизацией осуществляют с помощью
реактивных двигателей, использующих выхлопные газы турбо¬
насосного агрегата (ТНА) маршевого двигателя. Такие двигатели
(рис. 3.57) устанавливаются в каждом канале управления. При
работе ТНА в коллектор двигателя поступает газ с почти постоян¬
ным секундным расходом.
При управлении этот газ распределяется с помощью заслонки
между двумя одинаковыми соплами. Тяга, создаваемая одним
соплом, пропорциональна массе газа, которая протекает через
него в единицу времени. Если отклонения заслонки от нейтраль¬
ного положения будут небольшими, то изменение секундного
расхода газа, а значит, и тяги будет практически пропорционально
углу поворота заслонки. Управляющий момент будет также
пропорционален этому углу. Отсюда следует, что изменяя поло¬
жение заслонки в ограниченном диапазоне, можно достаточно
просто управлять угловым движением космического аппарата.
Законы управления при этом могут быть такими же, как при
управлении с помощью поворотного двигателя.
Строго говоря, задача стабилизации не ограничивается под¬
держанием исходной ориентации космического аппарата. Система
управления движением должна обеспечить заданное направление
корректирующего импульса. Это значит, что фактический вектор
тяги маршевого двигателя должен удерживаться в заданном
направлении. Обычно расчетный вектор тяги совпадает с продоль¬
ной осью аппарата, а отклонение фактического вектора от расчет¬
ного существенно меньше тех погрешностей, которые допускаются
при проведении коррекции. Поэтому задача стабилизации, как
правило, совпадает с задачей сохранения ориентации. Однако
если требуется повышенная точность коррекции, то отклонение
94
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
реального направления тяги от расчетного следует учитывать.
В таких случаях после включения двигателя нужно скорректи¬
ровать ориентацию так, чтобы совместить с заданным направле¬
нием фактический вектор тяги. Для этого в управление помимо
сигналов, пропорциональных углу и угловой скорости рассогла¬
сования, вводят сигнал, пропорциональный проекции прираще¬
ния поступательной скорости на поперечную ось аппарата. Сум¬
марный сигнал при использовании управляющих реактивных
двигателей имеет вид
uf = kiitfi ki2(di -j- ki3 AVh
где АУг — приращение боковой скорости. Для управления с по¬
мощью поворотного двигателя либо струйно-реактивных двига¬
телей этот сигнал формируется так:
«f =	-|~ k{3 ДУ,- —
Таким образом, чтобы обеспечить точную стабилизацию, следует
в контуры управления угловым движением относительно попереч¬
ных осей включить акселометры.
Режимы автоматического сближения. Сближение космических
аппаратов осуществляется обычно с целью их стыковки либо
с целью проведения совместных исследований. Как правило, в сбли¬
жении участвуют два аппарата. В некоторых случаях оба они
пилотируемые.
В соответствии с методами получения исходной информации
для управления процесс сближения делится на два этапа. Вна¬
чале, когда расстояние между космическими аппаратами состав¬
ляет сотни или даже тысячи километров, управление осуществ¬
ляется по данным наземных траекторных измерений путем про¬
ведения последовательных коррекций орбит. При этом коррек¬
тирующие импульсы рассчитываются так, чтобы после их реали¬
зации аппараты оказались на орбитах, близких к орбите встречи,
с заданными относительными положениями и скоростями и чтобы
суммарные расходы топлива на коррекции были минимальными.
Для сокращения расходов топлива продолжительность первого
этапа стремятся увеличить. Обычно она составляет одни-двое
суток. При проведении коррекций учитывается, что между им¬
пульсами необходимо измерить параметры орбит аппаратов. Это
позволяет каждым последующим импульсом исправлять допу¬
щенные ранее ошибки. Учитывается также и то, что минимальное
расстояние между аппаратами должно быть достигнуто в зоне
видимости станций слежения, чтобы на наиболее ответственном
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
95
заключительном участке сближения контроль процесса управле¬
ния можно было осуществлять наземными средствами. Все рас¬
четы, связанные с проведением коррекций на первом этапе, могут
производиться как наземными, так и бортовыми средствами.
Аппаратура СУД на этой стадии сближения работает только
в периоды выполнения расчетов и коррекций. Собственно управ¬
ление движением осуществляется при коррекциях и включает
в себя последовательное выполнение режимов ориентации и ста¬
билизации, которые были рассмотрены выше, а также измерение
приращений линейной скорости аппарата.
На втором этапе управление производится по информации об
относительном движении космических аппаратов, получаемой
с помощью бортовых измерительных средств. С целью упрощения
СУД и экономии топлива управление движением центра масс
обычно осуществляют только на одном аппарате — том, у которого
масса меньше.
Назовем основные требования, предъявляемые в СУД приме¬
нительно ко второму этапу. Прежде всего, в результате сближе¬
ния аппараты должны оказаться на требуемом расстоянии друг
от друга с заданным относительным угловым положением и задан¬
ными значениями относительных линейных и угловых скоростей.
Если сближение осуществляется с целью стыковки, то в конце
его необходимо обеспечить касание стыковочных устройств. Ско¬
рость сближения в момент касания должна быть достаточной для
срабатывания замков стыковочного механизма, но в то же время
не слишком большой, чтобы не вызвать повреждение конструкции.
Для современных космических аппаратов допустимые скорости
находятся в диапазоне 0,1 ... 0,6 м/с.
Далее, боковое смещение одного стыковочного устройства
относительно другого, а также углы, определяющие взаимную
ориентацию аппаратов, не должны в момент касания превышать
тех предельных значений, при которых еще обеспечивается меха¬
нический захват. Это обстоятельство предъявляет достаточно
высокие требования к точности управления относительным поло¬
жением аппаратов. Например, при стыковках кораблей «Союз»
и «Аполлон» боковые смещения стыковочных устройств допуска¬
лись только до 400 мм; рассогласование осей, вдоль которых должна
осуществляться стыковка, должно было быть не более 7°; отно¬
сительный разворот аппаратов вокруг оси стыковки не должен
был превышать 15°. Чтобы не допустить чрезмерных нагрузок,
ограничения накладываются также на боковые линейные скорости
и угловые скорости аппаратов в момент касания. Следующее тре-

96
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЁТОВ
бование заключается в том, что сближение аппаратов должно
обеспечиваться для любой точки заданной области начальных
условий, обычно определяемой совокупностью возможных сочета¬
ний начальных значений дальности, скорости сближения и угло¬
вой скорости линии визирования.
Реально на современных советских космических кораблях допускается, чтобы
второй этап сближения начинался на расстоянии 20 ... 30 км при угловой скорости
линии визирования до 0,1 °/С и скорости сближения от 0 до 40 м/с. Логика
работы СУД должна быть построена с учетом обеспечения безопасности полета
пилотируемого аппарата при возникновении тех или иных отказов в системе.
Это значит, что необходимо полностью исключить возможность столкновения
аппаратов. Наконец, еще одно важное требование состоит в том, что расходы
топлива на управление сближением должны быть по возможности минимальными.
Наиболее простым методом управления сближением на втором
этапе является метод параллельного наведения. Сущность его
состоит в том, что скорость сближения р изменяется заданным
образом в зависимости от расстояния между космическими аппа¬
ратами р, а угловая скорость линии визирования сол> в поддержи¬
вается около нуля. На рис. 3.58 показан один из возможных
вариантов линий переключения на фазовой плоскости р, р.и соот¬
ветствующая этим линиям траектория процесса сближения.
Включение и выключение двигателя, управляющего продольным
движениям, осуществляются при заданным значениях суммарного
сигнала дальности и скорости и2 = ир + «р в соответствии с за¬
коном, изображенным на рис. 3.59. При и^1 = 1 тяга двига¬
теля R уменьшает скорость сближения, а при = —1 — уве¬
личивает. Линии переключения имеют кусочно-линейный харак¬
тер. Это позволяет упростить приборную реализацию метода.
Чтобы сократить затраты топлива, скорость сближения на
больших дальностях ограничивается. Например, на кораблях
«Союз», которые производили сближение таким методом, макси¬
мально допустимое значение скорости составляло 40 м/с. По
мере сокращения расстояния скорость снижается. Это повышает
безопасность сближения и упрощает управление по другим ка¬
налам.
Заданные характеристики линий переключения обеспечиваются
соответствующим способом формирования сигнала дальности
(рис. 3.60). Структурная схема канала управления скоростью
сближения приведена на рис. 3.61.
Управление угловой скоростью линий визирования осуществ¬
ляют по релейному закону (рис. 3.62). Если сол. в превышает зна¬
чение (о2, включается двигатель для гашения скорости и работает

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
97
Рис. 3.58. Процесс сбли¬
жения:
/ — фазовая траектория; 2
и 3 — линии включения и
выключения двигателя при
торможении; 4 и 5 — линии
выключения и включения
двигателя при разгоне;
■ участок работы
двигателя; 	 уча¬
сток пассивного полета
Рис. 3.59. Характеристи¬
ка контура управления
скоростью сближения при
параллельном наведении
Рис. 3.60. Характеристи¬
ка канала измерения даль¬
ности
Рис. 3.61. Схема контура управления скоростью сближения при параллель¬
ном наведении:
1 — звено измерения дальности; 2 — логически-преобразующее устройство; 3 — кор¬
ректирующий двигатель; 4 — звено измерения скорости

98
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 3.62. Характеристика контура
гашения угловой скорости линии ви¬
зирования
Рис. 3.63. Взаимные положения активного и пассивного космических аппа¬
ратов на дальнем участке:
а — при наборе скорости сближения; б — при гашении угловой скорости линии визиро¬
вания; в — при гашении скорости сближения
до тех пор, пока скорость не уменьшится до величины (оь затем
выключается. Чтобы уменьшить количество разворотов космиче¬
ского аппарата, знак угловой скорости в процессе управления
сохраняют постоянным.
Одной из особенностей режима сближения является то, что
для управления движением центра масс на больших расстояниях
должен быть использован двигатель большой тяги. Устанавливать
на борту несколько таких двигателей, чтобы можно было прикла¬
дывать тягу в разных направлениях без разворотов косми¬
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
99
ческого аппарата, как правило, нецелесообразно. Обычно для
управления скоростью сближения и угловой скоростью линии ви¬
зирования пользуется тем же самым маршевым двигателем, кото¬
рый используется при всех коррекциях орбиты и при спуске ко¬
рабля с орбиты. Управление по разным каналам осуществляют
последовательно после выполнения соответствующих разворотов.
На рис. 3.63 показаны положения активного космического аппа¬
рата (А) относительно направления на пассивный аппарат (П),
обеспечивающие такое управление.
Рассмотрим кратко работу СУД на дальнем участке автоном¬
ного сближения на примере корабля «Союз». На борту имеется
радиолокационная измерительная система, антенна которой уста¬
новлена на гиростабилизированной платформе. С осями подвеса
платформы связаны моментные устройства. При появлении рас¬
согласования между осью антенны и направлением на цель к плат¬
форме прикладываются моменты такого направления, при котором
рассогласование ликвидируется. Таким образом обеспечивается
наведение антенны на цель и измерение величин р, р и (ол. в.
По результатам измерений определяются момент включения
двигателя и положение космического аппарата при его работе.
Если одновременно имеются условия для включения двигателя
с целью управления и продольным, и боковым движением, то
работа осуществляется в соответствии с заложенными в систему
приоритетами. При наличии условий для торможения и для гаше¬
ния угловой скорости линии визирования вначале производится
торможение. Это продиктовано интересами безопасности. При
наличии одновременных условий для разгона и для гашения
боковой скорости сначала гасится боковая скорость. В против¬
ном случае по мере сокращения дальности угловая скорость
линии визирования будет возрастать и центробежная сила бу¬
дет гасить скорость сближения. Значит, для восстановления
скорости сближения потребуются дополнительные затраты топ¬
лива.
Определив направление действия тяги, система управления
разворачивает аппарат в нужное положение, включает маршевый
двигатель, стабилизирует аппарат при работе двигателя и в момент
пересечения соответствующей линии переключения формирует
команду на выключение двигателя. После этого система поддер¬
живает имеющуюся ориентацию аппарата до тех пор, пока не
потребуется очередное включение двигателя.
Управлять сближением можно также методом свободных траекторий. Суть
его заключается в том, что в бортовой системе управления вначале производится
100
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
расчет всей серии корректирующих импульсов, обеспечивающих заданное сбли¬
жение, а затем формируются команды на выполнение коррекции. Перед каждым
следующим импульсом расчеты повторяются, чтобы можно было компенсировать
накопленные ранее погрешности. Этот метод позволяет решать задачи оптималь¬
ного управления. Можно, например, найти такое сочетание коррекций, которое
обеспечит минимальный расход топлива или минимальное время сближения.
Однако реализовать такой метод удается только при наличии на борту ЦВМ,
поскольку для определения траекторий сближения приходится решать весьма
сложную систему дифференциальных уравнений относительного движения
аппаратов. В процессе управления на борту решается краевая задача: на основе
имеющейся информации о начальных параметрах движения обоих космических
аппаратов определяются величины и направления корректирующих импульсов,
которые обеспечивают требуемые значения параметров движения в момент
встречи при соблюдении заданных ограничений на управление. Впервые метод
свободных траекторий был применен на советском космическом корабле «Союз Т».
Когда расстояние между космическими аппаратами становится
относительно небольшим (несколько сотен метров), необходимость
использования маршевого двигателя отпадает и дальнейшее
управление осуществляют с помощью двигателей малой тяги.
Последние устанавливаются на борту в таком количестве, которое
обеспечивает управление движением центра масс во всех трех
направлениях без разворотов аппарата. Управление продольным
и боковым движениями на этом этапе осуществляется одновре¬
менно. Законы управления на ближнем участке остаются прин¬
ципиально теми же, что и на дальнем.
Управление движением космических аппаратов около центров
масс на втором этапе сводится к поочередному выполнению сле¬
дующих режимов работы СУД: автоматическое построение и
поддержание заданной ориентации, развороты с постоянной
угловой скоростью, стабилизация аппарата при работе марше¬
вого двигателя. Каждый из этих режимов был рассмотрен выше.
Режим ручного сближения. Схема контура ручного управления
сближением существенно зависит от того, какие функции пред¬
полагается возложить на пилота. Алгоритмы управления сбли¬
жением на начальной стадии второго этапа являются весьма
сложными. На этом участке в качестве основного контура управ¬
ления используют автоматический и принимают специальные
меры для обеспечения его надежности. Контур ручного управле¬
ния обычно включается в состав СУД в роли резервного и, как
правило, только для управления на ближнем участке.
На заключительном этапе сближения следует принимать осо¬
бые меры по обеспечению безопасности полета и, кроме того,
существует потребность в некоторой гибкости управления. В по¬
лете иногда возникает необходимость изменить ход процесса
сближения. Например, может потребоваться выполнить зависание

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
101
на небольшом расстоянии от аппарата, с которым осуществляется
сближение, либо совершить облет этого аппарата с целью визуаль¬
ного осмотра его стыковочного узла. Подобные задачи удобнее
решать при ручном управлении. Заметим, что на небольших рас¬
стояниях космонавт может визуально оценивать взаимные поло¬
жения и скорости аппаратов. Поэтому ручное управление на
завершающем этапе может осуществляться даже при отказе изме¬
рительных средств.
В процессе ручного сближения космонавт должен управлять
ориентацией аппарата и движением его центра масс. Контур руч¬
ного управления ориентацией был рассмотрен выше. Для управ¬
ления движением центра масс на борту устанавливаются допол¬
нительные органы ручного управления, связанные с двигателями
поступательных перемещений. По конструкции они могут быть
аналогичны органам управления ориентацией. Логика управле¬
ния строится обычно так, что при отклонении ручки в ту или
иную сторону включаются соответствующие двигатели. При
возвращении ручки в нейтральное положение двигатели выклю¬
чаются. Последовательность и продолжительность отклонений
ручки определяются самим космонавтом в зависимости от пока¬
заний индикаторов и результатов визуального наблюдения за
целью. Схема контура управления, реализующего описанную
логику, приведена на рис. 3.64. На схеме использованы обозна¬
чения: i — индекс канала управления; Xt, X — координата
и скорость аппарата; aip — угол поворота ручки управления;
«гупр — управляющий сигнал; Rt — суммарная тяга двигателей.
Приведенная схема относительно проста, но предполагает весьма
сложную деятельность оператора. Следует учитывать, что при
сближении космонавт должен осуществлять одновременное управ¬
ление по шести каналам.
Особенности управления с использованием инерционных ис¬
полнительных органов. Одна из особенностей работы силовых
Рис. 3.64. Схема контура ручного управления движением центра масс:
1 — визирное устройство; 2 — оператор; 3 — орган управления; 4 — исполнительные
органы; 5 — индикаторы

102
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
гироскопов как исполнительных органов состоит в том, что раз¬
виваемый ими управляющий момент зависит не только от входного
(управляющего) сигнала, но и от текущей угловой скорости косми¬
ческого аппарата. Гироскоп как бы стремится совместить ось
ротора с осью вынужденного вращения, которое передается ему
от корпуса аппарата. Тем самым он создает естественную силовую
реакцию на угловое движение аппарата. Динамика движения
становится за счет этого более сложной, хотя сама реакция гиро¬
скопа во многих случаях оказывается весьма полезной. В настоя¬
щее время разработано много разных типов гироскопических
стабилизаторов. Они отличаются друг от друга числом степеней
свободы, количеством роторов, наличием или отсутствием регу¬
лирования угловой скорости ротора и рядом других признаков.
Нередко законы управления стабилизаторами оказываются до¬
вольно сложными. Рассмотрим работу только простейших видов
гиростабилизаторов с тем, чтобы получить представление о не¬
которых особенностях их применения.
Одностепенные гиростабилизаторы — маховики — обычно
приводятся в движение с помощью двухфазных асинхронных
электродвигателей переменного тока. Зависимость момента М, дей¬
ствующего между статором и ротором такого электродвигателя, от
скорости вращения Q приведена на рис. 3.65. Изменение угловой
скорости ротора осуществляют в диапазоне ±Q*, поскольку здесь
моментная характеристика близка к линейной и момент относи¬
тельно слабо зависит от Q. Скорость регулируют, изменяя напря¬
жение ыупр на обмотке управления цу11р = сх dQldt + c2Q. В ука¬
занном диапазоне изменения Q управляющий момент при постоян¬
ном напряжении меняется медленно и управление движением
космического аппарата можно осуществлять аналогично тому,
как это делается при использовании реактивных двигателей.
Скажем, если маховики установлены относительно осей OXYZ,
связанных с космическим аппаратом, в соответствии с рис. 3.36,
то управлять движением аппарата относительно любой из осей
можно, изменяя и. упр в зависимости от uf = ki}q>t + k[2<&t по
закону, изображенному на рис. 3.56. Здесь при uiyDp понимают
усредненное по времени значение управляющего напряжения,
которое подается на обмотку электродвигателя в виде пос¬
ледовательности импульсов постоянной амплитуды.
В отличие от реактивных двигателей вращающийся маховик
будет создавать момент не только вокруг оси управления, но и
вокруг других осей аппарата. Например, проекции вектора мо-

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
103
Рис. 3.65. Моментная характеристика одностепенного гиростабилизатора
мента маховика с осью ротора, параллельной оси ОХ, на направ¬
ления OX, OY, OZ будут равны: ,МХ = —dHx/dt, MY = —Нхаг,
Mz = HxaY. А поскольку в управлении участвуют три маховика,
движение аппарата по каждой оси будет подчиняться действию
трех моментов.
Реальные параметры маховиков и систем управления обычно
таковы, что моменты, связанные с изменением угловой скорости
ротора, значительно больше моментов, вызванных вращением
аппарата. Это обстоятельство позволяет осуществлять независимое
управление по каждому из каналов. Безусловно, взаимное влия¬
ние каналов друг на друга существует. Однако можно заранее
выбрать такие параметры системы управления (зоны нечувстви¬
тельности, угловые скорости разворотов аппарата и др.), которые
позволят в процессе управления это влияние не учитывать. Ра¬
зумеется, выбор этих параметров должен производиться на основе
анализа динамики космического аппарата с учетом всех действу¬
ющих факторов.
Рассмотрим принципы управления с использованием двух¬
степенных гиростабилизаторов. Пусть один из таких стабилиза¬
торов установлен так, как показано на рис. 3.66, и с осью рамки
стабилизатора связан моментный двигатель. Обозначим момент,
прикладываемый к рамке со стороны двигателя Мдв. Если не
учитывать трение на оси подвеса рамки и считать, что рамка
в процессе управления отклоняется на небольшие углы, то урав¬
нения движения рамки с ротором вокруг оси ОХ и уравнение
Рис. 3.66. Схема формирования управляющего момента с помощью двухстепен¬
ного гиростабилизатора

104
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЁТОВ
движения корпуса космического аппарата вокруг оси OZ после
линеаризации можно записать в виде
J хх — Мдв + И Yti)z;
r __м н d6
Jzz~tr —	- Пу-^.
Здесь Jxx — суммарный момент инерции рамки и ротора отно¬
сительно оси подвеса рамки; 6 — угол поворота рамки; MZm
и coz — момент внешних сил и скорость вращения аппарата
вокруг оси OZ. Из уравнений видно, что момент внешних сил
вызывает угловое движение космического аппарата, а это движе¬
ние даже при Мдв = 0 заставляет прецессировать гиростабили¬
затор в таком направлении, чтобы противодействовать внешнему
возмущению. Таким образом, двухстепенной гиростабилизатор
может обеспечивать управление и в пассивном движении, без
датчиков и логически-преобразующего устройства, но эффектив¬
ность такого управления невелика. Чтобы ее повысить, к оси
рамки прикладывают момент, величина и время действия кото¬
рого определяются углом и угловой скоростью ухода космиче¬
ского аппарата от ориентированного положения. Характеристики
моментного электродвигателя обычно выбирают такими, которые
обеспечивают прямо пропорциональную зависимость скорости
поворота рамки от входного сигнала. Благодаря этому управля¬
ющий момент гироскопа Mz уП|: = —Ну db/dt оказывается также
пропорциональным входному сигналу и управление можно произ¬
водить по тем же законам, что и в случае применения одностепен¬
ных гиростабилизаторов. Заметим, что на практике используют
гиростабилизаторы, роторы которых обладают большой инерцией,
поэтому развиваемые ими гироскопические моменты во много раз
больше моментов, действующих на осях рамок. Управление дви¬
жением космического аппарата вокруг трех осей можно обеспе¬
чить тремя двухстепенными гиростабилизаторами. Однако, чтобы
уменьшить перекрестные связи между каналами управления,
обычно по каждому каналу используют спаренные гиростабили¬
заторы — гирорамы (рис. 3.67). В этом случае число силовых
гироскопов удваивается.
Трехстепенной гиростабилизатор, как правило, используется
для управления движением по двум каналам. Скажем, если ста¬
билизатор установлен так, как показано на рис. 3.39, то он
участвует в управлении движением вокруг осей ОХ и OY. При
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
105
этом для создания момента вокруг оси OY управляющий сигнал
подается на моментный двигатель, установленный на внешней
рамке, а внутренняя рамка затормаживается. Чтобы управлять
движением относительно оси ОХ, наоборот, сигнал подается на
двигатель внутренней рамки, а тормозится внешняя рамка. Таким
образом, управление по двум каналам осуществляется поочередно,
и в каждом случае гиростабилизатор работает как двухстепенной.
Законы управления могут быть аналогичны тем, которые при¬
меняются при использовании двухстепенных стабилизаторов, но
параметры системы управления должны выбираться с учетом
того, что управление производится с перерывами. Для того чтобы
обеспечить управление движением космического аппарата по
всем трем каналам, на борту следует установить, как минимум,
два гиростабилизатора, работающих описанным способом.
Если в качестве трехстепенного гиростабилизатора исполь¬
зуется шаровой маховик, то он один может обеспечить управление
по всем трем каналам. Управляющие моменты в этом случае соз-
Рис. 3.67. Схема установки гирорам

106
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
даются за счет независимого регулирования составляющих ско¬
рости вращения ротора по каждому из трех направлений. Методы
управления применяют те же, что и при использовании односте¬
пенных маховиков.
В заключение заметим, что свойство инерционных исполни¬
тельных органов развивать моменты без затраты массы может
оказаться незаменимым в аварийных ситуациях, когда по каким-
либо причинам пользоваться реактивными двигателями для по¬
строения ориентации невозможно, а запасы электроэнергии на
борту имеются. Можно, например, представить себе резервный
контур ручной ориентации, который в качестве исполнительных
органов использует только три одностепенных маховика. Ручка
управления в таком контуре может быть соединена с регуляторами
напряжений, подаваемых на обмотки электродвигателей махо¬
виков; угловые рассогласования космонавт может определять
визуально. Такой простейший контур вполне может обеспечить
одноразовую ориентацию космического аппарата перед спуском
с орбиты.
3.4.	Применение БЦВИ в системах управления
движением
В последние годы в связи с развитием микроэлектроники на космических ап¬
паратах стали все шире применяться малогабаритные ЦВМ. Они способны бы¬
стро производить сложные вычисления, выполнять большой объем логических
операций, обладают высокой надежностью и большим ресурсом. Добавим, что
современные бортовые ЦВМ (БЦВМ) и их внешние устройства имеют вполне при¬
емлемые массы, габариты и энергопотребление. Как показывает опыт, характери¬
стики всей этой аппаратуры с каждым годом существенно улучшаются, поэтому
область применения БЦВМ; будет продолжать расширяться.
В системах управления движением БЦВМ используются в качестве логиче-
ски-преобразующих устройств и, кроме того, выполняют ряд дополнительных
функций, которые позволяют расширить возможности систем управления в це¬
лом, улучшить качество управления и повысить его надежность.
Прежде всего, применение БЦВМ позволило существенно повысить автоном¬
ность управления. С помощью вычислительных машин на борту решаются на¬
вигационные задачи: в БЦВМ может быть заранее заложена нужная временная
последовательность режимов управления, которая будет реализовываться без
участия как наземных служб, так и экипажа. Заметим, что при этом в задании
на управление не обязательно указывать всю необходимую информацию. Часть
информации может быть сформирована непосредственно в БЦВМ. Например,
на основе решения кинематических уравнений машина может автономно опреде¬
лить углы, на которые должен развернуться аппарат при переходе из одного'вида
ориентации в другой. В задании в этом случае должны быть указаны лишь виды
ориентации и интервалы времени, в течение которых они должны поддержива¬
ться. С помощью БЦВМ можно осуществлять более глубокий автоматический кон¬
троль работы бортовой аппаратуры. Скажем, решая уравнения движения косми¬
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
107
ческого аппарата и сопоставляя результаты решений с показаниями датчиков,
можно судить о реальных характеристиках датчиков. На основе сравнения факти¬
ческого движения с расчетным можно осуществлять контроль тяг реактивных
двигателей. Можно весьма строго контролировать расходы топлива на управление.
БЦВМ, кроме того, позволяет реализовать сложные программы проверок аппара¬
туры без включения режимов управления. По результатам этих проверок может
быть произведено автоматическое отключение неисправных приборов и выполнен
автоматический переход на резервные комплекты. Все это также снижает требова¬
ния к степени участия в управлении экипажа и наземного персонала.
Наличие БЦВМ дает возможность производить логическую обработку сиг¬
налов датчиков и отфильтровывать ложные показания, связанные с появлением
помех. В период отсутствия достоверных показаний датчиков с помощью БЦВМ
можно прогнозировать движение космического аппарата и продолжать управление
в соответствии с данными прогноза. Таким методом иногда поддерживают ориента¬
цию одной из осей аппарата на Солнце при полете в тени Земли. Во многих слу¬
чаях вычислительное устройство позволяет формировать информацию о коорди¬
натах космического аппарата без непосредственного их измерения. Например,
производя дифференцирование сигналов, поступающих от датчиков углов, можно
определить угловые скорости аппарата и, наоборот, интегрируя сигналы датчиков
угловых скоростей, можно получить сведения о том, как изменяется угловое по¬
ложение аппарата в пространстве.
Важным качеством, которого удалось достичь благодаря применению БЦВМ,
является высокая гибкость управления. Вводя в вычислительную машину циф¬
ровую информацию с пульта космонавта или с Земли, можно оперативно коррек¬
тировать законы управления и логику контроля аппаратуры, формировать прак¬
тически произвольные циклограммы управления. БЦВМ позволяет кроме того
решать задачи оптимального регулирования, осуществлять управление в соот¬
ветствии с заданной системой приоритетов.
Очевидно, что использование БЦВМ в составе СУД существенным образом
повлияло на характер работы экипажа при управлении. Космонавты начали вы¬
полнять функции операторов ЦВМ. Чтобы обеспечить надежность и удобство этого
нового вида деятельности, необходимо организовать максимально простой и по¬
нятный диалог космонавта с БЦВМ и, кроме того, предусмотреть автоматический
анализ вводимой космонавтом информации. Эти требования должны учитываться
при разработке программ, пультов управления и средств отображения инфор¬
мации.
В настоящее время круг задач, решаемых БЦВМ в рамках СУД, быстро ра¬
стет. Постоянно появляются новые способы управления, повышается степень
его автоматизации, углубляется контроль работы аппаратуры и т. д., и несмотря
на это возможности современных БЦВМ еще далеко не исчерпаны. Надо сказать,
что в последние годы эти возможности увеличиваются быстрее, чем специалисты
успевают их осваивать. Поэтому сейчас основное внимание в вопросах, связанных
с дальнейшим совершенствованием СУД, уделяется разработке новых алгорит¬
мов и созданию соответствующего этим алгоритмам программного обеспечения.

4
Г лава	I
Системы
управления
спуском
Под управлением спуском понимают управление движением спу¬
скаемого аппарата одноразового космического корабля либо
многоразового корабля в целом при снижении его в атмосфере
для осуществления посадки.
На рис. 4.1 приведена схема спуска одноразового корабля.
Спуск начинается с торможения корабля на орбите. По оконча¬
нии работы тормозного двигателя СУД устанавливает корабль
в положение, исходное для разделения. Выбирается это положение
с таким расчетом, чтобы к моменту разделения продольная ось
корабля была отклонена от направления полета на угол, близ¬
кий к 90°. В этом случае после разделения аэродинамические
силы не смогут вызвать повторное сближение и соударение
отсеков.
Разделение корабля производится незадолго до пересечения
условной границы атмосферы — высоты, которая ограничивает
область эффективного аэродинамического управления.
После отделения отсеков друг от друга управляемый полет
или, точнее говоря, управляемый спуск на Землю осуществляет
только спускаемый аппарат. Управление его движением обеспе¬
чивает установленная в аппарате система управления спуском
(СУС). Эта система выполняет несколько функций. Вначале она
гасит возникающие при разделении угловые скорости, затем раз¬
ворачивает аппарат в такое положение, которое он должен за¬
нять к моменту входа в атмосферу. Наконец, после погружения
в плотные слои атмосферы СУС, поворачивая аппарат вокруг
центра масс, управляет действующими на него аэродинамиче¬
скими силами таким образом, чтобы обеспечить заданный режим
полета.
Последняя из названных функций — основная. Она предпо¬
лагает реализацию различных вариантов управления в зависи¬
мости от конкретных условий спуска. В расчетном случае СУС
должна обеспечить прицельное высокоточное приземление при
относительно небольших значениях перегрузок и угловых ско¬
ростей разворотов. Это — номинальный режим полета.

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ
109
Однако при возвращении с орбиты могут возникать и такие
ситуации, когда управлять траекторией спуска с помощью аэро¬
динамических сил невозможно. Может, например, получиться
так, что аппарат не удалось сориентировать перед входом в атмо¬
сферу или не удалось подготовить всю необходимую аппаратуру.
В таких случаях СУС должна обеспечить баллистический спуск.
Траектория баллистического спуска должна формироваться без
участия подъемной и боковой аэродинамических сил. Именно по
этой причине она оказывается более детермированной, чем траек¬
тория неуправляемого спуска. Она обеспечивает значительно
меньшие разбросы мест приземления и позволяет избежать недо¬
пустимо больших перегрузок. Реализовать баллистический спуск
можно довольно просто — достаточно сообщить аппарату прину¬
дительное вращение относительно оси, совпадающей с направле¬
нием полета. При таком вращении эффект от воздействия попереч¬
ных аэродинамических сил может быть сведен к минимуму.
Кроме управления спуском с орбиты в функции СУС входит
также управление полетом аппарата при его возвращении на
Землю из разных точек траектории выведения. Необходимость
в этом может возникнуть в случае аварии ракеты-носителя. Расчеты
показывают, что на траектории выведения существуют такие обла¬
сти, спуск из которых сопровождается большими перегрузками.
Если не принимать специальных мер, то они могут оказаться
выше допустимых. Главная задача СУС состоит в том, чтобы не
допустить чрезмерных перегрузок, для чего надо обеспечить пла¬
Рис. 4.1. Схема спуска

110
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
нирующий спуск аппарата с максимальным использованием
подъемной силы.
Работа СУС завершается после ввода в действие парашютной
системы. В некоторых случаях СУС участвует и в демпфировании
угловых колебаний аппарата, которые возникают на начальном
участке парашютирования. Но этот режим не обязателен, по¬
скольку для нормального приземления вполне достаточно есте¬
ственного демпфирования, обеспечиваемого парашютами.
На многоразовых космических кораблях отдельной системы
управления спуском может и не быть. В связи с тем, что корабль
возвращается на Землю целиком, функции управления спуском
могут быть возложены на единую систему управления движением.
Задачи управления спуском многоразовых кораблей с верти¬
кальной посадкой во многом совпадают с задачами управления
спускаемыми аппаратами. Новые требования появляются лишь
в тех случаях, когда корабль совершает посадку без парашютов,
только с помощью реактивных двигателей. СУД таких кораблей
должна обеспечивать ориентацию перед приземлением, а также
гашение вертикальной и горизонтальной составляющих скорости
приземления. Многоразовые корабли с горизонтальной посадкой
приземляются на специальных аэродромах.
Прежде чем перейти к рассмотрению принципов построения
систем управления спуском, назовем те возмущения, которые
могут вызвать отклонение фактической траектории спуска от
расчетной и тем самым обусловливают необходимость управления.
Эти возмущения условно делятся на три группы.
К первой относятся отклонения параметров движения спускае¬
мого аппарата от расчетных в момент входа в атмосферу. Причин
таких отклонений может быть несколько. Всегда имеются погреш¬
ности в измерениях и вычислении параметров исходной орбиты.
Система управления движением допускает некоторые ошибки
в ориентации космического аппарата при торможении и в измере¬
нии величины тормозного импульса. Кроме того, время включения
двигателя для торможения может в допустимых пределах отли-
чатья от заданного.
Вторую группу составляют отклонения фактических характе¬
ристик атмосферы от расчетных. Известно, что параметры атмос¬
феры меняются с течением времени и заранее предсказывать их
точные значения пока не научились.
И, наконец, третья группа возмущений связана с параметрами
самого спускаемого аппарата, выполняющего спуск. Здесь глав¬
ную роль играют разбросы аэродинамических характеристик,

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ
111
Рис. 4.2. Схемы действующих на спу¬
скаемый аппарат аэродинамических
сил в связанной скоростной системе
координат (0х — центр масс; 0а —
центр давления)
которые могут быть вызваны смещением центра масс аппарата
относительно номинального положения, неточностью соблюдения
внешней формы при изготовлении, а также погрешностями, допу¬
щенными при определении аэродинамических коэффициентов.
К этой группе относятся также отклонения массы спускаемого
аппарата от расчетной.
Выше говорилось, что управление движением центра масс на
атмосферном участке спуска осуществляется с помощью аэроди¬
намических сил (рис. 4.2). Рассмотрим, как используются эти
силы для управления бескрылыми аппаратами осесимметричной
формы. В качестве основной несущей поверхности такого аппарата
используют днище. Ему обычно придают форму сегмента сферы
относительно небольшой кривизны. Боковая поверхность аппарата
выполняется конической формы либо в виде сочетания конуса и
части сферы. Спуск осуществляется днищем вперед.
Поскольку внешне спускаемый аппарат является телом вра¬
щения, его центр давления находится на оси симметрии. Центр
масс аппарата смещают относительно оси симметрии, и, кроме
того, располагают между днищем и центром давления. Такая
центровка обеспечивает устойчивое положение аппарата в потоке
днищем вперед и несимметричное обтекание аппарата.
В установившемся движении главный вектор аэродинамиче¬
ских сил R проходит через центр давления и центр масс спускае¬
мого аппарата. Поскольку обтекание несимметрично, этот вектор
имеет составляющую N, перпендикулярную набегающему потоку.
Построим систему координат O1XVYVZV, связанную со спу¬
скаемым аппаратом, с началом в его. центре масс. Пусть ось OjXy
при установившемся полете совпадает с вектором скорости,
а вектор jV направлен по оси OjYV. Такую систему обычно назы¬
вают связанной скоростной системой координат. Представим себе,
112
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
что в некоторый начальный момент времени ось ОхУу лежала
в вертикальной плоскости, а затем спускаемый аппарат начал
поворачиваться относительно оси OjXy. По мере поворота проек¬
ция вектора W на вертикальную плоскость будет уменьшаться.
При угле поворота 90° она станет равной нулю, а при больших
углах будет иметь другой знак.
Таким образом, поворачивая спускаемый аппарат относительно
оси OxXv, можно изменять величину проекции главного вектора
аэродинамических сил на вертикальную плоскость от максималь¬
ного положительного до максимального отрицательного значе¬
ния. Соответственно будет меняться и проекция этого вектора на
горизонтальную плоскость. Причем она также может иметь любой
знак. Значит, с помощью подобных поворотов можно целенаправ¬
ленно воздействовать на движение центра масс аппарата. Угол
поворота спускаемого аппарата относительно оси OxXv называют
углом крена.
Вообще говоря, вектор R будет менять свое положение и при
поворотах относительно других осей аппарата — и Oxtv.
Но использовать такие повороты для управления не представ¬
ляется возможным, поскольку для их реализации пришлось бы
искусственно выводить спускаемый аппарат из аэродинамически
устойчивого положения и с помощью реактивных двигателей ком¬
пенсировать мощные восстанавливающие аэродинамические мо¬
менты. Это потребовало бы недопустимо больших затрат топлива.
Реально система управления может справиться лишь с демпфиро¬
ванием угловых колебаний относительно поперечных осей и такая
функция на нее возлагается.
Рассмотрим теперь, как можно построить логику управления
спуском с помощью разворотов по крену.
Уравнения движения центра масс спускаемого аппарата в инер¬
циальной системе координат записываются так:
т dV/dt FBH; dr/dt = V,	(4.1)
где т — масса спускаемого аппарата; V — вектор абсолютной
скорости центра масс; FBH — главный вектор внешних сил;
г — радиус-вектор центра масс.
При анализе движения центра масс можно учитывать только
две силы: земного притяжения G и аэродинамическую R. Таким
образом, можно считать, что FBII = G + R.
Кроме того, при решении задачи спуска можно не учитывать
дв’ижение центра Земли и считать, что сила земного притяжения
зависит только от расстояния между центром масс аппарата и
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ
113
центром Земли. С учетом этих допущений, совместив начало
инерциальной системы координат с центром Земли, уравнения (4.)
можно переписать в виде
mdV/dt -- G(r) /?; dr/dt = V.	(4.2)
Вектор аэродинамической силы R является функцией век¬
тора скорости V, плотности атмосферы р, аэродинамических
коэффициентов лобового сопротивления Сх и подъемной силы Су,
угла крена у и площади миделева сечения спускаемого аппарата S.
При анализе движения центра масс считают, что масса спу¬
скаемого аппарата в процессе спуска не изменяется, а сам аппарат
занимает устойчивое положение относительно набегающего по¬
тока, поэтому векторы V и /? не меняют своего положения отно¬
сительно связанных осей. С учетом сказанного уравнение (4.2)
можно переписать в виде
^=f(r,r,p,Cx,C„v,S); %-=V.	(4.3)
Очевидно, что задача управления центром масс будет решена,
если в каждый момент времени векторы V и г будут иметь расчет¬
ные значения. Это условие вполне достаточное, хотя и не обяза¬
тельное. Допустимо управлять и так, чтобы только в конце траек¬
тории спуска значения векторов И иг были расчетными. В осталь¬
ных точках они могут иметь некоторую свободу, но такую, чтобы
перегрузки при этом оставались в разрешенном диапазоне.
В настоящее время разработано много разных систем управ¬
ления спуском. Остановимся только на основных принципах,
которые лежат в основе их работы.
Многие системы управления спуском построены по принципу
отслеживания программы изменения угла крена, корректируемой
в ходе спуска. Это может делаться, например, следующим обра¬
зом. Пусть первоначально на основе расчетов закон управления
был выбран в виде у = уПрогр (О и ПРИ таком управлении начался
спуск. С помощью установленных на борту акселерометров опре¬
деляют вектор фактически действующей на спускаемый аппарат
аэродинамической силы. Подставляя его текущие значения в урав¬
нения (4.2), путем интегрирования получают с высокой точностью
фактическую траекторию, пройденную спускаемым аппаратом,
т. е. фактические текущие значения векторов У и г. Далее, при¬
няв в какой-то момент эти значения в качестве начальных, с уче¬
том выбранного закона управления интегрируют уравнения (4.3)
применительно к расчетным аэродинамическим характеристикам
114
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
спускаемого аппарата и параметрам атмосферы [р = ррасч. (01
до значения г, соответствующего конечной высоте управляемого
спуска. В результате получают расчетную траекторию остав¬
шейся части спуска. Если при этом окажется, что конечные зна¬
чения V и г отличаются от требуемых или перегрузки выше до¬
пустимых, то можно, решая краевую задачу для системы (4.3),
найти новую зависимость упрогр. (0> соответствующую приемле¬
мой траектории, и после этого начать управление по измененному
закону. Так, последовательно определяя фактически пройденную
и прогнозируемую траектории и внося коррективы в закон изме¬
нения угла крена, можно осуществлять достаточно гибкое и в то
же время весьма точное управление спуском.
Однако система, которая способна реализовать такое управле¬
ние, оказывается очень сложной. Она должна включать в себя
два сложных элемента. Во-первых, для точного определения
вектора аэродинамического ускорения надо иметь гироплатформу
с установленными на ней тремя акселерометрами. И, во-вторых,
поскольку уравнения движения сложные, а вычисления должны
производиться быстро, в контур системы управления должна
входить вычислительная машина с большой оперативной памятью
и высоким быстродействием. Схема контура управления углом
крена, работающего по описанному принципу, представлена на
рис. 4.3.
Систему можно упростить, если снизить требования к точности
решения задачи. Можно, например, считать, что направление
вектора R в спускаемом аппарате точно известно, и для измерения
его величины использовать один акселерометр, установленный
непосредственно на корпусе спускаемого аппарата. Это позволит
отказаться от гироплатформы.
Можно, кроме того, упростить сам алгоритм управления. Для
этого обычно выбирают некоторую номинальную траекторию, от¬
вечающую всем необходимым требованиям, и записывают ее в бор¬
товом вычислительном устройстве в виде взаимной зависимости
параметров, которые могут быть наиболее просто измерены либо
вычислены с помощью бортовых средств. В процессе спуска опре¬
деляют фактические текущие значения тех же параметров и их
отклонения от номинальных. Управление осуществляют так, чтобы
либо только конечные, либо текущие и конечные рассогласования
параметров были близки к нулю. Для этого выбирают закон
управления в виде линейного (относительно рассогласования)
дифференциального или интегродифференциального уравнения
с коэффициентами, дискретно изменяющимися вдоль траектории
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ
115
по заранее определенному алгоритму. Такой подход позволяет
отказаться от решения краевой задачи и за счет этого значительно
упростить вычисления, а значит, и снизить требования к вычисли¬
тельному устройству. Способы представления номинальной траек¬
тории могут быть разными. Например, в виде функции аэродина-
t
мического ускорения аа,)р от кажущейся скорости Vs = j ааэр dt
^0
или в виде функции кажущейся скорости от времени. На рис. 4.4
показана схема упрощенного контура автоматического управле¬
ния углом крена.
Иногда целесообразно часть функций по управлению спуском
возложить на экипаж. В этих случаях следует учитывать, что
в условиях действия перегрузок возможности человека снижаются.
Степень влияния перегрузок на человека существенным образом
зависит от их величин, скорости нарастания и направления дей¬
ствия. Труднее всего перегрузки переносятся, когда они направ¬
лены от ног к голове, а легче всего, когда действуют под углом
10 ... 15° к направлению грудь—спина так, что имеется неболь¬
шая составляющая от головы к ногам. Но даже в этих условиях
уже при трех—четырехкратных перегрузках объем движений
в суставах рук существенно сокращается, а при перегрузках 8 ед.
и более свободными остаются только движения в лучезапястных
суставах. Это следует учитывать при проектировании органов
управления. Следует также учитывать, что для лучшей переноси¬
мости перегрузок космонавту надо сохранять мышечную собран¬
ность на участке спуска и, в частности, мышц рук, а для этого
удобнее всего использовать рукоятки. На рис. 4.5 в качестве при¬
меров показаны три варианта ручек управления, которые могут
быть применены для работы в условиях действия перегрузок.
При управляемом спуске перегрузки обычно не превышают
4 ... 5 и изменяются достаточно плавно (рис. 4.6). В этих условиях
слух и зрение человека сохраняются в полном объеме и поэтому
никаких специальных требований к способам индикации не предъ¬
является.
Заметим, что слух у человека сохраняется во всем диапазоне
переносимых перегрузок, а зрение при перегрузках выше 8 ед.
начинает заметно ухудшаться. С ростом перегрузок снижается
острота и уменьшается угол зрения; при перегрузках выше
14 ... 16 ед. зрение отсутствует полностью. Поэтому если стоит
задача обеспечить ручное управление при больших перегруз¬
ках, то нужно разрабатывать специальные зрительные индика-

116
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 4.3. Схема контура автоматического управления углом крена с исполь¬
зованием гироплатформы и ЦВМ:
1 — гироплатформа; 2 — акселерометр; 3 — датчик угла; 4 — датчик угловой скорости
5,7 — модули обмена; 6 — ЦВМ; 8 — исполнительные органы
Рис. 4.4. Схема упрощенного контура автоматического управления углом
крена:
1 — акселерометр; 2 — свободный гироскоп; 3 — датчик угловой скорости; 4,6— мо¬
дули обмена; 5 — спецвычислитель; 7 — исполнительные органы
Рис. 4.5. Органы управления:
а — нажимные кнопки; б — поворотные кольца; в — поворотная рукоятка

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ
117
Рис. 4.6. График изменения перегруз¬
ки при управляемом спуске корабля
«Союз»
Рис. 4.7. Схема контура
ручного управления уг¬
лом крена:
1 — акселерометр; 2 — сво¬
бодный гироскоп; 3 — да¬
тчик угловой скорости; 4 —
сумматор; 5 — индикатор;
б — оператор; 7 — орган
управления; 8 — исполни¬
тельные органы
торы с повышенной яркостью и увеличенными размерами шкал
и стрелок, либо индикаторы, которые представляют информацию
в виде светящихся фигур, изменяющих свои размеры и форму в за¬
висимости от величины и знака отображаемого параметра. Инди¬
каторы следует устанавливать в центре поля зрения космонавта.
Если же зрительные индикаторы использовать не удается, надо
переходить на звуковую индикацию. Информацию о ходе управле¬
ния могут нести разные параметры звуковых сигналов: громкость,
тональность, форма и частота следования звуковых импульсов.
Анализ задач, решаемых при спуске, показывает, что в систе¬
мах ручного управления на космонавта целесообразно возлагать
лишь функции, связанные с логической обработкой сигналов ак¬
селерометров и формированием на этой основе управляющих
сигналов, т. е. функции, которые в упрощенной автоматической
системе выполняет спецвычислитель. В этом случае от спецвы-
числителя можно отказаться, заменив его, например, простым
дискретным счетчиком.
На рис. 4.7 показана схема контура ручного управления,
в котором такая замена произведена. Предполагается, что акселе¬
рометр формирует импульсы с частотой, пропорциональной уско¬
рению, а сумматор выполняет функции счетчика импульсов. В та¬
кой схеме выходной сигнал сумматора будет пропорционален ка¬
118
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
жущейся скорости. На экране индикатора может быть представ¬
лена номинальная траектория, например, в виде графика а =
= a (Vs) и фактическая траектория в тех же координатах. Опе¬
ратор в зависимости от величины знака и]скорости изменения рас¬
согласования задает с помощью органа управления величину угла
крена, на который должен быть развернут спускаемый аппарат,
чтобы вернуться к номинальной траектории, и таким образом осу¬
ществляет управление спуском.
В системах ручного управления присутствуют два принци¬
пиально новых элемента по сравнению с автоматическими: инди¬
катор и орган управления. Но эти элементы могут быть сделаны
относительно простыми и поэтому их включение в контур управ¬
ления не должно приводить к существенному усложнению системы.
Например, для отображения информации о процессе спуска мо¬
жет быть использован многофункциональный электронно-луче¬
вой прибор, который обычно устанавливается в кабине для кон¬
троля параметров бортовых систем. Достаточно обеспечить сог¬
ласование этого прибора с новыми источниками информации и
снабдить его съемными масками с изображением номинальных
траекторий. В качестве органов управления могут быть исполь¬
зованы простые поворотные устройства с потенциометрами либо
клавишные переключатели.
Из сравнения схем ручного и упрощенного автоматического
управления спуском видно, что участие в управлении человека
не приводит к существенному упрощению системы. Замена авто¬
матических систем ручными не дает значительного выигрыша
в массе либо повышения надежности управления. Системы руч¬
ного управления целесообразно использовать, в основном, для
функционального дублирования автоматических.
Итак, мы рассмотрели в самом общем виде принципы построе¬
ния контура управления движением центра масс осесимметрич¬
ного спускаемого аппарата, в котором регулируемым параметром
является угол крена. Угловое положение аппарата по каналам
тангажа и рыскания определяется направлением набегающего
потока. Чтобы это положение было динамически устойчивым,
система управления спуском должна демпфировать угловые коле¬
бания. Для этого по сигналам датчиков угловых скоростей вклю¬
чаются реактивные двигатели, которые создают тягу в направ¬
лении, противоположном вращению (рис. 4.8).
Для обеспечения баллистического спуска аппарата, имеющего
перпендикулярную к потоку составляющую аэродинамической
силы, ему придается принудительное вращение с постоянной уг-

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ
119
Рис. 4.8. Схема расположения двига¬
телей СУС на спускаемом аппарате
корабля «Союз»:
/ — двигатель курса; 2 — двигатели тан¬
гажа; 3 — двигатель крена
ловой скоростью относительно оси крена. Скорость вращения
выбирается так, чтобы она легко переносилась экипажем, а тра¬
ектория спуска была близка к траектории спуска аппарата с осе¬
симметричным обтеканием. Реализуется режим поддержания по¬
стоянной скорости аналогично тому, как это делается в СУД.
По каналам тангажа и рыскания при баллистическом спуске так же,
как и при управляемом производится демпфирование угловых ско¬
ростей.
Рассмотрим некоторые особенности управления спуском кос¬
мических кораблей самолетного типа. Прежде всего, такие ко¬
рабли должны осуществлять посадку на специально оборудо¬
ванные аэродромы подобно обычным атмосферным самолетам.
Значит, должно быть обеспечено высокоточное приведение ко¬
рабля в район посадки как по координатам, так и по всем компо¬
нентам скорости полета. Это требование оказывается особенно
жестким, если космический корабль не имеет специального мар¬
шевого двигателя для полета в атмосфере и должен совершать по¬
садку с первой попытки. Далее, очевидно, что количество аэро¬
дромов желательно иметь минимальным. Но в этом случае должна
быть обеспечена возможность посадки на один и тот же аэродром
с разных орбит и разных витков полета. Отсюда следует, что уп¬
равление спуском должно быть гибким и, кроме того, должна быть
обеспечена возможность выполнения больших боковых маневров
при спуске. Это, кстати, означает что корабль должен иметь
достаточно высокое аэродинамическое качество.
Анализ показывает, что удовлетворить требованиям по точ¬
ности приведения корабля в район захода на посадку могут лишь
системы, имеющие в своем составе гироплатформу и вычислитель¬
120
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ную машину. Но даже они не обеспечивают управления на заклю¬
чительном участке спуска. Поэтому при заходе на посадку и по¬
садке для точного определения координат корабля и составляю¬
щих скорости полета пользуются наземными радиолокационными
средствами. На больших высотах такой возможности нет, по¬
скольку корабль в верхних слоях атмосферы окружен плазмой и
связи с наземными средствами не имеет.
Таким образом, начальная фаза спуска корабля самолетного
типа должна быть обеспечена автономными бортовыми системами,
а заключительная — совместной работой бортовых и наземных
средств.
На корабле «Шаттл» управление спуском организовано сле¬
дующим образом. Вся траектория спуска разделена на два участка.
Задача управления на первом участке состоит в том, чтобы при¬
вести корабль в заданную область зоны действия радиолокацион¬
ных средств с запасом энергии, достаточным для компенсации
накопленных погрешностей и расчетного завершения спуска.
В начале второго участка с помощью наземных средств уточняются
координаты и параметры движения корабля. По этим данным на
борту вычисляется траектория, которая позволяет исправить
ошибки, осуществить заход на посадку и приземление корабля.
Затем система управления движением, используя радиолокацион¬
ные средства, обеспечивает полет по рассчитанной траектории.
Заметим, что в отличие от осесимметричных аппаратов для
управления продольной дальностью полета крылатого корабля
осуществляют регулирование величины нормальной составляю¬
щей аэродинамической силы путем изменения угла атаки. Боковой
дальностью управляют посредством разворотов корабля по крену,
за счет изменения боковой составляющей силы N.
Крылатые корабли обладают и еще одной особенностью. Они
должны иметь два вида исполнительных органов: реактивные
двигатели и аэродинамические рули. Реактивные двигатели ис¬
пользуются на больших высотах, пока скоростные напоры малы,
а аэродинамические рули — на средних и малых высотах.

Системы реактивных
двигателей управления
движением
Реактивные двигатели управления движением предназначены для
создания управляющих моментов и сил в соответствии с сигналами,
поступающими из логически-преобразующего устройства СУД.
Функционально двигатели входят в СУД, но в то же время для
обеспечения их работы используется целый комплекс технических
средств, не связанных с ней, и двигатели вместе с этими сред¬
ствами образуют самостоятельную систему, которая разрабаты¬
вается и испытывается как единое целое.
В качестве исходных данных для разработки системы реактив¬
ных двигателей принимаются требования по длительности экс¬
плуатации системы, надежности, максимально допустимой массе,
суммарному импульсу, величине тяг двигателей, количеству и
частоте включений, максимальной и минимальной продолжитель¬
ности работы и др.
На первых советских пилотируемых космических кораблях
«Восток» и «Восход» СУД должна была обеспечить выполнение
нескольких видов ориентации с небольшим суммарным расходом
энергии. Для этих кораблей оказалась наиболее выгодной си¬
стема реактивных двигателей, работающая на сжатом газе
(рис. 5.1).
Собственно исполнительными органами в системе являются
электропневмоклапаны с соплами. Система имела два одинаковых
комплекта исполнительных органов, которые работали одновремен¬
но. При этом каждый в отдельности полностью обеспечивал управ¬
ление угловым движением корабля, но с меньшими ускорениями.
В состав одного комплекта входили четыре клапана, управляю¬
щих движением по крену, и по два клапана, управляющих по ка¬
налам тангажа и рыскания. Для каждого комплекта имелся свой
автономный запас газа, достаточный для выполнения всей про¬
граммы полета. Газ хранился в баллонах под высоким давле¬
нием.
На случай потери герметичности обеих секций баллонов или
возникновения аппаратурных отказов, приводящих к невозмож¬
ности использования этих секций, на борту имелся аварийный
R
Глава

122
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 5.1. Схема системы
реактивных двигателей
корабля «Восток»:
1 — датчик температуры;
2 — баллон с газом первой
основной секции; 3 — бал¬
лон с газом резервной сек¬
ции; 4 — баллон с газом
второй основной секции; 5 —
датчик давления; 6 — кла¬
пан высокого давления; 7 —
фильтр; 8 — редуктор; 9 —
клапан подачи резервного
газа в коллектор; 10 —
пусковой клапан; 11 — сопло
запас газа. Его было достаточно для выполнения ориентации перед
спуском.
^Для контроля герметичности системы и расходов газа были
установлены датчики температуры и давления на баллонах с га¬
зом и на коллекторах исполнительных органов.
Работа исполнительных органов контролировалась с помощью
сигнализаторов давления, установленных за управляющими кла¬
панами на входах в сопла.
Специальное автоматическое устройство контролировало со¬
ответствие сигнала, поступающего от СУД, величине давления
на входе в сопло. Если бы при отсутствии сигнала от СУД проис¬
ходило истечение газа через сопло или, наоборот, при наличии сиг¬
нала на открытие клапана давление за клапаном не появлялось,
клапан считался бы неисправным и автоматически исключался
из дальнейшей работы.
Недостатком систем, работающих на сжатом газе, является
их низкая экономичность, связанная с малой скоростью истече¬
ния газа из сопел. Например, при использовании газообразного
азота скорость истечения обычно составляет около 600 м/с. Та¬
кие системы целесообразно применять только в тех случаях, когда
суммарные затраты энергии на управление невелики.
При больших энергозатратах для управления движением ис¬
пользуют системы реактивных двигателей, работающие на жидком
топливе. При этом в зависимости от потребного количества энер¬
гии в одних случаях оказывается более выгодными системы с одно¬
компонентным топливом, в других — с двухкомпонентным.
На корабле «Союз» была установлена система реактивных
двигателей, работающих на однокомпонентном топливе — вы¬
СИСТЕМЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ 123
сококонцентрированной перекиси водорода (рис 5.2). Реактивные
двигатели этой системы (рис. 5.3) имеют в своем составе реакторы,
в которых находится катализатор. В присутствии катализатора
перекись водорода разлагается на водяной пар и газообразный
кислород, выделяя при этом большое количество тепла. Газ в ре-
Рис. 5.2. Схема системы реактивных двигателей корабля «Союз»:
/ — датчик температуры; 2 — резервный баллон с газом; 3 — основной баллон с газом;
4 — датчик давления; 5 — клапаны резервного наддува; 6 — клапаны основного наддува;
7 — газовый фильтр; 8 — редуктор; 9 — клапан объединения баков со стороны над¬
дува; 10 «— резервный бак с топливом; 11 — основные баки с топливом; 12 — клапаны
подачи топлива из резервного бака; 13 — клапаны подачи топлива из основных баков;
14 — клапан разделения магистралей ДО и ДПО; 15 — клапаны подачи топлива в кол¬
лектор ДО; 16 — клапаны подачи топлива в коллектор ДПО; 17 — топливный фильтр;
18 — коллектор ДО; 19 — коллектор ДПО; 20 — пусковой клапан ДО; 21 — пусковой
клапан ДПО; 22 — двигатель ДО; 23 — двигатель ДПО

124
техника космических полетов
Рис. 5.3. Однокомпонент¬
ный жидкостный реактив¬
ный двигатель:
/ — электромагнит; 2 —
реактор; 3 — сопло; 4 —
пружина; 5 — клапан
акторе разогревается, повышается его дав¬
ление и поэтому он имеет большую скорость
истечения —■ около 1600 м/с.
В состав системы входят два комп¬
лекта двигателей: малой тяги (двигатели
ориентации — ДО) и повышенной тяги
(двигатели причаливания и ориентации —
ДПО). Двигатели малой тяги использу¬
ются для построения и поддержания ори¬
ентации. Двигатели повышенной тяги предназначены, кроме того,
для стабилизации корабля при работе маршевого двигателя и для
управления причаливанием.
Топливо для работы двигателей хранится в баках (рис. 5.4),
имеющих мягкие герметичные емкости для топлива и внутри них
заборники. Подача топлива организуется вытеснительным спо¬
собом. В объем между мягкой емкостью и корпусом бака подается
газ. Он сжимает емкость и выдавливает из нее топливо в заборник
и далее в трубопровод. Последний через клапаны соединен с кол¬
лекторами и в зависимости от состояния клапанов топливо может
подаваться к той или иной группе двигателей.
Газ для вытеснения топлива (обычно азот или гелий) хранится
в баллонах под высоким давлением. После открытия клапана
наддува газ поступает в редуктор и оттуда при меньшем давлении
попадает в топливные баки.
Для обеспечения высокой надежности клапаны наддува и по¬
дачи топлива задублированы. Кроме того, система имеет авто¬
номный резервный запас топлива со своими средствами наддува.
Рис. 5.4. Топливный бак:
/ — корпус; 2 — заборник; 3 — мягкая емкость; 4 —
топливный штуцер; 5 — газовый штуцер

СИСТЕМЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ 125
Имеется магистраль, позволяющая использовать газ наддува ре¬
зервного бака для вытеснения топлива из основных баков или,
наоборот, газ наддува основных баков для вытеснения топлива
из резервного бака. На случай потери герметичности одной из
топливных магистралей, соединяющих основные и резервные баки
с коллекторами двигателей, в систему введен клапан разделения
магистралей. После его закрытия топливо основных баков может
быть использовано только для работы двигателей большой тяги,
а топливо резервного бака — двигателей малой тяги.
Расход топлива в этой системе контролируется косвенными
методами. В соответствии с одним из них по результатам измере¬
ния температуры и давления в баллонах с газом определяется
количество газа, которое за время управления перетекло из бал¬
лонов в топливные баки. Затем по данным измерений температуры
и давления в баках определяется объем газа и, соответственно,
объем и масса топлива. По второму методу вычисляется суммар¬
ное время работы каждого двигателя и на основании этих данных
определяется расход топлива. Контроль работы клапанов двига¬
телей осуществляется аналогично тому, как в системе, работаю¬
щей на сжатом газе.
Из сравнения описанных выше схем видно, что система, ис¬
пользующая однокомпонентное жидкое топливо, сложнее, чем
работающая на сжатом газе. Здесь имеются довольно сложные
топливные баки, электрогидроклапаны, реакторы для разложе¬
ния перекиси водорода и другое дополнительное оборудование.
Поэтому для малых энергозатрат эта система оказывается тяже¬
лее. Но в связи с тем, что двигатели, работающие на жидком топ¬
ливе, обеспечивают большую скорость истечения, масса этой си¬
стемы увеличивается с ростом энергозапасов существенно медлен¬
нее, чем масса системы, использующей сжатый газ и существует
граница, после которой эта система становится более выгодной
в массовом отношении (рис. 5.5).
По этой же причине системы, использующие двухкомпонентное
жидкое топливо, при больших энергозатратах выгоднее, чем си¬
стемы с однокомпонентным топливом. Они обеспечивают еще боль¬
шую скорость истечения, но в то же время оказываются и более
сложными.
Системы с двухкомпонентным топливом используются на со¬
ветских орбитальных станциях «Салют», предназначенных для
проведения широкого комплекса исследований, многие из которых
требуют специальных видов ориентации или специальной дина¬
мики движения. Суммарное время работы СУД на станциях ве-

126
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 5.5. Зависимость мас¬
сы системы реактивных
двигателей от величины
импульса тяги:
I — система со сжатым азо-
том; II — система с пере¬
кисью водорода; III —си¬
стема с двухкомпонентным
топливом (гидразин и азот¬
ный тетроксид)
Рис. 5.6. Схема системы реактивных двигателей с двухкомпонентным топливом;
1 — баллон с газом; 2 — датчик температуры; 3 — датчик давления; 4 — клапаны над¬
дува; 5 — газовый фильтр; 6 — редуктор; 7 — бак горючего; 8 — бак окислителя; 9 —
фильтр окислителя; 10 — клапаны подачи окислителя; 11 — клапаны открытия кол¬
лектора; 12 — маршевый двигатель; 13 — пусковые клапаны; 14 — управляющий дви¬
гатель
лико и поэтому системы, работающие на сжатом газе или одно¬
компонентном жидком топливе, оказываются невыгодными.
Одна из схем двух компонентной жидкостной системы приве¬
дена на рис. 5.6. Система имеет два комплекта топливных баков:
для горючего и для окислителя. Для каждого компонента топлива
СИСТЕМЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ 127
имеются свои коллекторы управляющих двигателей и, соответ¬
ственно, комплекты пусковых клапанов, подающих топливо в ка¬
меры сгорания. Заданное соотношение компонентов обеспечи¬
вается проходными сечениями клапанов. Схема предусматривает
использование одного и того же топлива для системы двигателей,
работающих в контуре СУД, и для маршевого двигателя, обеспе¬
чивающего проведение коррекций орбиты. Топливо обычно ис¬
пользуется самовоспламеняющееся.
Подача топлива в приведенной схеме вытеснительная, поэтому
расходы могут контролироваться так же, как в рассмотренной
выше однокомпонентной системе. Если топливо хранится в емко¬
стях сильфонного типа, которые в процессе расхода компонентов
меняют свою форму закономерно, то расходы топлива могут опре¬
деляться и с помощью датчиков, измеряющих высоту сильфона.
Иногда для измерения расходов в топливных магистралях уста¬
навливают специальные расходомеры, которые регистрируют ко¬
личество компонентов, вытесненных из баков.
Система с двухкомпонентным топливом принципиально слож¬
нее однокомпонентных жидкостных систем, поскольку она со¬
держит дополнительные элементы, необходимые для хранения и
подачи второго топливного компонента.
Для того чтобы правильно ответить на вопрос о том, какая
система для конкретного типа космического аппарата наиболее
выгодна в массовом отношении, следует произвести сравнение
масс разных по устройству систем, обладающих одинаковыми за¬
пасом энергии, тягой двигателей и надежностью.
Под надежностью системы управляющих реактивных двига¬
телей понимают вероятность безотказного формирования двига¬
телями импульсов тяги в соответствии с сигналами СУД во всех
запланированных режимах управления. При этом учитывают как
вероятность безотказного функционирования элементов системы,
так и надежность защиты от разгерметизации, которая может при¬
вести к потере газа или топлива.
Обычно систему проектируют таким образом, чтобы ни потеря
герметичности в любом месте системы, ни отказ в одном из ее
элементов не приводили к нарушению работы СУД. С этой целью
в системах дублируются баллоны с газом, топливные баки, маги¬
страли с арматурой, коллекторы и сами управляющие двигатели.
Для защиты системы от разгерметизации из-за нерасчетного по¬
вышения давления системы оснащаются предохранительными и
перепускными клапанами, открывающимися при повышении дав¬
ления до предельно допустимого значения. На случай потери гер-

128
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
метичности, связанной, например, с пробоем конструкции микро¬
метеоритом, в системе устанавливаются отсечные клапаны, поз¬
воляющие исключить из работы негерметичную часть схемы.
Понятно, что чем сложнее система, тем больше требуется сред¬
ств для обеспечения ее надежности на заданном уровне. А вве¬
дение таких средств приводит к дополнительному утяжелению
системы.
На рис. 5.5 показано, как меняется масса заправленных си¬
стем реактивных двигателей разных типов с изменением суммар¬
ного импульса тяги. Графики построены применительно к ком¬
поновке станции «Салют» для системы двигателей управления уг¬
ловым движением с тягой 100 Н. Расчеты относятся ко времени
проектирования станции. Следует иметь ввиду, что по мере со¬
вершенствования конструкции массы элементов систем умень¬
шаются и графики опускаются вниз. Меняют свое положение и
точки их пересечения, поэтому результаты сравнительной массо¬
вой оценки со временем могут уточняться.
Масса — весьма важный параметр системы реактивных дви¬
гателей. Но надо сказать, что не только она определяет выбор
системы. При решении вопроса о том, какую систему устанавливать
учитывают такие факторы, как перспективность использования
подобных систем, сложность наземных средств заправки и кон¬
троля, трудности выполнения требований теплового режима в
полете, время хранения системы в заправленном состоянии и
ряд других.
Компоновка системы на борту космического аппарата осуществ¬
ляется таким образом, чтобы был обеспечен максимально простой
монтаж и удобное подключение ее к наземным испытательным
и заправочным средствам. Кроме того, при разработке компоновоч¬
ных схем обычно предусматривают возможность выполнения за¬
мены любого элемента системы, на борту космического аппарата
без снятия соседних элементов.

Системы обеспечения
жизнедеятельности
экипажа
В силу целого ряда объективных факторов жизнь человека на
борту космического аппарата неизбежно отличается от его обыч¬
ной жизни на Земле. В этом отношении, пожалуй, главную роль
играет невесомость. Она, с одной стороны, приводит к перестройке
работы многих систем организма, а с другой—оказывает влияние
на все виды физической деятельности, вызывая заметный диском¬
форт как во время проведения работ, так и в период отдыха. Не¬
маловажным является и тот факт, что космонавты в течение всего
полета находятся в замкнутом объеме жилых отсеков. Это серьезно
воздействует на человеческую психику, особенно если полет про¬
должается долго. Определенное влияние на космонавта оказывают
также быстрая смена дня и ночи, искусственная атмосфера, на¬
личие в аппарате внутренних шумов и другие неизбежные спут¬
ники полета.
Под обеспечением жизнедеятельности экипажа космического
аппарата понимают создание таких условий пребывания на борту,
которые были бы максимально приближены к земным. Эта задача
решается путем реализации большого комплекса мероприятий,
которые условно могут быть разделены на две группы. К первой
относятся мероприятия, необходимые для поддержания жизни
как таковой: обеспечение космонавтов кислородом для дыхания,
водой, пищей; поддержание заданной температуры атмосферы;
защита от солнечной радиации, чрезмерных шумов, загрязнен¬
ности атмосферы; удаление продуктов жизнедеятельности и т. д.
Вторую группу составляют мероприятия, направленные на
обеспечение максимального комфорта на борту: выбор удобной
компоновочной схемы жилых отсеков, оформление интерьера,
оборудование рабочих мест, мест отдыха и приема пищи и т. п.
Состав и принципы построения систем обеспечения жизне¬
деятельности выбираются в зависимости от типа космического ап¬
парата с учетом численности экипажа и длительности полета.
Обычно исходят из того, что заданные требования должны выпол¬
няться при минимальных массах, габаритах и энергопотреблениях
бортовых устройств.
Глава

130
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
6.1.	Поддержание заданных параметров атмосферы
Для нормального пребывания космонавтов на борту аппарата
необходимо поддерживать в заданных пределах общее давление
и температуру атмосферы жилых отсеков, парциальное давление
кислорода и влажность. Вместе с этим следует очищать атмосферу
от окиси и двуокиси углерода, окислов азота, аминов, метана,
сероводорода, пыли и других вредных примесей. Задачи управле¬
ния температурой и поддержания заданного уровня влажности
возлагаются на систему терморегулирования (см. гл. 8), остальные
функции выполняются средствами, которые входят в состав си¬
стемы жизнеобеспечения.
Начнем с вопроса о давлении в жилых отсеках. Очевидно, что
наиболее благоприятным для космонавтов средним значением
давления является обычное околоземное, т. е. ~ 1013 гПа. Такое
давление поддерживается во всех советских пилотируемых аппа¬
ратах. Создается оно естественным образом (перед стартом жи-.
лые отсеки сообщаются с атмосферой), а поддерживается в полете,
в основном, за счет герметичности аппарата, а также восполнения
потребляемогЪ экипажем кислорода и удаления выделяемого угле¬
кислого газа. В тех случаях, когда программой полета преду¬
сматриваются частичные потери газа, например в процессе шлю¬
зования, на борту обычно размещаются дополнительные запасы
газа, которые позволяют компенсировать запланированные по¬
тери. С помощью дополнительного газа можно также обеспечить
смену атмосферы в аппарате и компенсировать утечки, связанные
с частичной потерей герметичности.
Помимо поддержания заданного давления, в функции системы
жизнеобеспечения входят сброс давления в шлюзовых отсеках
перед их разгерметизацией и наполнение этих отсеков газом после
закрытия наружных люков. Кроме того, на этапе стыковки сред¬
ства жизнеобеспечения должны обеспечить выравнивание давле¬
ния между жилыми отсеками стыкуемых аппаратов, а перед при¬
землением — выравнивание давления жилых отсеков с давле¬
нием окружающей атмосферы. Для решения перечисленных задач
космический аппарат оборудуется баллонами со сжатым газом,
редукторами, трубопроводами, ручными и электрическими кла¬
панами, а также датчиками и индикаторами давления.
Заметим, что давление в жилых отсеках не обязательно должно
быть близким к 1013 гПа. Человек может жить и при меньших
значениях этого параметра, если только сохраняется нормальное
парциальное давление кислорода (не ниже 170 ... 190 гПа). Но
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 131
следует учитывать, что с уменьшением общего давления процент¬
ное содержание кислорода увеличивается, а значит, растет пожаро¬
опасность и нужно принимать дополнительные меры предосторож¬
ности. Тем не менее снижение давления позволяет получить зна¬
чительный выигрыш в массе конструкции аппарата и в некоторых
случаях этот фактор становится определяющим. Так, в корабле
«Аполлон» из соображений экономии массы давление было
360 гПа. Атмосфера этого корабля состояла из чистого кислорода.
Для относительно непродолжительного полета такой состав атмо¬
сферы был вполне допустимым.
Следующая задача, возложенная на систему обеспечения жизне¬
деятельности, состоит в снабжении космонавтов кислородом.
Нормальная жизнедеятельность обеспечивается при его парциаль¬
ном давлении 210 ... 360 гПа. На практике давление стремятся
поддерживать в более узком диапазоне, обычно 210 ... 290 гПа.
Это делается, во-первых, для того, чтобы снизить общее давление
в аппарате и за счет этого сэкономить в массе конструкции, а во-
вторых, чтобы уменьшить пожароопасность. Количество кисло¬
рода, потребляемого человеком, зависит от его массы, физического
состояния, характера деятельности, состава пищи и ряда других
факторов. Поэтому при определении суммарных бортовых запасов
кислорода все эти факторы учитываются. Конечно, в первую
очередь учитывается предполагаемый режим работы космонавтов,
поскольку самое сильное влияние на потребности в кислороде
оказывает характер деятельности человека. Приведем такой при¬
мер: на Земле в условиях покоя человек в среднем потребляет
0,35 ... 0,5 л/мин, а при выполнении очень тяжелой работы
(7500 Н-м/мин)—2,6 л/мин. В космическом полете кислорода
потребляется меньше, так как в условиях невесомости значи¬
тельно снижаются энергозатраты: космонавтам не приходится
компенсировать земную гравитацию. Что касается индивидуаль¬
ных особенностей людей, то здесь разница в потреблениях кисло¬
рода, как правило, не превышает 20 %, и для того чтобы обеспе¬
чить кислородом практически любой экипаж, обычно проекти¬
руют систему в расчете на среднего космонавта, но предусматри¬
вают небольшие дополнительные запасы. Реально среднесуточное
потребление космонавтом кислорода составляет около 1 кг.
Способы снабжения кислородом могут быть разными. В про¬
стейшем случае на борту космического аппарата устанавливается
емкость и по мере необходимости кислород из нее подается в от¬
сек либо в скафандры космонавтов. Такого рода системы устанав¬
ливались на американских космических кораблях «Меркурий»,

132
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.1. Схема криогенной установки для хранения и подачи кислорода:
1 — заборное устройство; 2 — криогенный сосуд; 3 — электроподогреватель; 4 — теп¬
лообменник-газификатор; 5 — редуктор; 6 — клапан подачи; 7 — дроссель
«Джемини» и «Аполлон». На «Меркурии» кислород хранится в бал¬
лоне в газообразном состоянии, а на «Джемини» и «Аполлоне» —
в жидком. Схема криогенной установки для хранения и подачи
кислорода приведена на рис. 6.1. Очевидным преимуществом си¬
стем с непосредственным хранением кислорода является их про¬
стота. Но использовать их целесообразно лишь в кратковременных
полетах при малой численности экипажа. Если же полет плани¬
руется длительный или состав экипажа большой, т. е. кислорода
на борту нужно иметь много, то такая система оказывается чрез¬
мерно тяжелой. Кроме того, в условиях длительного полета весьма
сложно поддерживать криогенные температуры.
Значительный выигрыш в массе может быть получен, если хра¬
нить кислород в химически связанном виде, например в составе
перекиси водорода. В этом случае хранение может осуществляться
при обычном атмосферном давлении и нормальной температуре,
поэтому тара будет весить намного меньше, а проблема обеспе¬
чения теплового режима становится проще. В присутствии плати¬
нового катализатора перекись водорода разлагается на воду и
кислород: 2Н2О2 —► 2Н2О + О2 + тепло. Получаемая в результате
разложения вода может быть использована для питья и удовлетво¬
рения бытовых потребностей. Очевидно, что количество и кон¬
центрацию перекиси водорода можно подобрать такими, чтобы
полностью обеспечить космонавтов и кислородом, и водой. Недо¬
статком систем с перекисью водорода является их относительная
сложность и взрывоопасность. Связано это, в основном, с тем,
что реакция разложения экзотермическая, вода выделяется в виде
горячего пара и требуются дополнительные устройства для от¬
вода тепла, конденсации пара и сббра воды. По названным причи¬
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 133
нам такого рода системы практического применения пока не
нашли.
На современных советских космических аппаратах задачу
снабжения кислородом решают совместно с задачей удаления
углекислого газа (парциальное давление СО2 не должно превышать
8 ... 11 гПа). Это удается сделать, если в качестве веществ, со¬
держащих кислород, использовать надперекисные соединения
щелочных металлов. На практике обычно применяется надпере-
кись калия. В присутствии водяных паров она вступает в реакцию
с углекислым газом и выделяет кислород: К2О4 4- СО2 Н2О -+
—>■ KjCOg 1,5О2 -|- Н2О.
Чтобы получить 1 кг кислорода, т. е. обеспечить суточную
потребность в кислороде одного космонавта, необходимо 3 кг
К2О4. При этом из воздуха будет поглощено 0,825 кг СО2 или 72 %
среднесуточного выделения космонавта. Таким образом, приме¬
нение К2О4 позволяет осуществлять регенерацию атмосферы, хотя
и не в полном объеме. Устройства, с помощью которых произво¬
дится регенерация (регенеративные патроны), представляют со¬
бой цилиндрические контейнеры, заполненные надперекисью
калия. Через эти контейнеры вентиляторами прокачивается воз¬
дух жилых отсеков (рис. 6.2).
Для того чтобы удалить из атмосферы оставшуюся часть
углекислого газа (всего космонавт выделяет в сутки 1,15 кг СО2),
пользуются методом связывания его с химическими поглотителями.
В качестве поглотителя применяют гидроокись лития, взаимодей¬
ствие которого с углекислым газом протекает следующим образом:
2LiOH + СО2 —> Li2CO3 -f- Н2О -f- тепло. Расход LiOH состав¬
ляет около 1,3 на 1 кг СО2. Конструкция поглотительных устано¬
вок аналогична конструкции регенераторов.
На американских космических кораблях регенераторы не уста¬
навливались, и литиевые поглотители использовались для уда¬
ления из атмосферы всего углекислого газа, выделяемого космо¬
навтами.
Описанные выше способы обеспечения космонавтов кислоро¬
дом и удаления из атмосферы углекислого газа предполагают на¬
личие на борту космического аппарата большого количества рас¬
ходуемых компонентов: запасов кислорода либо кислородсодер¬
жащих веществ и поглотителя углекислого газа. При этом масса
компонентов, а вместе с ней и установок, обеспечивающих поддер¬
жание заданного состава атмосферы, растут пропорционально
длительности полета и численности экипажа. Уже сегодня для
обеспечения полетов орбитальных станций суммарная масса ре-

134
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.2. Схема регенерационного патрона:
/ — корпус; 2 — регенеративное вещество; 3 — диа¬
фрагма
Рис. 6.3. Схема регенерации кислорода на основе
реакции Боша:
1 — каталитический реактор; 2 — рекуперативный теп¬
лообменник; 3 — конденсатор воды; 4 — насос-сепара¬
тор; 5 — электролизер
генерационных и поглотительных установок оказывается на-
столько большой, что они не могут быть выведены на орбиту вместе
со станцией и их приходится периодически доставлять туда гру¬
зовыми кораблями. Конечно это отражается на стоимости косми¬
ческих исследований.
Затраты, связанные с регенерацией атмосферы,можно было бы
существенно снизить, если бы удалось в полете получать кисло¬
род непосредственно из углекислого газа путем разложения его
на кислород и углерод. На Земле такую задачу удается решить
несколькими способами. Один из них поясняется схемой, приве¬
денной на рис. 6.3. При температуре 600...760 °C в присутствии
катализатора углекислый газ вступает в реакцию с молекулярным
водородом, образуя воду и углерод: СО2 + 2Н2 —» 2Н2О -|- С
(реакция Боша). Пары воды предварительно охлаждаются в ре¬
куперативном теплообменнике и направляются в охладитель для
конденсации. Насос-сепаратор отделяет конденсированную воду
от газа и подает ее в электролизер, где вода разлагается на водо¬
род и кислород: 2Н2О —» 2Н2 + О2 (электролиз). Водород по¬
дается в реактор для взаимодействия с углекислым газом.
Реализация такой схемы на борту космического аппарата тре¬
бует создания ряда весьма сложных устройств и, кроме того,
больших расходов электроэнергии (0,8 кВт в расчете на одного
космонавта). Тем не менее работы над созданием подобных систем
ведутся и, возможно, в будущем они найдут практическое приме¬
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 13g
нение. Но надо иметь в виду, что внедрение таких систем не ис¬
ключает полностью необходимость в наличии расходуемых компо¬
нентов. Дело в том, что в составе СО выделяется не весь кисло¬
род, потребляемый человеком: около 16 % кислорода затрачивает¬
ся на окислительные реакции, происходящие в организме, и выде¬
ляются в составе экскрементов. Поэтому осуществить замкнутый
кругооборот кислорода в пределах только атмосферы космического
аппарата не представляется возможным.
Не менее важной задачей, чем снабжение космонавтов кисло¬
родом и удаление из атмосферы углекислого газа, является под¬
держание заданного уровня влажности в жилых отсеках. Экспе¬
риментальные данные показывают, что для нормальной жизне¬
деятельности человека относительная влажность воздуха при тем¬
пературе 10 ... 20 °C должна быть в пределах 30 ... 70 %. В то же
время известно, что человек выделяет в атмосферу почти поло¬
вину всей поглощаемой им воды, т. е. около 1,5 л в сутки. Следо¬
вательно, чтобы обеспечить требуемые параметры атмосферы,
надо принимать меры для удаления из нее влаги. На космических
аппаратах для этого охлаждают воздух до температуры ниже точки
росы и собирают образующийся конденсат (см. гл. 8).
В функции системы жизнеобеспечения входит наряду с дру¬
гими задача очистки атмосферы жилых отсеков от вредных микро¬
примесей. Источников их много. Они выделяются самим челове¬
ком и материалами конструкции, образуются в процессе разло¬
жения продуктов жизнедеятельности человека и даже при функ¬
ционировании некоторых бортовых приборов, например во время
работы щеточных электродвигателей. Состав вредных микропри¬
месей очень широк: окись углерода, альдегиды, кетоны, окислы
азота, амины, жирные кислоты, сероводород, метан, бензол, ме¬
тилакрилат и многие другие компоненты. Для каждого из этих
компонентов установлена предельно допустимая концентрация.
Существует несколько способов борьбы с вредными примесями.
Прежде всего, выбирают такие конструкционные материалы, у ко¬
торых выделение примесей было бы минимальным. Перед установ¬
кой на космический аппарат материалы подвергают длительному
хранению или вакуумированию, чтобы основное количество при¬
месей выделялось до полета. Во время полета примеси удаляют
из атмосферы активными средствами. Значительная их часть рас¬
творяется в атмосферной влаге и удаляется вместе с конденсатом.
Некоторые примеси окисляются в регенераторах и доводятся тем
самым либо до безвредного состояния, либо до такой структуры,
при которой они могут быть поглощены фильтрующими материа-

136
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.4. Схема противопылевого
фильтра:
1 — корпус; 2 — винипластовые перфори¬
рованные сетки; 3, 6 — металлические
решетки; 4 — основной фильтрующий ма¬
териал; 5 — тампонная бумага
лами. Обычно на выходе регенератора размещают слой специально
обработанного угля и гапколита (угля с добавкой катализатора).
В^гапколите проходит доокисление тех примесей, которые прошли
через регенератор, а в порах угля они конденсируются. Наконец,
часть примесей удаляется методом хемосорбции — путем хими¬
ческого взаимодействия со специальными поглотителями. Такие
поглотители упаковываются в металлические контейнеры, закры¬
тые с двух сторон решетками. Через них вентиляторами прокачи¬
вается воздух жилых отсеков.
Еще одной задачей, связанной с регулированием параметров
атмосферы, является очистка^воздуха жилых отсеков от пыли.
Источников пыли на борту пилотируемого аппарата довольно
много. Она образуется в процессе носки одежды, приготовления
и приема пищи; при проведении ремонтных и монтажно-демонтаж¬
ных работ и т. д. Для удаления пыли в отсеках устанавливаются
противопылевые фильтры (рис. 6.4). Корпус фильтра заполнен
фильтрующим материалом, представляющим собой смесь стружки
метилметакрилата и хлоринового волокна. С двух сторон эта смесь
закрыта винипластовыми сетками. Для повышения эффективности4
улавливания пыли с замыкающей стороны фильтрующего мате¬
риала установлена тампонная бумага. Воздух прокачивается
через фильтр специальным вентилятором. Помимо стационарных
фильтров для сбора пыли могут использоваться и переносные бы¬
товые пылесосы.
6.2.	Контроль параметров атмосферы
Для того чтобы контролировать работу средств обеспечения
заданного газового состава, управлять этими средствами и оце¬
нивать пригодность атмосферы для пребывания космонавтов,
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 137
нужно иметь информацию о текущем количестве каждого из тех
компонентов, которые влияют на жизнедеятельность человека.
Это значит, что нужно регулярно проводить анализ химического
состава атмосферы. Периодичность и методы контроля для раз¬
ных компонентов могут быть разными, в зависимости от степени
их воздействия на организм человека и максимально возмож¬
ной скорости количественных изменений. Особое внимание при
анализе всегда уделяется измерению парциальных давлений
кислорода, углекислого газа и водяных паров. Связано это с тем,
что названные параметры наиболее динамичны, и поэтому тре¬
буют практически непрерывного контроля. Для его осуществ¬
ления на борту устанавливаются автоматические газоанализа¬
торы.
Измерение парциального давления кислорода обычно произ¬
водится с помощью электрохимических датчиков. Принцип дей¬
ствия этих датчиков основан на использовании зависимости элек¬
трохимических процессов, происходящих в гальванических ячей¬
ках датчиков, от количества поступающего в ячейки кислорода.
Ячейка (рис. 6.5) имеет газовую и жидкостную полости.
Через газовую полость микровентилятором прокачивается
воздух. Жидкостная полость заполнена раствором гидроокиси
калия и в нее помещены два электрода: серебряный катод и свин¬
цовый анод. Полости разделены между собой мембраной, прони¬
цаемой для газа и непроницаемой для раствора. Работает ячейка
следующим образом. Металл анода взаимодействует с ионами ги¬
дроксила, освобождая электроны: 2Pb + 4ОН- —> 2РЬ (ОН)2 +
+ 4е". Последние по внешней цепи перемещаются к аноду и там
в присутствии кислорода гидроксил восстанавливается: О2 +
+ 2Н2О + 4е" — 4ОН".
В результате по внешней цепи гальванической ячейки про¬
текает ток, величина которого пропорциональна количеству
кислорода, попавшего в раствор. Интенсивность диффузии кис¬
лорода, а следовательно, и величина
тока пропорциональны парциальному
давлению О2.
Рис. 6.5. Схема гальванической ячейки:
1 — корпус; 2 — мембрана; 3 — катод; 4 — анод

138
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Для измерения содержания СО2 используются термокондукто¬
метрические датчики. В основу их работы положена зависимость
теплопроводности газовой смеси от концентрации составляющих
ее компонентов. Чувствительным элементом такого датчика яв¬
ляется металлическая спираль, помещенная в ампулу, которая
заполнена воздухом жилого отсека. Через спираль пропускается
электрический ток. Ее температура, а следовательно, и электри¬
ческое сопротивление зависят от теплопроводности газа. Таким
образом, сопротивление спирали может служить мерой концен¬
трации СО2. Для того чтобы исключить влияние других компонен¬
тов, измерение производят по мостовой схеме. В составе датчика
имеется четыре чувствительных элемента, включенных в разные
точки моста. Два из них омываются газом, заполняющим жилой
отсек. Их устанавливают в противоположных точках моста. А
два других (замыкающих мост) — тем же газом, но очищенным от
СО2. При таком способе в измерительной диагонали моста полу¬
чают сигнал, пропорциональный парциальному давлению СО2.
Влажность атмосферы определяют электролитическими дат¬
чиками, в составе каждого из которых имеется емкость, где воз¬
дух жилого отсека контактирует с насыщенным водным раство¬
ром гигроскопической соли. Принцип действия датчика основан
на том, что между парциальными давлениями водяных паров
анализируемого воздуха и паров раствора устанавливается гигро-
термическое равновесие. В результате концентрация раствора
(за счет испарения либо поглощения дополнительной влаги)
изменяется. В раствор соли помещены два электрода, к которым
подведено переменное напряжение. С изменением концентрации
раствора меняется его электрическое сопротивление, а значит,
и величина тока, проходящего через раствор, и температура
раствора. Измеряя эту температуру, получают информацию о пар¬
циальном давлении водяных паров.
Содержание в атмосфере таких вредных примесей, как окись
углерода, метан, аммиак, ацетон, сероводород, при нормальном
ходе полета меняется очень медленно, поэтому контроль за ними
может осуществляться не непрерывно, а дискретно, причем с боль¬
шими временными интервалами (несколько недель или даже
месяцев). В тех Гслучаях, когда между Землей и пилотируемым
аппаратом имеется регулярная транспортная связь, контроль осу¬
ществляется на Земле в лабораторных условиях путем прове¬
дения химического анализа проб воздуха, доставляемых с борта
аппарата в специальных ампулах. Если транспортной связи нет,
то определить количество примесей можно и в условиях полета.

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 139
Для этого обычно в распоряжении космонавтов имеется набор та¬
ких химических реактивов, каждый из которых, взаимодействуя
с одним из контролируемых компонентов, меняет свой цвет. Кон¬
центрация компонента определяется по характеру окраски про¬
дукта реакции. Вообще говоря, возможность контроля вредных
примесей бортовыми средствами целесообразно предусматривать
для любого пилотируемого, полета. Следует иметь в виду, что
необходимость такого контроля может появиться внезапно, на¬
пример после ликвидации очага пожара, когда возникает вероят¬
ность недопустимого загрязнения атмосферы продуктами сгора¬
ния.
Пожар на борту космического аппарата сам по себе чрезвы¬
чайно опасен, поэтому в составе средств контроля атмосферы
должны быть системы обнаружения пожароопасной ситуации и сиг¬
нализации. Обычно о возможности возникновения пожара судят
по появлению дыма в атмосфере жилых отсеков. Для обнаруже¬
ния дыма в разных местах отсеков устанавливают датчики, ко¬
торые контролируют прозрачность атмосферы (рис. 6.6). В дат¬
чике имеется два источника излучения и два фотоприемника. Све¬
товой поток, излучаемый основным источником, и поток, посту¬
пающий на вход основного приемника, формируются сдвоенными
линзами. Это позволяет увеличить рабочий сигнал фотоприем-
Рис. 6.6. Схема датчика дыма:
1 — генератор прямоугольных импульсов; 2 — основной фотоприемник; 3 — основной
источник излучения; 4 — вспомогательный источник излучения; 5 — дополнительный
фотоприемник; 6 — дифференциальный усилитель; 7 — демодулятор; 8 — фильтр низ¬
ких частот; 9 — пороговое устройство; 10 — исполнительное реле

140
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ника. Чтобы обеспечить нечувствительность датчика к внешним
световым потокам, в нем используется модуляция излучения,
а усиление рабочего сигнала осуществляется узкополосным уси¬
лителем. При наличии дыма часть излучения основного источника
рассеивается в зоне А частицами дыма и воспринимается основным
фотоприемником, выходной сигнал которого вместе с сигналом
от фотоприемника 5, регистрирующего прямое излучение основ¬
ного источника, поступает на вход дифференциального усили¬
теля, а затем на демодулятор, который управляется от того же
генератора импульсов, что и основной источник. Напряжение,
формируемое демодулятором, сглаживается фильтром низких ча¬
стот, подается на вход порогового устройства, управляющего ис¬
полнительным реле. Пороговое устройство настроено таким об¬
разом, что при заданной концентрации дыма реле срабатывает.
По его сигналу на пульте космонавта включается звуковая сиг¬
нализация и загорается световое табло с указанием зоны появле¬
ния дыма. Вспомогательный источник излучения служит для
контроля исправности прибора.
6.3.	Обеспечение космонавтов пищей и водой
В условиях космического полета к продуктам питания, питье¬
вой воде и средствам их упаковки предъявляется ряд специфиче¬
ских требований. Главное из них состоит в том, чтобы и пища, и
вода оставались пригодными к употреблению на протяжении всего
полета либо того срока, в течение которого гарантируется попол¬
нение их запасов с помощью транспортных средств. При длитель¬
ных полетах срок надежного хранения может составлять несколько
месяцев, а иногда и лет.
В состав средств обеспечения пищей входят собственно ра¬
ционы питания, тара, холодильники, электроподогреватели,
ложки, вилки, ножи, а также различные устройства для распа¬
ковки. Под рационом понимают набор продуктов, необходимый
для питания одного человека в течение суток. В настоящее время
калорийность рациона составляет около 3100 ккал, он содержит
в себе приблизительно 100 г белков, 80 г жиров и 420 г углево¬
дов. В состав рационов входят первые, вторые и третьи блюда,
хлеб, соки, кондитерские изделия и т. д. Все блюда готовятся
заранее и затем либо консервируются, либо сублимируются.
Консервированные блюда упаковываются в металлические банки
и тубы, а сублимированные — в пленочные пакеты. Для подо¬
грева пищи, упакованной в банки и тубы, обычно используются

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 141
специальные электроподогреватели, а подготовка к употребле¬
нию сублимированных блюд осуществляется путем добавления
в них горячей воды. Хлеб и кондитерские изделия запаиваются
в пакеты из полимерной пленки.
В тех случаях, когда планируются длительные полеты и нет
возможности часто пополнять бортовые запасы, для хранения
продуктов целесообразно устанавливать на борту холодиль¬
ники.
Нормы потребления питьевой воды космонавтами зависят от
того, как приготовлена пища. Если используются только субли¬
мированные продукты, человеку требуется в сутки 2,8 л воды.
Если же такие продукты составляют только часть рациона или
отсутствуют вовсе, воды нужно меньше. Например, на орбиталь¬
ных станциях типа «Салют», где используются и консервы, и
сублиматы, среднесуточное потребление воды составляет около
1,75 л. Снабжение водой может осуществляться разными спосо¬
бами. В простейшем случае полные запасы воды выводятся на
орбиту вместе с космическим аппаратом и хранятся на борту в спе¬
циальных емкостях. Потребление воды производится с помощью
приемных устройств, оборудованных перепускными клапанами и
индивидуальными мундштуками (рис. 6.7). Воду из емкости в при¬
емное устройство вытесняет диафрагма, деформируемая под дей¬
ствием избыточного давления, создаваемого в воздушной полости
емкости ручным насосом. Такие системы очень просты по устрой¬
ству и надежны, поэтому они нашли применение на всех совет¬
ских пилотируемых кораблях, включая «Союз Т».
На американском корабле «Аполлон» задача водообеспечения
была решена иначе. Практически вся вода, за исключением не-
Рис. 6.7. Схема подачи питьевой воды:
1 — вход воздуха; 2 — обратный клапан; 3 — ручной/воэдушный насос; 4 — предохра¬
нительный клапан; 5 — емкость для хранения воды; 6 — гибкая диафрагма; 7 — пере¬
пускной клапан; 8 — мундштук; 9 — выход воды

142
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
большого запаса, предназначенного для начальной стадии полета,
синтезировалась в процессе работы системы энергоснабжения.
Электрическая энергия на корабле вырабатывалась с помощью
топливных элементов, в которых в качестве рабочего тела приме¬
няются жидкие кислород и водород (см. гл. 9). В результате
работы топливных элементов образуется смесь, состоящая из
паров воды и газов исходных компонентов. Эта смесь охлажда¬
лась, проходила через сепараторы, и очищенная от газов вода
использовалась для питья.
При длительных полетах оба описанных выше способа непри¬
емлемы. Первый нецелесообразно использовать потому, что сум¬
марные запасы воды оказываются большими и доставка их с Земли
требует неоправданно больших материальных затрат. Второй
метод не может быть применен, поскольку сами системы электро¬
снабжения с топливными элементами в таких полетах не исполь¬
зуются, так как трудно обеспечить продолжительное хранение
криогенных компонентов. В полетах большой длительности
наиболее рационально получать воду путем регенерации ее из
продуктов жизнедеятельности космонавтов. Конечно, наилуч¬
ший вариант — создание на борту замкнутой экологической си¬
стемы. Это позволило бы доставлять с Земли только минималь¬
ные запасы воды и пищи. Но полностью автономные системы при¬
менимы лишь для сверхтяжелых станций, и кроме того до начала
эксплуатации таких систем предстоит пройти еще больший путь
их экспериментальной отработки. Поэтому на современных долго¬
временных аппаратах используются комбинированные системы,
в которых часть воды доставляется с Земли, а часть — восстанав¬
ливается из продуктов жизнедеятельности.
Вода регенерируется из влаги, которая выделяется космо¬
навтами в атмосферу жилых отсеков вместе с выдыхаемым возду¬
хом и в виде пота через кожу. В этой влаге содержится около
45 % всей выделяемой космонавтами воды. На рис. 6.8 приведена
схема системы регенерации воды, установленной на советской ор¬
битальной станции «Салют-6». Система работает следующим обра¬
зом. Сбор влаги из атмосферы осуществляется с помощью холо¬
дильно-сушильных агрегатов (ХСА). Из них влага вместе с воз¬
духом подается в фильтр, который очищает поступающую смесь
от механических частиц и химических примесей, выделенных вла¬
гопоглотителем ХСА (рис. 6.9). Химические соединения удаляются
с помощью специально обработанного угля, а от механических
частиц смесь очищается полипропиленовым волокном и фильтрую¬
щей тканью.

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 143
Рис. 6.8. Структурная схема системы регенерации воды из атмосферного кон¬
денсата:
1 — холодильно-сушильный агрегат; 2 — фильтр газожидкостной смеси; 3 — блок
сепарации конденсата; 4 — выход газа в кабину; 5 — блок очистки конденсата; 6 —
сигнализатор наличия примесей; 7, 9 — электромагнитные клапаны; 8 — контейнер
технической воды; 10 — блок кондиционирования воды; 11 — контейнер питьевой воды
2
Рис. 6.9. Схема фильтра газожидкостной смеси:
1 — корпус; 2 — филирующая катушка; 3 — вход смеси; 4 — специально обработан
ный уголь; 5 — полипропиленовое волокно; б — ткань; 7 — выход смеси
Рис. 6.10. Схема блока сепарации конденсата:
1 — вход газожидкостной смеси; 2 — выход конденсата; 3 — гидрофильная трубка;
4 — перепускной канал; 5 — эластичная мембрана; б — подвижный шток; 7 — контакт¬
ное устройство; 8 — пружина; 9 — выход газа; 10 — трубная решетка; 11 — крышка
После очистки газожидкостная смесь поступает в блок сепара¬
ции, производящий отделение конденсата от воздуха и форми¬
рующий команды на подачу конденсата к средствам регенерации
воды. В герметичном корпусе блока установлен пакет пористых
гидрофильных трубок и имеется полость переменного объема
(рис. 6.10), который изменяется при перемещении поршня. В нс-

144
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.11. Схема блока очистки:
1 — шихта; 2 — решетка; 3 — корпус ко¬
лонки; 4 — вход конденсата; 5 — выход
очищенного конденсата; 6 — фильтр ме¬
ханических примесей; 7 — перепускная
трубка j*’
ходном состоянии пространство между трубками и полость за¬
полнены водой. Смесь последовательно проходит по внутренним
каналам всех трубок. Под действием разрежения, создаваемого
пружиной поршня, влага из смеси отсасывается через стенки тру¬
бок и попадает сначала в межтрубное пространство, а затем и
в полость, ограниченную поршнем. Объем полости при этом уве¬
личивается, поршень движется вниз и по достижении крайнего
нижнего положения его шток нажимает на концевое контактное
устройство, срабатывание которого вызывает включение насоса
откачки конденсата из блока. По мере откачки поршень возвра¬
щается в начальное положение. После его возвращения концевое
устройство размыкается и отсос конденсата прекращается. За¬
тем цикл начинается снова. Осушенный воздух возвращается
из блока сепарации в атмосферу жилого отсека, а конденсат пере¬
качивается насосом в блок очистки от вредных примесей.
Блок очистки представляет собой набор последовательно со¬
единенных очистительных колонок, каждая из которых заполнена
шихтой, предназначенной для удаления определенного вида при¬
месей (рис. 6.11). Чтобы защитить перепускные каналы блока от
попадания в них шихты, все колонки сверху и снизу закрыты ре¬
шетками. На выходе блока установлен фильтр механических ча¬
стиц, выполненный в виде пакета шайб из фильтрующего мате¬
риала и обеспечивающий очистку воды от мелких механических
включений.
После завершения очистки производится контроль качества
воды. Проверку осуществляют методом измерения ее электриче¬
ской проводимости. Если количество вредных примесей не пре¬
вышает допустимого уровня (электрическая проводимость ниже
установленного предела), вода подается в блок кондициониро¬
вания, а затем в контейнеры для последующей раздачи космонав¬
там. Если же качество воды не отвечает заданным требованиям,
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 145
срабатывает сигнализатор наличия примесей. По его сигналу
маршрут движения воды изменяется. Закрывается клапан питье¬
вой магистрали и открывается вход в контейнер для технической
воды. После снижения количества примесей до заданной границы
магистраль технической воды перекрывается и вновь открывается
питьевая.
В блоке кондиционирования производится насыщение воды
необходимыми солями и консервирование ее ионами серебра.
Устройство этого блока аналогично блоку очистки. Принципиаль¬
ное отличие состоит в том, что здесь колонки заполнены не погло¬
тителями вредных примесей, а минерализаторами и стерилизую¬
щим материалом.
Описанная система регенерации воды использовалась для обес¬
печения многих длительных полетов и показала хорошую работо¬
способность. Но следует иметь в виду, что она решает проблему
водоснабжения лишь частично: около 55 % питьевой воды при¬
ходится доставлять с Земли. Значительно более полно проблему
удастся решить, если будет создана система восстановления воды
из урины. При высоком совершенстве системы потребности космо¬
навтов можно будет на 97 % удовлетворить регенерированной
водой и только около 3 % будет доставляться с помощью транс¬
портных средств (недостающие 2,5 ... 3 % воды выделяются чело¬
веком вместе с твердыми экскрементами). В настоящее время ве¬
дутся интенсивные работы над созданием таких систем. Принцип
их построения известен, в наземных условиях они уже были не¬
однократно испытаны, но предстоит еще провести их эксперимен¬
тальную отработку применительно к условиям космического полета.
В отличие от конденсата атмосферной влаги, урина содержит
большое количество солей, поэтому процесс извлечения воды из
нее оказывается значительно более сложным. Дополнительно
к тем операциям, которые выполняются с конденсатом, прихо¬
дится производить еще и дистилляцию исходного материала.
Структурная схема системы регенерации воды из урины-приведен а
на рис. 6.12. Урина поступает в систему из ассенизационного
устройства вместе со смывной водой, консервантом и воздухом
жилого отсека. Вначале смесь проходит через сепаратор. Отде¬
ленный газ очищается с помощью фильтра от вредных примесей
и возвращается в отсек, а жидкость собирается в емкость. Про¬
цесс регенерации начинается с очистки от механических частиц.
Пройдя фильтр очистки, жидкость поступает в дистиллятор.
Здесь путем испарения и конденсации пара из жидкой смеси извле¬
кается вода. Несконденсированные пары предполагается сразу

146
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.12. Структурная схема системы регенерации воды из урины:
1 — вход газожидкостной смеси; 2 — сепаратор; 3 — газовый фильтр вредных примесей;
4 — выход газа в жилой отсек; 5 — емкость сбора жидкости; 6 — сборник остатка;
7 — дистиллятор; 8 — выброс газа за борт; 9 — жидкостный фильтр вредных примесей;
10 — контейнер технической воды; 11, 13 — клапаны; 12 — сигнализатор наличия
примесей; 14 -- блок кондиционирования; 15 — контейнер питьевой воды
выбрасывать за борт, а жидкие остатки транспортировать в спе¬
циальные емкости, которые периодически с помощью транспорт¬
ных средств либо через шлюзовую камеру можно будет также
удалять из космического аппарата. Полученная в дистилляторе
вода очищается от вредных примесей, проходит проверку на ка¬
чество, затем конденсируется и собирается в емкости для раздачи
космонавтам. При отрицательных результатах контроля вода
направляется в другие емкости для использования в технических
целях. Последние операции могут быть выполнены таким же
способом, как при регенерации воды из конденсата.
6.4.	Средства личной гигиены
При проектировании систем обеспечения жизнедеятельности
особое внимание должно уделяться созданию здоровых гигиениче¬
ских условий жизни экипажа. Известно, что они оказывают как
физиологическое, так и психологическое воздействие на работо¬
способность человека. Надо стремиться к тому, чтобы космонавты
в полете могли проводить все основные гигиенические мероприя¬
тия, которые они регулярно проводят на Земле: очистку кожных
покровов, стоматологические процедуры, бритье, стрижку волос,
стрижку и чистку ногтей, физиологические отправления. Для
проведения этих мероприятий в большинстве случаев приходится
разрабатывать специальные средства применительно к условиям
космического полета. Состав их в значительной степени зависит
от продолжительности планируемого полета.
При кратковременных полетах для очистки тела обычно при¬
меняются салфетки и полотенца. Часть из них заранее пропиты¬
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА
147
вается .специальными лосьонами. Эти средства одноразовые, они
укладываются на борт в таком количестве, которого достаточно
для соблюдения нормального гигиенического режима в течение
всего полета. Если же полет планируется длительный, то помимо
обтирания тела на борту должна быть предусмотрена возмож¬
ность проведения водных процедур. С этой целью сейчас на долго¬
временных станциях используются душевые установки. Заметим,
что отсутствие силы тяжести существенно усложняет пользование
душем. Во-первых, вода достаточно хорошо смачивает кожу чело¬
века и в невесомости, за счет сил сцепления, стремится аккумули¬
роваться на теле космонавта в виде жидкой оболочки. Это явление
затрудняет сам процесс мытья и, кроме того, требует принятия
мер по защите глаз от воды — возникает необходимость в спе¬
циальных очках. Во-вторых, поскольку обусловленный действием
гравитации естественный сток воды отсутствует, появляется про¬
блема сбора воды из душевой кабины. Одновременно с этим воз¬
никает и проблема обеспечения дыхания космонавта. Чтобы во
вдыхаемом воздухе не оказалось свободно плавающей жидкости,
приходится устанавливать специальные дыхательные воздуховоды.
Наконец, поскольку сам космонавт подвержен воздействию не¬
весомости, для него должны быть предусмотрены средства фик¬
сации внутри кабины.
На рис. 6.13 приведена схема душевой установки, которая при¬
менялась на советской орбитальной станции «Салют-6». Централь¬
ным ее элементом является складывающаяся душевая кабина.
Она имеет два жестких днища (верхнее и нижнее) и гибкую про¬
зрачную оболочку. Верхнее днище стационарно закреплено на
потолке станции, а нижнее в рабочем состоянии крепится к полу,
а в сложенном — к верхнему днищу. Для входа космонавта в ка¬
бину оболочка имеет продольный и поперечный распахи, которые
закрываются с помощью застежки «молния».
На верхнем днище кабины смонтированы смеситель с регуля¬
тором температуры и душирующим устройством, нагреватель воз¬
духа с регулятором температуры, светильники, дыхательный
шланг с загубником. На нижнем днище имеется фильтр механиче¬
ских частиц, патрубок для выхода газожидкостной смеси, фик¬
саторы для ног и замки крепления кабины к полу.
Холодная и горячая вода подаются в смеситель из двух емко¬
стей вытеснительным способом. Давление в емкостях и угол рас¬
пыления воды душирующим устройством выбраны такими, ко¬
торые обеспечивают нормальные условия мытья при наименьшем
расходе воды.

148
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.13, Схема душевой установки:
/ — оболочка; 2 — отсасывающий шланг; 3 — дыхательный шланг; 4 — верхнее днище;
5 — рабочий сборник; 6 — нагреватель воздуха; 7 — индикатор заполнения; 8 — до¬
полнительный сборник; 9 — смеситель; 10 — душирующее устройство; 11 — емкость
холодной воды; 12 — насадок для сбора воды; 13 — нижнее днище; 14 — фильтр меха¬
нических частиц; 15 — рессиверные емкости; 16 — емкость горячей воды; 17 — тепло¬
изоляция; 18 — вентилятор; 19 — фильтр вредных примесей; 20 — манометр; 21 — руч¬
ной насос; 22 — предохранительный клапан
Вентиляция в кабине и удаление использованной воды произ¬
водятся потоком воздуха, создаваемым с помощью вентилятора.
Воздух жилого отсека, подогретый в нагревателе, поступает в ка¬
бину через отверстия в верхнем днище. Проходя через кабину,
поток воздуха захватывает частицы использованной воды и на¬
правляется вместе с ними через фильтр механических частиц,
патрубок и гибкий шланг в первый (основной) сборник жидкости,
внутри которого находится влагопоглощающий материал. Здесь
жидкость удерживается, а газ проходит во второй (дополнитель¬
ный) сборник и из него поступает в фильтр очистки от вредных
примесей. Очищенный воздух возвращается в кабину. Дополни¬
тельный сборник жидкости имеет такое же устройство, как основ¬
ной, и устанавливается для повышения надежности сепарации
смеси.

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 149
На шланге, соединяющем основной и дополнительный сбор¬
ники, имеется индикатор заполнения. После заполнения основ¬
ного сборника он отключается от установки и герметизируется.
На его место устанавливается дополнительный сборник, а на место
дополнительного — новый, из числа неиспользованных. Таким
образом, жидкие отходы собираются в герметичные контейнеры
и хранятся в них до тех пор, пока не появляется возможность их
эвакуации.
В настоящее время ведутся исследовательские работы по ре¬
генерации воды из отходов душевых установок. Основная проб¬
лема состоит в выборе такого моющего средства, которое не только
обладало бы способностью очищать и поддерживать нормальную
микрофлору кожи, но и легко отделялась бы от воды. Внедрение
результатов этих работ в практику позволит существенно выиг¬
рать в массе расходуемых компонентов.
Стоматологические гигиенические процедуры включают в себя
чистку зубов с помощью зубной щетки, пасты и зубочисток. Что¬
бы обеспечить полную безопасность этих операций, зубная пас¬
та применяется съедобная, а в качестве зубочисток используются
шелковые нити.
Для бритья и стрижки волос обычно применяются специаль¬
ные комбинированные электробритвы, в которых осуществляется
отсос сбритых волос во встроенные волососборники. Иногда бритье
осуществляется и с помощью обычных безопасных бритв.
Стрижка и чистка ногтей осуществляются в полете обычными
маникюрными наборами. Особенность состоит в том, что эти опе¬
рации должны выполняться перед всасывающим шлангом пыле¬
соса так, чтобы все отходы засасывались в пылесборник.
К бортовым ассенизационным устройствам предъявляется ряд
специфических требований, связанных с особенностями косми¬
ческого полета. Во-первых, они должны выполнять свои функции
в невесомости, быть удобными для использования в условиях
полета и требовать минимума ручных операций. Кроме того, не¬
обходимо обеспечить изоляцию экскрементов от атмосферы жилых
отсеков и длительное их хранение на борту. Газообразные отходы
должны очищаться от вредных примесей и запахов. Одна из воз¬
можных схем бортового ассенизационного устройства приведена
на рис. 6.14. Устройство работает следующим образом. Перед
использованием открывается кран, установленный на выходе
приемного устройства, и включается вентилятор. Жидкость, по¬
падая в воронку приемника, захватывается потоком воздуха и
транспортируется в первый (основной) сборник. Далее процесс

150
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.14. Схема ассени¬
зационного устройства:
/ — рабочий сборник;' 2 —
приемник кала; 3 — прием¬
ник мочи; 4 — рукоятка;
5 — индикатор заполнения;
6 — вентилятор;/ — фильтр
вредных примесей; 8 — до¬
полнительный сборник
протекает так же, как в душевой установке. В сборнике происхо¬
дит сепарация смеси: жидкость задерживается, а газ проходит
в фильтр, очищается и возвращается в атмосферу отсека. После
заполнения сборников производится их замена на новые. Запол¬
ненные сборники эвакуируются с борта либо хранятся до оконча¬
ния полета.
Заметим, что на американских пилотируемых кораблях «Аполлон» жидкие
отходы вначале собирались в специальные контейнеры, а затем с помощью насоса
выбрасывались за борт. Такое решение позволило сократить общее количество
контейнеров и значительно уменьшить объем, занимаемый отходами. Но следует
учитывать, что сброс жидкости в виде струи вызывает реальную опасность за¬
грязнения наружной поверхности аппарата, в частности иллюминаторов и опти¬
ческих элементов научных приборов..
Сбор и изоляция твердых отходов осуществляются с помощью
одноразовых сменных вкладышей. Снизу вкладыш имеет перфо¬
рированную сетку, а сверху — две шторки, открытые в исходном
состоянии. Под действием потока воздуха отходы собираются
в нижней части вкладыша. После использования шторки вкладыша
закрываются, вкладыш извлекается из приемника и укладывается
в прорезиненный пакет, который содержит химикалии, уничто¬
жающие бактерии и препятствующие образованию газов. Пакет
с вкладышем герметизируется. При длительном полете запол¬
ненные пакеты могут собираться в большие контейнеры и перио¬
дически эвакуироваться с борта.
При проектировании ассенизационных устройств следует ис¬
ходить из того, что количество приемников должно соответство¬
вать численности экипажа.
6.5.	Бытовое оборудование
Важное место среди задач обеспечения жизнедеятельности
занимают вопросы организации быта экипажа. Надо учитывать,
что во время полета космонавты должны полностью самостоятельно

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 151
себя обслуживать, и от того, как устроен быт, будет зависеть и
время, затрачиваемое на нецелевые работы, и психологическое
состояние космонавтов, а значит, и их работоспособность.
Проблема быта охватывает широкий круг вопросов. Она предъ¬
являет свои тербования к компоновке, оборудованию и оформле¬
нию жилых отсеков. Очевидно, что хороший быт прежде всего
подразумевает удобную планировку жилых помещений. Кроме
того, нужно, чтобы в пределах располагаемых возможностей были
наилучшим образом оборудованы рабочие места космонавтов,
места приготовления и приема пищи, зоны отдыха и занятий физ¬
культурой, места проведения гигиенических мероприятий и т. д.
Необходимо, чтобы освещенность в отсеках, уровень шумов, аку¬
стические характеристики и окраска интерьера соответствовали
медицинским нормам и отвечали требованиям инженерной психо¬
логии. Для того чтобы космонавт мог пользоваться в полете, в ос¬
новном, теми навыками, которые он приобрел на Земле, жилые
помещения должны быть оборудованы средствами фиксации:
креслами с привязными ремнями, захватами для ноги т.д.
Одним из условий хорошего быта является поддержание на
борту чистоты. Для этого надо снабдить пилотируемый аппарат
средствами уборки помещения, а также приспособлениями для
сбора и эвакуации бытовых отходов. Для снижения микробной
загрязненности обычно производится протирка внутренних по¬
верхностей жилых отсеков салфетками, пропитанными моюще¬
дезинфицирующим препаратом. Сбор пыли с внутренних стен
и элементов оборудования осуществляется с помощью пылесо¬
сов. Все бытовые отходы (упаковки рационов, использованные
салфетки и полотенца, грязное белье, заполненные пылесбор-
ники и т. д.) собираются в специальные контейнеры. Если полет
кратковременный, то контейнеры с отходами хранятся на борту
до спуска с орбиты. В длительном полете отходов накапливается
много и возникает необходимость их эвакуации. Сейчас приме¬
няются два способа эвакуации: либо контейнеры укладываются в
транспортные корабли и вместе с ними спускаются с орбиты, ли¬
бо ни выбрасываются через шлюзовые камеры в космическое про¬
странство и впоследствии входят в атмосферу за счет пассив¬
ного торможения.
На рис. 6.15 приведена схема шлюзовой камеры, которая ис¬
пользовалась для эвакуации отходов на станции «Салют-6».
Корпус камеры выполнен в форме сферы, на нем установлены кла¬
паны выпуска газа за борт и выравнивания давления между ка¬
мерой и жилым отсеком. Камера имеет два люка с крышками:

152
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.15. Схема шлюзовой камеры:
/ — загрузочный люк; 2 — клапан вырав¬
нивания давления; 3 — корпус камеры;
4 — привод поворотного механизма; 5 —
корпус космического аппарата; 6 — клапан
сброса давления; 7 — привод механизма
герметизации; 8 — внешний люк; 9 —
защелка; 10 — опорный стакан; 11 — на¬
правляющий диск; 12 — пружина; 13 —
внутренний стакан; 14 — замок закрытия
люка; 15 — контейнер
внутренний (загрузочный) и внешний. Внутри нее размещены два
цилиндрических стакана с поворотным механизмом и устройством
для фиксации контейнера. На наружном (опорном) стакане за¬
креплен механизм герметизации внешнего люка. В исходном по¬
ложении оба люка и оба клапана закрыты, а стаканы развернуты
открытой стороной к загрузочному люку. Перед началом работы
открывается клапан выравнивания давления. После того как пере¬
пад давления на внутренней стенке камеры становится равным
нулю, космонавты открывают крышку загрузочного люка и уста¬
навливают контейнер в полость внутреннего стакана, где он фик¬
сируется с помощью подпружиненной защелки. Затем загрузочный
люк и клапан выравнивания давления закрываются. С пульта
управления подается команда на открытие клапана сброса дав¬
ления. По окончании вакуумирования камеры производится от¬
крытие внешнего люка. С помощью привода герметизации крышка
люка перемещается в сторону днища опорного стакана. После от¬
крытия люка поворотный механизм разворачивает стаканы, а
вместе с ними и крышку люка на 180° так, что контейнер оказы¬
вается направленным в космическое пространство. В процессе
разворота взводятся пружины выталкивающего устройства.
Эти операции завершают подготовку камеры к выбросу контей¬
нера. Чтобы осуществить выброс, открывается защелка механизма
фиксации, после чего внутренний стакан под действием пружины
перемещается до упора в сторону внешнего люка и выталкивает
из камеры контейнер. Подготовка камеры к повторной загрузке
производится в обратном порядке. Вначале разворачиваются ста¬
каны в исходное положение, затем закрываются крышка внеш¬
СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 153
него люка и клапан сброса давления. Для заполнения камеры
воздухом вновь открывается клапан выравнивания давления.
К элементам бытового обеспечения относятся также одежда
космонавтов и спальные принадлежности. Они должны быть удоб¬
ными, гигиеничными, пожаробезопасными, эстетичными и вы¬
делять минимальное количество пыли. В состав одежды входят
нательное белье, костюмы и обувь. Белье, как правило, хлопчато¬
бумажное. Костюмы применяются разных типов: шерстяные трико¬
тажные— для обычной носки; шерстяные утепленные—для
носки при пониженной температуре в жилом отсеке; капроновые
с упругими элементами (рис. 6.16) —для тренировки мышечного
аппарата в процессе активной деятельности; капроновые со сред¬
ствами фиксации — для занятий на физкультурных тренажерах
и др. Ботинки обычно облегченные, кожаные, с тонкой подошвой,
без каблуков. Иногда на них устанавливаются средства фикса¬
ции к элементам оборудования. Для того чтобы освободить эки¬
паж от таких операций, как чистка и стирка, на борт уклады¬
вается такое количество комплектов одежды и спальных принад¬
лежностей, которого достаточно на все время полета.
Проблема быта включает в себя
и организацию досуга космонавтов.
Если при кратковременных полетах
этот вопрос не имеет решающего зна¬
чения, то в длительных экспедициях
от содержания досуга во многом мо¬
жет зависеть психологическое состоя¬
ние экипажа и его работоспособность.
При подготовке продолжительных по¬
летов вопросам досуга уделяется осо¬
бое внимание. Решают их всегда с
учетом индивидуальных интересов
космонавтов. Обычно на борту орби¬
тальных станций имеются книги, иг¬
ры, видео- и звуковые магнитофоны,
обеспечивается прием радио- и теле¬
визионных передач с Земли. При на¬
личии транспортной связи со стан¬
цией арсенал предметов досуга попол¬
няют в ходе полета по заявкам экипажа.
Бытовое оснащение космиче¬
ских кораблей должно помимо
Рис. 6.16. Профилактический нагру¬
зочный костюм:
1 — пряжки регулировки натяжения упру¬
гих элементов; 2 — упругие элементы

154
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОЙ
всего прочего обеспечить пребывание космонавтов после приземле¬
ния на случай, если посадка произойдет в нерасчетный район и
придется ожидать эвакуационную службу. Для такой ситуации
на борту должны иметься теплая одежда, запасы воды, продукты
питания, переносная аппаратура радиосвязи, сигнальные ракеты,
спички, сухое горючее и т. д.
6.6.	Оборудование для физических упражнений
и медицинская аппаратура
В условиях невесомости организм человека существенно пере¬
страивает свою работу. Эта перестройка затрагивает многие жиз¬
ненно важные системы: сердце, кровеносные сосуды, мышечно¬
суставный аппарат, вестибулярный аппарат и др. Глубина пере¬
стройки непосредственно связана с продолжительностью дейст¬
вия невесомости. Если не принимать профилактических мер, то
после длительного полета в организме могут произойти необра¬
тимые изменения. Для того чтобы предупредить или ограничить
неблагоприятные последствия невесомости, космонавтам соз¬
даются условия для искусственного нагружения отдельных частей
организма. С этой целью на пилотируемых аппаратах устанав¬
ливаются специальные стенды — тренажеры.
На рис. 6.17 приведена схема одного из бортовых тренажеров,
позволяющее осуществлять бег, ходьбу, прыжки и выполнять
упражения статического характера с силовой нагрузкой отдельных
групп мышц. В состав тренажера входят «бегущая дорожка» и
система нагружения. «Бегущая дорожка» представляет собой транс¬
портер, который приводится в движение электроприводом. Замк¬
нутая в кольцо лента транспортера надета на два шкива, установ¬
ленных в металлическом каркасе. Ведущий шкив соединен с элек¬
троприводом и закреплен в каркасе жестко, а ведомый связан с кар¬
касом через натяжной механизм. Под рабочей частью ленты име¬
ются опорные ролики. Система нагружения выполнена из упру¬
гих элементов, пристегивающихся с помощью замков к трениро¬
вочному костюму космонавта. Система создает нагрузку вдоль
продольной оси тела человека, имитирующую силу тяжести. На
упругих элементах имеются рукоятки и передвижная штанга,
которые используются при выполнении силовых упражнений.
Велоэргометр (рис. 6.18) позволяет имитировать езду на вело¬
сипеде. В состав тренажера входят станина с сиденьем и ремнями
фиксации, нагрузочное устройство с педалями и пульт управле¬
ния нагрузочным устройством. Педали связаны с ротором электро¬
механического генератора. При вращении педалей механическая

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 155
Рис. 6.17. Схемы применения бортового тренажера
Рис. 6.18. Велоэргометр

156
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 6.19. Профилактический пневмовакуумный
костюм;
1	— жесткие ботинки; 2 — гофрированная мягкая обо¬
лочка; 3 — обечайка; 4 — пульт управления; 5 — гер¬
метизирующая шторка; 6 — плечевые ремни; 7 — пояс;
8	— разъем медицинских датчиков; 9 — штуцер для
подсоединения шланга насоса
энергия преобразуется в электрическую и
с помощью блока сопротивлений рассеи¬
вается в виде тепла в окружающее про¬
странство. Величина нагрузки на педали
определяется режимом работы генератора.
На рис. 6.19 приведена схема стенда,
предназначенного для создания разреже¬
ния вокруг нижней части тела и продоль¬
ной нагрузки на опорно-мышечный ап¬
парат. Часто такой стенд называют пнев¬
мовакуумным костюмом. Разрежение созда¬
ется в. основном для того, чтобы искусст¬
венным путем вызвать распределение крови, близкое к обычному
для земных условий. Основной частью стенда является герметич¬
ный костюм вентиляционного типа.
На брюках имеются пневморазъем для подключения микрона¬
соса и вакуумный предохранительный клапан. Пульт управле¬
ния стендом снабжен указателем разрежения. В профилактических
целях используются нагрузочные костюмы, эспандеры, электрости¬
муляторы и другие малогабаритные устройства.
Для контроля за состоянием здоровья космонавтов на борту
устанавливается несколько комплектов медицинской аппаратуры.
На участке выведения и спуска контроль осуществляется такими
средствами, которые не требуют оперативного участия космо¬
навта и не мешают его основной деятельности. Обычно на этих
этапах регистрируются электрокардиограмма, сейсмокардио¬
грамма и пневмограмма. Съем показателей производится с помощью
набора датчиков, закрепленных на специальной поясной системе.
Пояс с датчиками заранее фиксируется на теле космонавта и под¬
ключается к блоку преобразования сигналов, усиливающему
выходные сигналы датчиков и посылающему их на вход теле¬
метрической системы.
Аналогичным образом осуществляется контроль и при выходе
космонавтов в открытый космос. При этом дополнительно изме¬
ряются температура тела и частота пульса. Эти параметры выводят¬
ся на индивидуальные индикаторы, чтобы космонавты могли са-

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖА 157
Рис. 6.20. Измеритель массы тела:
1 — индикатор; 2 — рукоятки; 3 — плат¬
форма; 4 — упоры для ног; 5 — непо¬
движное основание
ми контролировать свое состоя¬
ние пообъективным показателям.
При длительных полетах не¬
обходимо периодически прово¬
дить углубленное медицинское
обследование космонавтов. С
этой целью на борту должна быть
многофункциональная аппара¬
тура, обеспечивающая передачу
на Землю широкого круга физио¬
логических показателей: элект¬
рокардиограммы, легочной вен¬
тиляции, температуры тела, ки-
нетокардиограммы, электроэнцефалограммы, электроокулограммы,
артериального давления и др. Измерение всех этих показателей
осуществляют с помощью датчиков, имеющих средства фиксации
на теле космонавта и кабели для подключения к блоку преоб¬
разования. Чтобы космонавт мог визуально проконтролировать
качество информации, в состав системы включают электронно¬
лучевой осциллоскоп. Обследования проводятся в условиях по¬
коя и при воздействии различных функциональных нагрузок.
Такой метод позволяет получать достоверные сведения о состоя¬
нии и резервных возможностях организма. Поскольку продол¬
жительность обследования иногда превышает время видимости
наземных станций слежения, предусматривается возможность
записи информации на бортовые магнитные накопители.
Для измерения массы тела используются специальные приборы,
принцип действия которых основан на зависимости периода коле¬
баний материального тела под действием пружины от массы этого
тела. В состав прибора входят неподвижная часть, закрепленная
на корпусе аппарата, подвижная платформа, приводимая в коле¬
бательное движение пружинным механизмом, и измерительный
блок (рис. 6.20). Чтобы выполнить измерение, космонавт фикси¬
руется с помощью рукояток и подножек на платформе и включает
пружинный механизм. Измерительный блок определяет период
колебаний и тем самым формирует информацию о массе космонавта.
В целях оказания медицинской помощи на борт укладываются
аптечки с медикаментами и инструкциями по их применению.

Космические
скафандры
Космический скафандр — это индивидуальное снаряжение кос¬
монавта, предназначенное для пребывания и работы в условиях
вакуума или пониженного давления. В орбитальных полетах
применяются два типа скафандров. Аварийно-спасательные ска¬
фандры служат для защиты космонавтов при разгерметизации жи¬
лых отсеков и используются либо в аварийных ситуациях, либо
на критических участках полета, например при выведении, сты¬
ковке, спуске с орбиты и т. п. Другого типа скафандры, обеспе¬
чивают работу в открытом космическом пространстве.
Аварийно-спасательные скафандры; При их проектировании
исходят из того, что космонавты могут находиться в них длитель¬
ное время при нормальном давлении в кабине и при этом они не
должны испытывать существенных затруднений в своей деятель¬
ности. Скафандр должен позволять выполнять основные операции
по управлению аппаратом, вести радиосвязь, осуществлять меди¬
цинский контроль, принимать пищу, пользоваться ассениза¬
ционным устройством и т. д. Конструкция его должна быть такой,
чтобы в случае внезапной разгерметизации аппарата космонавт
мог его быстро самостоятельно надеть, подготовиться к спуску
и выполнить все необходимые для спуска работы. Кроме того,
скафандр должен иметь плавучесть на случай, если будет произве¬
дена незапланированная посадка на воду и экипажу потребуется
немедленно покинуть спускаемый аппарат.
В состав аварийно-спасательного скафандра входят гермо¬
костюм, герметичные шлем и перчатки, защитная обувь, гермо¬
вводы для подключения электрических и пневмокоммуникаций,
регуляторы давления и измерительные приборы.
Гермокостюм выполняется в форме комбинезона. Обычно он
имеет три оболочки. Внутренняя (вентиляционная) оболочка из¬
готавливается из легкой ткани и несет на себе систему эластичных
перфорированных трубок, предназначенных для подачи в скафандр
газа (рис. 7.1). Эта оболочка обеспечивает снабжение космонавтов
кислородом для дыхания, вентиляцию скафандра и отвод избыточ-,
ного тепла. При нормальном давлении в кабине подача воздуха
7
Глава /

КОСМИЧЕСКИЕ СКАФАНДРЫ
159
в скафандр осуществляется вентилятором из объема жилого от¬
сека. Расход воздуха в этом случае рассчитывается исходя из
тех предпосылок, что температура в кабине соответствует комфорт¬
ным условиям пребывания, и для обеспечения жизнедеятельности
достаточно удалить из скафандра выделяемые космонавтом влагу
и углекислый газ. Влаги человек выделяет больше, поэтому расчет
расхода производят по влажности:
ну	твл

~~ (<р/100)Е-апод
где W — расход воздуха, м3/ч; гйвл — масса влаги, выделяемой
человеком, г/ч; q> — заданная относительная влажность воздуха,
%; Е — абсолютное влагосодержание при насыщении воздуха
при заданной температуре, г/м3; апод — абсолютное влагосодер¬
жание подаваемого в скафандр воздуха, г/м3.
Если давление в кабине падает ниже предельно допустимого
уровня, магистраль, идущая от вентилятора, перекрывается и на¬
чинается аварийная подача в скафандр кислорода из специальных
баллонов. Запасы кислорода в них такие, чтобы после аварии
космонавты успели выполнить все предпусковые операции и про¬
извести спуск. Обычно на случай разгерметизации планируется
экстренный спуск, поэтому расчетная продолжительность пребы¬
вания космонавтов в скафандрах после подачи в них кислорода
относительно небольшая. Это обстоятельство позволяет несколько
ослабить требования по допустимой влажности и сократить рас¬
ход газа для вентиляции по сравнению с тем, который обеспечи¬
вает полностью комфортные условия. Такой подход дает возмож¬
ность выиграть в массе суммарного запаса газа и баллонов.
Снаружи вентиляционной оболочки расположена герметизи¬
рующая оболочка скафандра. Она также имеет форму комбине¬
зона и выполняется из прорезиненной ткани или листовой ре¬
зины (рис. 7.2). В передней части герметизирующей оболочки
имеется распах, который закрывается герметичным замком типа
«молния» либо посредством зашнуровывания специального ап¬
пендикса. На герметизирующей оболочке установлены регулятор
давления, поддерживающий заданное космонавтом давление в ска¬
фандре, предохранительный клапан, указатель давления и гер¬
мовводы. Обычно обеспечивается поддержание давления около
одного из двух значений: 400 гПа или 270 гПа. Первое значение
является предохранительным. Если при этом давлении не дости¬
гается требуемой подвижности, космонавт может перевести ска¬
фандр на давление 270 гПа.

160
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 7.1. Схема вентиляционной оболочки и системы подачи газа:
1 — перфорированная трубка; 2 — коллектор; 3 — комбинезон; 4, 8 — краны; 5 —
обратный клапан; 6 — вентилятор; 7 — баллон с кислородом; 9 — редуктор
Регулятор абсолютного давления (рис. 7.3) работает следую¬
щим образом. Пока давление в кабине близко к нормальному, кла¬
паны 3 и 4 открыты и газ из подскафандрового пространства сво¬
бодно выходит в кабину. При снижении давления вакуумирован¬
ный сильфон 1 с помощью пружины 10 удлиняется и зазор между
клапанами и седлами уменьшается. После того как давление до¬
стигает определенного значения, величина зазора начинает
влиять на расход газа через клапаны. Именно в этот момент ре¬
гулятор вступает в работу. Когда абсолютное давление в скафандре
становится меньше заданного, расход через регулятор умень¬
шается, скафандр наполняется газом и давление растет. После
повышения давления, наоборот, расход через регулятор увели¬
чивается и давление в скафандре начинает падать. На корпусе
регулятора на резьбе установлена крышка 6, поворотом которой
космонавт может полностью прекратить выход газа через регуля¬
тор и принудительно создать в скафандре избыточное давление,
что может потребоваться в случае выхода регулятора из строя.
Предохранительный клапан (рис. 7.4) служит для того, чтобы
Рис. 7.2. Схема герметизирующей оболочки:
1 — гермокомбинезон; 2 — электрокабель с гермовводом; 3 — аппендикс; 4 — регуля¬
тор давления; 5 — манометр; 6 — шланг подачи газа с гермовводом

КОСМИЧЕСКИЕ СКАФАНДРЫ
161
Рис. 7.3. Схема регулятора абсолютного давления:
1 — сильфон; 2 — резиновый клапан; 3,4 — клапаны; 5 — пружина клапана; 6 —
крышка клапана; 7 — корпус; 8 — прижимная шайба; 9 — оболочка скафандра; 10 —
пружина сильфона
Рис. 7.4. Схема предохранительного клапана:
1 — корпус; 2 — крышка; 3 — защитная сетка: 4 — регулировочная шайба; 5, 6 —
регулировочные пружины; 7. 8 — шайбы для крепления клапана на скафандре; 9 —
донная часть; 10 — сетка; 11 — тарелка клапана
Рис. 7.5. Схема силовой оболочки:
1 — коленный шарнир; 2 — замок перчатки; 3 — плечевой шарнир; 4 — замок гермо-
шлема; 5 — трос; б, 7, 8 — силовые регулировочные ленты
162
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
давление в скафандре не превышало допустимой величины. Кла¬
пан открывается, когда усилие, создаваемое перепадом давления
на тарелке И становится больше усилия предварительно сжатых
пружин 5 и 6.
Для обеспечения необходимой подвижности при избыточном
давлении герметизирующая оболочка в районах плечевых и колен¬
ных суставов имеет гофрированные шарниры.
Третья (наружная) оболочка скафандра служит для восприя¬
тия растягивающих усилий, которые возникают в результате дей¬
ствия избыточного давления, и для придания скафандру необхо¬
димой формы. Раскрой этой оболочки обычно соответствует рас¬
четному положению космонавта в кресле. Она выполняется из
прочной ткани и оснащается регулировочными силовыми лентами,
позволяющими осуществлять подгонку скафандра по длине туло¬
вища, рук и ног (рис. 7.5). Около плечевых и коленных суставов
силовая оболочка так же, как и герметизирующая, имеет шар¬
ниры.
В верхней части устанавливается кольцевой замок для креп¬
ления шлема, а на рукавах — замки крепления перчаток. В тех
местах, где на герметизирующей оболочке размещены приборы и
гермовводы, имеются отверстия.
Все три оболочки скафандра скреплены между собой и наде¬
ваются вместе.
В космических скафандрах применяются шлемы двух типов:
съемные и несъемные. Съемный шлем имеет куполообразную
форму. В его состав входят металлическая каска с замком креп¬
ления шлема к гермокостюму и иллюминатор из органического
стекла (рис. 7.6). Каска изнутри оклеивается слоем звукоизоля¬
ционного материала и подкладкой из трикотажного полотна.
По внутренней ее поверхности прокладывается вентиляционный
шланг, который соединяется с одним из шлангов вентиляционной
оболочки скафандра и подает воздух к иллюминатору. Этим обес¬
печивается обдув стекла, препятствующий его запотеванию.
Иллюминатор делается подъемным, чтобы при нормальном давле¬
нии в кабине космонавт мог открыть шлем.
На американских кораблях «Аполлон» применялись съемные
шлемы иной конструкции. Они не имели металлической каски,
а целиком были выполнены из органического стекла (рис. 7.7).
Не было в этих шлемах и подъемных иллюминаторов. Для подачи
воды и пищи в скафандр использовалось специальное гермети¬
зируемое окно.

КОСМИЧЕСКИЕ СКАФАНДРЫ
163
Рис. 7.6. Схема съемного шлема с металлической каской:
1 — кольцевой замок; 2 — иллюминатор; 3 — вентиляционный канал; 4 — каска
Рис. 7.7. Схема шлема скафандра корабля «Аполлон»:
1 — окно для подачи пищи; 2 — заголовник с вентиляционными каналами; 3 — кольце¬
вой замок
Рис. 7.9. Аварийно-спасательный скафандр корабля
«Союз Т»
Более удобными в «эксплуатации явля¬
ются несъемные шлемы с мягкой оболоч¬
кой вместо каски (рис. 7.8). Скафандры с
такими шлемами были созданы для со¬
ветских космических кораблей «Союз» и
«Союз Т». Затылочная часть шлема явля¬
ется продолжением гермокостюма, а на
лицевой стороне установлены иллюминатор
и два полукольца с замками. При жест¬
ком соединении полуколец обеспечивается герметизация верхней
части скафандра.
Перчатки скафандра имеют силовые и герметизирующие обо¬
лочки. Изнутри вся перчатка, за исключением внутренней по¬
верхности большого пальца и кончиков пальцев, оклеивается три-
Рис. 7.8. Схема несъемного шлема с мягкой оболочкой:
I — герметизирующие полукольца; 2 — иллюминатор; 3 — мягкая оболочка

164
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
котажной тканью. Свободные от ткани места оставляются для
того, чтобы у космонавта сохранялась достаточная осязательная
чувствительность. Для предотвращения раздувания от избыточ¬
ного давления снаружи перчатки вокруг ладони устанавливается
ограничительная стяжка. Крепление перчаток к рукавам ска¬
фандра осуществляется с помощью кольцевых замков. Изготав¬
ливаются перчатки обычно индивидуально по слепкам рук.
Обувь аварийно-спасательного скафандра — мягкая в форме
сапог. Она пришнуровывается к силовой оболочке и используется
для хождения вне корабля.
На рис. 7.9 показан внешний вид аварийно-спасательного ска¬
фандра корабля «Союз Т». Отличительными особенностями этого
скафандра являются наличие двух передних распахов, локте¬
вые гофрированные шарниры и центральное расположение регу¬
лятора давления.
Скафандры для наружных работ. Скафандры, предназначен¬
ные для выхода в космическое пространство, существенно отли¬
чаются по своему устройству от аварийно-спасательных. Объяс¬
няется это несколькими причинами. Во-первых, к ним предъяв¬
ляются значительно более жесткие требования по обеспечению
надежности и безопасности. Когда космонавт находится внутри
космического аппарата, функции основного контура герметиза¬
ции выполняет корпус самого аппарата, а аварийно-спасательный
скафандр является резервным средством защиты. Если же осу¬
ществляется выход в космос, то задача изоляции от вакуума пол¬
ностью возлагается на скафандр. Во-вторых, за пределами косми¬
ческого аппарата скафандр подвержен более сложному действию
тепловых нагрузок. Он лишается термостатирующего воздей¬
ствия со стороны корпуса аппарата, испытывает действие пря¬
мой солнечной и земной радиации и, кроме того, воспринимает
большие внутренние тепловые потоки. Обычно при выполнении
наружных работ космонавт затрачивает больше физических уси¬
лий, чем при спуске, и поэтому выделяет большее количество
тепла. Наконец, третьим важным обстоятельством является то,
что вне космического аппарата жизнедеятельность космонавта в
скафандре должна обеспечиваться переносной автономной систе¬
мой. Только при наличии такой системы космонавт сможет иметь
достаточную свободу перемещений.
При проектировании скафандров, предназначенных для вы¬
хода в космос, обязательно учитывают продолжительность пре¬
бывания в нем космонавта, количество планируемых выходов, их
характер и интенсивность физической работы, а также ограни¬
КОСМИЧЕСКИЕ СКАФАНДРЫ
165
чения, накладываемые на скафандр со стороны космического
аппарата.
В Советском Союзе до настоящего времени применялись три
вида скафандров для выхода в космос. Первый был создан в 1965 г.,
чтобы обеспечить экспериментальный выход А. А. Леонова из ко¬
рабля «Восход-2». В скафандрах второго вида в 1969 г. был осу¬
ществлен экспериментальный переход космонавтов через открытое
космическое пространство из корабля «Союз-5» в «Союз-4». И тре¬
тий вид использовался с 1977 г. на орбитальной станции «Салют-6»
для выполнения в открытом космосе плановых исследовательных
и профилактических работ. Скафандры первого и второго видов
имели мягкие гермокостюмы, а третьего вида — полужест¬
кие.
Рассмотрим основные особенности устройства ‘скафандров,
предназначенных для выполнения наружных работ. Внутренние
тепловые нагрузки у них значительно больше, чем у аварийно-
спасательных. Как показывают расчеты, поддерживать нормаль¬
ный тепловой режим при этих нагрузках методом вентиляции
нецелесообразно. В современных скафандрах сбор внутреннего
тепла осуществляется автономными системами терморегулиро¬
вания, в состав которых входит костюм водяного охлаждения.
Этот костюм надевается непосредственно на нательное белье.
Он представляет собой трикотажный комбинезон с размещенной
на нем системой эластичных трубок, по которым циркулирует
охлаждающая вода (рис. 7.10). Все трубки подключены к двум
коллекторам (входному и выходному), которые через шланги
связаны с системой охлаждения.
Система вентиляции скафандра отличается тем, что отрабо¬
танный газ не выбрасывается, как в аварийно-спасательном, на¬
ружу, а проходит очистку, насыщается кислородом и вновь пода¬
ется в вентиляционную оболочку. При таком методе вентиляции
удается сократить расход кислорода и уменьшить масс!у автоном¬
ной системы жизнеобеспечения. В состав вентиляционной обо¬
лочки включают две системы трубопроводов. Одна из них служит
для подвода газа, а вторая — для сбора.
В целях повышения надежности герметизирующие оболочки
обычно дублируются. Внешняя оболочка в таком случае является
основной. Внутренняя оболочка выполняет резервные функции,
на ней устанавливается перепускной анероидный клапан. При
нормальном давлении в скафандре этот клапан открыт. В случае
падения давления клапан закрывается и внутренняя оболочка
вступает в работу.

166
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Для того чтобы свести к минимуму нерегулируемый тепло¬
обмен скафандра с окружающим пространством, гермокостюм
и все металлические элементы скафандра закрываются многослой¬
ной теплозащитной оболочкой. Для защиты глаз и лица космо¬
навта от солнечных лучей в состав гермошлема вводится свето¬
фильтр.
На рис. 7.11 показана схема силовой оболочки скафандра полу¬
жесткого типа, который применялся на станции «Салют-6». Гермо¬
костюм этого скафандра состоит из жесткой оболочки туловища
и головы (кирасы), мягких рукавов и оболочек для ног. Кираса
выполняет две функции: воспринимает усилия от внутреннего
давления и обеспечивает герметичность. В передней части она
имеет иллюминатор, а сзади закрывающийся люк, предназначен¬
ный для входа космонавта в скафандр. В крышке люка смонти¬
рованы автономные средства жизнеобеспечения. Крышка уста¬
новлена на петлях и фиксируется в закрытом положении системой
замков, размещенных по периметру люка. Герметизация ее осу¬
ществляется с помощью двух кольцевых резиновых шлангов,
установленных на корпусе кирасы (рис. 7.12). Для обеспечения
необходимой подвижности рук рукава соединены с кирасой через
герметичные подшипники (рис. 7.13). Сами рукава и оболочки
для ног такие же, как у мягких скафандров.
В состав автономных средств обеспечения жизнедеятельности
космонавта при выполнении наружных работ входят системы
вентиляции и регенерации газа, терморегулирования, кислород¬
ного питания и компенсации утечек, а также приборы контроля
и управления. Эти средства размещаются в переносном контей¬
нере, который имеет форму ранца и крепится обычно на спине
либо на ногах космонавта в зависимости от того, какое располо¬
жение более удобно для работы. В полужестких скафандрах ра¬
нец конструктивно объединяется с корпусом кирасы.
На рис. 7.14 показана схема ранцевой установки скафандра
станции «Салют-6». Циркуляция газа в скафандре обеспечивается
работой двух вентиляторов производительностью 20 л/мин. Вы¬
ходящий из скафандра газ очищается с помощью литиевого погло¬
тителя от углекислого газа, проходит через фильтр вредных при-,
месей и подается на охлаждение. Сброс избыточного тепла осуще¬
ствляется в испарительном теплообменнике. Управление темпера¬
турой газа производится регулятором расхода путем изменения
количества газа, которое направляется в теплообменник. Регуля¬
тор расхода работает по сигналам температурного датчика. После
охлаждения газ подвергается сушке во влагоотделителе, получает

КОСМИЧЕСКИЕ СКАФАНДРЫ
167
Рис. 7.10. Схема костюма водяного охлаждения:
1 — выходной коллектор; 2 — входной коллектор; 3 — охлаждающие трубки; 4 —
шланги подвода и отвода воды
Рис. 7.11. Схема силовой оболочки полужесткого скафандра со встроенной
ранцевой установкой:
1 — ранцевая установка; 2 — светофильтр; 3 — плечевой подшипник; 4 — иллюмина*
тор; 5 — мягкий рукав; 6 — мягкая оболочка ног; 7 — кираса
Рис. 7.12. Схема герметизации люка полужесткого
скафандра:
/ — кольцевые ребра; 2 — корпус ранца; 3 — корпус
кирасы; 4 — кольцевые герметизирующие шланги
Рис. 7.13. Устройство плечевого подшипника:
1,3 — герметизирующие накладки; 2 — фторопластовый
клапан, защищающий от проникновения газа; 4 — кор¬
пус кирасы; 5, 9 — прижимные гайки; б — наружное
кольцо подшипника; 7 — наружная обойма; 8 — рези¬
новый клапан, защищающий от проникновения влаги;
10 — оболочка рукава; II — внутреннее кольцо под¬
шипника; 12 — внутренняя обойма

168
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 7.14. Схема ранцевой уста¬
новки скафандра, применявше¬
гося на станции «Салют-6»:
а — система вентиляции и регене¬
рации газа: 1 — датчик темпера¬
туры газа; 2 — пневморазъемы;
3 — вентиляторы; 4 — поглотитель
СО2; 5 — фильтр вредных при¬
месей; 6 — регулятор расхода га¬
за; 7 — испарительный теплооб¬
менник; 8 — влагоотделитель; 9 —
инжекторы; 10 — емкость с водой;
11 — клапан подачи воды; 6 — си¬
стема терморегулирования; 12 —
датчик температуры воды; 13 —
гидроразъемы; 14 — насос; 15 —
регулятор расхода воды; 16 —
гидроаккумулятор; в — система
подачи кислорода; 17 — клапаны
включения инжекторов; 18 — ос¬
новные клапаны подачи кислорода;
19 — редукторы; 20 — запорные
клапаны; 12 — датчики давления;
22 — резервный баллон: 23 — ос¬
новной баллон
дополнительное количество кислорода и возвращается в скафандр.
Собранная из газа влага используется в качестве рабочего тела
в испарительном теплообменнике.
Отвод тепла от воды, циркулирующей в костюме водяного
охлаждения, производится по схеме, аналогичной газовому кон¬
туру. Чтобы компенсировать возможные утечки воды, на одной
из магистралей установлен гидроаккумулятор.
Основным рабочим телом обоих теплообменников является
вода, которая хранится в специальной емкости и подается в них
за счет перепада давления между газовой и жидкостной полостями
этой емкости.
Подача кислорода в скафандр может производиться по двум
трактам: основному и резервному. Обычно подача осуществ¬
ляется из основного баллона через редуктор и расходный клапан
в количестве 2,5 л/мин. В случае отказа или остановки обоих
вентиляторов (например, из-за обрыва электрического кабеля)
вскрывается клапан аварийной подачи кислорода через инжек¬
тор и циркуляция газа обеспечивается за счет кинетической
энергии кислорода. Но расход кислорода при этом резко возра¬
стает (приблизительно в 5 раз). При таком отказе наружные работы
КОСМИЧЕСКИЕ СКАФАНДРЫ
169
необходимо прекратить и космонавт должен возвратиться в кос¬
мический аппарат. Резервный баллон установлен на случай воз¬
никновения отказов, которые приводят к преждевременному из¬
расходованию основного запаса кислорода.
Рассматриваемая установка предназначена для многократного
использования, поэтому в ней предусмотрена возможность замены
элементов, содержащих расходуемые компоненты (баллонов с кис¬
лородом, емкости с водой, поглотителя углекислого газа и фильтра
вредных примесей). Управление системами этой установки произ¬
водится с дистанционного пульта.
Заметим, что все существующие ранцевые установки не явля¬
ются полностью автономными. Они могут функционировать только
при наличии кабельной связи с космическим аппаратом, средствами
которого обеспечиваются их электропитание, радиосвязь с Землей,
телеметрический контроль. Кроме того, эти установки рассчитаны
на наличие механической связи с базовым космическим аппара¬
том, поскольку в их составе нет системы управления движением.
Для решения перспективных задач, например таких, как
сборка на орбите крупных конструкций, может потребоваться
уход космонавта от аппарата и тогда возникает необходимость
в полностью автономных установках. Сейчас ведутся работы над
созданием таких установок.
На рис. 7.15Тпоказан общий вид
установки MMU, разработанной в
США для автономного перемещения
космонавтов в открытом космосе. Пред¬
полагается, что она будет крепиться
на наспинном ранце, в котором разме-
Рис. 7.15. Установка MMU:
1 — световой маяк; 2 — ручка управле¬
ния ориентацией; 3 — штуцер заправки
азотом; 4 — баллон с азотом; 5 — реак¬
тивные микродвигатели; 6 — аккумуля¬
торные батареи; 7 — электроразъем под¬
ключения ранца; 8 — узел крепления
ранца; 9 — ручка управления поступа¬
тельным движением
170	ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
щены средства обеспечения жизнедеятельности. Установка имеет в своем составе
системы исполнительных органов, управления движением и электропитания.
Система исполнительных органов содержит два комплекта реактивных микро¬
двигателей, работающих на сжатом азоте. Один — основной, второй — резерв¬
ный. Каждый комплект состоит из двенадцати двигателей. Расположение двига¬
телей такового, чтобы с их помощью можно было осуществлять управление как
поступательным, так и вращательным движением. Азот хранится в баллоне,
который может дозаправляться средствами базового аппарата.
Управление движением предусматривается только ручное. При этом инфор¬
мацию о пространственном положении космонавт должен определять визуально.
В системе имеются две ручки управления. Приведение в ориентированное поло¬
жение и поддержание ориентации осуществляются с помощью одной из ручек
и датчиков угловых скоростей по такой же схеме, как в системах управления
ориентацией корабля или станции. Управление поступательными перемещениями
производится путем включения—выключения соответствующих двигателей по
сигналам от второй ручки.
Электропитание приборов установки обеспечивается аккумуляторными бата¬
реями.
Предполагается, что с помощью установки MMU космонавт сможет удаляться
от базового аппарата на несколько десятков метров. Для более протяженных
рейсов возможно потребуются более сложные системы управления.

Системы
терморегулирования
Назначение систем терморегулирования состоит в том, чтобы
обеспечить заданные температурные режимы элементов конструк¬
ции космических аппаратов, их приборов и оборудования, а также
заданную температуру атмосферы в жилых отсеках. Необходи¬
мость в таких системах обусловлена несколькими факто¬
рами.
Во-первых, работа бортовой аппаратуры и само пребывание
космонавтов на борту сопровождаются непрерывным выделением
тепла. Количество этого тепла зависит от состава и режима работы
аппаратуры и от вида деятельности космонавтов. На современных
космических аппаратах суммарное значение тепловой энергии,
поступающей от внутренних источников, изменяется в течение
суток от нескольких сот ватт до нескольких киловатт. Для того
чтобы выделенное тепло не приводило к повышению температуры
аппарата, его следует отводить.
Во-вторых, космический аппарат, находящийся на околозем¬
ной орбите, подвержен воздействию лучистых потоков, исходя¬
щих от Солнца и Земли. Энергия этих потоков частично погло¬
щается корпусом аппарата и вызывает выделение в нем дополни¬
тельного тепла, количество которого определяется плотностью
потоков, их спектральным составом, а также физическими харак¬
теристиками материала конструкции аппарата и радиационными
свойствами его наружной поверхности.
Солнечное излучение воздействует на аппарат на освещенной
части орбиты. Приток тепла от Солнца меняется в зависимости
от расстояния до него и от ориентации аппарата относительно
Солнца. Величину теплопритока Qs за время t можно приближенно
определить по формуле
Qs = AsSoMs^>	(8.1)
где — коэффициент поглощения солнечного излучения кор¬
пусом космического аппарата; So = 1400 Вт/м2 — солнечная по¬
стоянная; Ms — площадь миделя космического аппарата по
отношению к солнечному лучистому потоку, м2.
Q
Глава

172
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Из равенства (8.1) следует, что если корпусы космических
аппаратов изготавливать из материалов, у которых коэффициент
имеет значение 0,1 ... 0,3, например из листовых алюминия или
стали, то приток тепловой энергии будет составлять 140 ... 420 Вт
на каждый квадратный метр площади миделя.
Излучение, исходящее от Земли, складывается из двух состав¬
ляющих: собственного теплового излучения Земли и атмосферы
и отраженного от них солнечного излучения. Приток энергии от
собственного излучения Земли зависит от ориентации аппарата
относительно нее, высоты его полета, географической широты
подспутниковой точки, а также от времени года и состояния
атмосферы. Величина его для указанных выше материалов со¬
ставляет 20 ... 70 Вт/м2. Плотность потока отраженного солнеч¬
ного излучения изменяется в зависимости от угла Солнца над
горизонтом, вида подстилающей поверхности и состояния облач¬
ного покрова. Поглощенная энергия этого потока для тех же ма¬
териалов будет составлять 10 ... 80 Вт/м2.
Итак, падающее излучение может сообщать космическому
аппарату весьма значительную энергию. Чтобы приток этой
энергии не приводил к перегреву конструкции, следует либо
изолировать корпус аппарата от внешних потоков, либо отводить
от него избыточное тепло.
Третьим важным фактором, определяющим тепловой режим,
является собственное тепловое излучение космического аппарата.
В соответствии с законом Стефана—Больцмана, поверхность
аппарата излучает энергию Е, величина которой определяется
равенством
Е = еаТ\	(8.2)
где Т — абсолютная температура поверхности; е — интеграль¬
ная степень черноты; ст = 5,668-1СГ8 Вт/м2-К4 постоянная Сте¬
фана—Больцмана. Реально средняя величина энергии, излучае¬
мой с одного квадратного метра поверхности аппарата, составляет
около 100 Вт.
Таким образом, в процессе полета космический аппарат на¬
ходится в условиях больших и изменяющихся во времени подводов
и отводов тепла. Система терморегулирования должна уравнове¬
шивать эти два теплопотока и распределять тепло между элемен¬
тами конструкции и атмосферой жилых отсеков так, чтобы всюду
поддерживался заданный температурный режим.
Допустимые интервалы изменения температуры для разных
отсеков и оборудования космического аппарата устанавливаются
СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
173
в соответствии с условиями их эксплуатации. Скажем, -в зонах
размещения электронного оборудования температура обычно
поддерживается такая же, как при его работе в наземных усло¬
виях (0 ... 40 °C). У реактивных двигателей, работающих на пере¬
киси водорода, температура должна быть выше 0 °C, чтобы избе¬
жать замерзания воды в клапанах. Если на борту имеются пище¬
вые холодильники, то в них, из условия хранения продуктов,
должна поддерживаться температура около 0 °C и т. д. Что ка¬
сается атмосферы жилых отсеков, то здесь желательно предусма¬
тривать возможность регулирования температуры в диапазоне
18 ... 25 °C в зависимости от пожеланий космонавтов.
Задача обеспечения температурного режима решается на борту
космического аппарата в два этапа. Во-первых, с помощью тепло¬
вой изоляции, термомостов и специальных покрытий наружных
элементов конструкции сводят к минимуму нерегулируемый тепло¬
обмен космического аппарата с окружающим пространством.
И, во-вторых, используя активные средства терморегулирования,
производят перераспределение тепла внутри аппарата и управ¬
ляемое удаление избыточного тепла в космос.
Наиболее эффективным методом тепловой изоляции космиче¬
ского аппарата от внешней среды является метод многократного
экранирования его наружной поверхности, реализуемый с помощью
так называемой экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ). Кон¬
структивно ЭВТИ выполняется в виде мягких многослойных
чехлов, набранных из большого количества тонких экраниру¬
ющих пленок.
В качестве материала для экранов чаще всего применяется
полиэтилентерефталатная пленка с напылением алюминия. На¬
ружный слой чехла выполняется из ткани, обладающей хоро¬
шими механическими свойствами и небольшими значениями ко¬
эффициентов Л$ и е.
Чехлами ЭВТИ обычно закрывают те элементы наружной
поверхности космического аппарата, которые могут быть закрыты
по условиям эксплуатации. На ту часть конструкции, которую
закрывать ЭВТИ нельзя либо нецелесообразно, наносят терморе¬
гулирующие покрытия с малыми коэффициентами и е. При
выборе наружных покрытий обязательно учитывают стабильность
их теплофизических характеристик в условиях полета.
Если какие-либо из наружных элементов вовсе не требуют
управления температурным режимом, например антенны, кожухи
наружных приборов и т. п., то, чтобы не перегружать активные
средства терморегулирования, такие элементы изолируют от кор¬
174
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
пуса космического аппарата с помощью текстолита, стеклопла¬
стика и других изоляционных материалов.
Для управляемого распределения тепла в космическом аппа¬
рате и отвода избыточной тепловой энергии обычно применяются
замкнутые жидкостные циркуляционные системы. В таких си¬
стемах тепло от охлаждаемых источников передается жидкому
теплоносителю, который затем сам охлаждается с помощью на¬
ружных радиаторов-излучателей. Регулирование количества сбра¬
сываемого тепла осуществляется специальными устройствами,
позволяющими управлять расходом жидкости, которая подается
на охлаждение. На борту в целях повышения надежности системы
устанавливаются, как правило, несколько гидравлически несвя¬
занных контуров охлаждения. Одни из них размещаются снаружи
космического аппарата и обеспечивают циркуляцию жидкости
через излучающие радиаторы, а другие находятся внутри аппа¬
рата и отбирают тепло от охлаждаемых источников. Передача
тепла от внутренних контуров к наружным осуществляется в жид¬
костно-жидкостных теплообменниках.
Разделение магистралей наружных и внутренних контуров
дает возможность использовать в них разные теплоносители. Это
позволяет выбрать теплоносители с оптимальными теплофйзиче-
скими характеристиками применительно к условиям эксплуата¬
ции каждого контура и за счет этого выиграть в общей массе
системы. Эксплуатационные требования, предъявляемые к наруж¬
ным и внутренним магистралям, существенно различны. Во вну¬
тренних могут применяться теплоносители, работоспособность
которых обеспечивается в сравнительно небольшом диапазоне
температур, но они должны быть нетоксичными и пожаробезопас¬
ными. В наружных магистралях, наоборот, работоспособность
должна быть обеспечена в широком диапазоне температур, а тре¬
бования нетоксичности и пожаробезопасности не являются обя¬
зательными. Если все указанные выше требования предъявлять
к одному теплоносителю, то возможности выбора такого тепло¬
носителя оказываются существенно ограниченными и высокие
теплофизические характеристики обеспечить не удается.
Отвод тепла от элементов оборудования, расположенных
в приборных отсеках или приборных зонах космического аппа¬
рата, осуществляется с помощью газожидкостных теплообменни¬
ков (рис. 8.1). По трубкам радиатора течет охлажденный теплоно¬
ситель, а между ними прокачивается газ, которым заполнен при¬
борный отсек. Газ получает тепло от охлаждаемых источников
и передает его теплоносителю. Для увеличения теплообменной
СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
175
поверхности внутри и снаружи трубок радиатора устанавливают
теплопроводящие пластины.
Охлаждение атмосферы в жилых отсеках или жилых зонах
аппарата обычно объединяют со сбором влаги из атмосферы.
Известно, что в процессе жизнедеятельности человек выделяет
в атмосферу значительное количество влаги. В земных условиях
эта влага поглощается природной средой, а в условиях замкну¬
того объема космического аппарата ее приходится удалять искус¬
ственно. Наиболее целесообразным считается метод, основанный
на конденсации влаги на холодных поверхностях. Именно по этой
причине задача сбора влаги обычно возлагается на системы термо¬
регулирования.
Для удаления влаги и отвода тепла из жилых отсеков исполь¬
зуются так называемые холодильно-сушильные агрегаты. Отвод
тепла в них происходит по такой же схеме, как в газожидкостных
теплообменниках (рис. 8.2). Нагретый газ прокачивается между
трубками холодного радиатора и после этого возвращается в жи¬
лой отсек. Поскольку температура радиатора ниже точки росы
газ, на наружной поверхности трубок и теплопроводящих пла¬
стинах конденсируется влага. Форма радиатора обычно выби¬
рается цилиндрической. Чтобы удалять влагу из ХСА,простран¬
ство между трубками и внутреннюю полость радиатора запол¬
няют гигроскопическим воздухопроницаемым материалом (на¬
пример, пенополифинилвормалью), в который вводят гигроскопи¬
ческие фитили, обеспечивающие транспортировку влаги к влаго¬
сборнику. Снаружи влагосборник закрыт перфорированным ме¬
таллическим кожухом, а внутри имеет перфорированную коль¬
цевую трубку, которая соединена с гидронасосом, перекачи¬
вающим влагу в специальные емкости, предназначенные для сбо¬
ра конденсата.
Для обеспечения управления температурой газа в ХСА уста¬
навливают регулятор расхода воздуха, циркулирующего через
радиатор. Этот регулятор может быть выполнен в виде тонкостен¬
ного металлического корпуса с окнами, обеспечивающими цирку¬
ляцию газа в отсеке, и гибких воздухонепроницаемых шторок
с электроприводами. Расход воздуха через радиатор регулируется
с помощью шторок. Если шторки полностью открыты со стороны
ХСА, то весь газ проходит через теплообменник. При промежуточ¬
ном положении шторок газ частично проходит через теплообмен¬
ник, а частично — через окна регулятора расхода воздуха. На¬
конец, если шторки со стороны ХСА закрыты, то весь газ про¬
ходит через окна регулятора и ХСА обеспечивает только венти-

176
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 8.1. Схема газожидкостного теплообменника:
1 — радиатор; 2 — вентилятор
Рис. 8.2. Схема холодильно-сушильного агрегата:
/ — вентилятор; 2 — окно вентиляции; 3 — охлаждающая трубка; 4 — гигроскопи¬
ческий накопитель; 5 — влагосборник; 6 — насос; 7 — обратный клапан; 8 — фитиль;
9 — окно охлаждения; 10 — привод шторки; 11 — гибкая шторка
ляцию в отсеке. Управление положением шторок осуществляется
по сигналам от датчиков температуры газа. Эффективность ра¬
боты ХСА зависит от расходов теплоносителя и воздуха, а также
от перепада температур на стенках теплообменника.
Поскольку в условиях невесомости конвективного перемеши¬
вания газа не происходит, во всех герметичных отсеках с помощью
вентиляторов организуется направленная циркуляция газа. При
этом исходят из того, что должна быть обеспечена максимальная
утилизация тепла, выделяемого внутри космического аппарата.
Между жилыми и приборными зонами аппарата обычно устанав¬
ливают воздухонепроницаемые перегородки.
Для того чтобы использовать тепло, полученное теплоносите¬
лем в результате охлаждения газа в приборных и жилых зонах,
теплоноситель после прохождения газожидкостных теплообмен¬
СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
177
ников и холодильно-сушильных агрегатов направляется на термо¬
статирование корпуса аппарата и тех элементов оборудования,
которые имеют контакт с окружающим пространством (двигатели,
стыковочные узлы, приборы, находящиеся в разгерметизирован¬
ных отсеках, и т. д.). Термостатирование обеспечивается за счет
прокачки теплоносителя через специальные проточки в устано¬
вочных кронштейнах приборов и двигателей либо в корпусах
элементов оборудования. Для термостатирования оболочки кор¬
пуса аппарата по ней прокладывают трубопроводы в форме змее¬
виков. Если тепла, полученного от газа, недостаточно для под¬
держания заданной температуры элементов конструкции, произ¬
водят дополнительный подогрев теплоносителя с помощью элек¬
троподогревателей (рис. 8.3).
После прохождения средств термостатирования теплоноситель
подается в жидкостно-жидкостные теплообменники (ЖЖТ),
(рис. 8.4), где отдает избыточное тепло наружным контурам охлаж¬
дения. Теплообменник представляет собой жидкостной радиатор,
помещенный в герметичный корпус; между трубками радиатора
протекает жидкость второго контура системы терморегулирования.
В теплообменнике имеются рассекатели потока, обеспечивающие
равномерное распределение жидкости во внутренних объемах.
Количеством жидкости, подаваемой в ЖЖТ, управляют в за¬
висимости от ее температуры на входе в газожидкостные тепло¬
обменники или ХСА. Если температура выше заданной, то вся
или большая часть жидкости подается на охлаждение, а если
ниже, то либо жидкость вовсе не подается в этом направлении,
либо подается туда в малом количестве. Та часть жидкости, ко¬
торая не попадает в ЖЖТ, обходит его по байпасной линии,
а затем смешивается с охлажденной и вместе с ней подается во
внутренний контур. Распределение жидкости между ЖЖТ и
байпасной линией осуществляют с помощью регулятора расхода
жидкости (рис. 8.5).
Основными элементами наружных контуров охлаждения яв¬
ляются рационные теплообменники. Их обычно выполняют в виде
навесных цилиндрических панелей, к которым приварены трубы
теплоносителя (рис. 8.6). Размещают эти панели над цилиндри¬
ческими обечайками корпуса аппарата. Для того чтобы избежать
выхода из строя всей системы в случае разгерметизации одного из
наружных контуров, например, при пробое его метеоритной ча¬
стицей каналы теплоносителя дублируются. Снаружи радиацион¬
ные теплообменники имеют покрытие с большой излучающей
способностью и малым коэффициентом поглощения. В настоящее

178
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 8.3. Схема электро¬
подогревателя теплоноси¬
теля:
/ — вход теплоносителя;
2 — корпус электроподогре¬
вателя; 3 — нагревательный
элемент; 4 — выход тепло¬
носителя; 5 — электриче¬
ский разъем
Рис. 8.5. Схема регулятора расхода жидкости:
/ — вход теплоносителя; 2 — дроссельный клапан; 3 — выход теплоносителя в ЖЖТ;
4 — электропривод с редуктором; 5 — выход теплоносителя в байпасную линию
время разработано довольно много таких покрытий, но на прак¬
тике, пожалуй, самое широкое распространение получило покры¬
тие, в котором в качестве пигмента используется окись цинка,
а в качестве связующего — силикат калия.
В тех случаях, когда программа работы бортовой аппаратуры
предполагает значительное кратковременное увеличение тепловы¬
деления относительно среднего уровня, может оказаться целесооб¬
разным устанавливать дополнительно к радиационным тепло¬
обменникам еще и испарительные, в которых отвод тепла обеспе¬
чивается за счет изменения фазового состояния хладагента.
В качестве рабочего тела таких теплообменников обычно исполь¬
зуется вода. Попадая в условия вакуума, вода испаряется при
низкой температуре и отбирает тепло у конструкции теплообмен¬
ника. Теплоноситель контактирует с теплопроводящими стенками
Рис. 8.4. Схема жидкостно-жидкостного теплообменника:
/ —теплоноситель 1; 2 — рассекатель потока; 3 — теплоноситель 2; 4 — радиатор

СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
179
теплообменника и также охлаждается. Образующийся в процессе
фазового превращения пар уходит в окружающее пространство
(рис. 8.7). Производительнось испарительного теплообменника
определяется совершенством его конструкции и расходом хлад¬
агента. При испарении 1 кг воды от конструкции отводится около
2,5 кДж. КПД современных испарительных теплообменников
составляет 0,5 ... 0,55. Очевидным недостатком этих устройств
является то, что их работа связана с расходом массы хладагента.
На рис. 8.8 приведена схема двухконтурной системы терморе¬
гулирования. Такая система, но без испарительного теплообмен¬
ника и электроподогревателя, была применена на космическом
корабле «Союз». Для обеспечения циркуляции теплоносителя
в контурах установлены гидронасосы, а для компенсации тепло¬
вого расширения теплоносителя — компенсаторы (рис. 8.9). Кон¬
структивно компенсатор представляет собой емкость, состоящую
из двух полусфер, между фланцами которых зажата мембрана,
разделяющая жидкостную и газовую полости. Внутри компенса¬
тора имеются сетки, ограничивающие ход мембраны. При повы¬
шении давления теплоноситель поступает в компенсатор и пере¬
мещает мембрану в сторону газовой полости, сжимая имеющийся
там газ. Когда давление понижается, происходит обратный процесс.
Преимуществом двухконтурной системы является ее относи¬
тельная простота. Но, к сожалению, не для всех космических
аппаратов эта система приемлема. Дело в том, что в объемах жи¬
лых отсеков средствам терморегулирования приходится решать
две противоречивые задачи. С одной стороны, нужно собрать
влагу из атмосферы, а для этого необходимо охлаждать радиатор
ХСА до температуры более низкой, чем точка росы. А с другой
стороны, надо поддерживать такую температуру газа и внутрен¬
них элементов конструкции, которая обеспечивала бы комфортные
условия пребывания экипажа. Во многих случаях решение обеих
этих задач с помощью одного внутреннего контура потребовало
бы чрезмерно больших затрат электроэнергии на промежуточный
подогрев теплоносителя. Чтобы избежать этого, на некоторых
аппаратах устанавливают не один, а два внутренних контура.
Один из них обеспечивает сбор влаги, а второй — охлаждение
приборных зон и обогрев полученным теплом конструкции,
окружающей жилые отсеки. Сброс избыточного тепла из обоих
контуров может осуществляться с помощью единого наружного
контура охлаждения.
Может оказаться и так, что количество тепла, выделяемого
приборами, намного меньше, чем необходимо для обогрева жилых

180
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 8.6. Радиационный теплообменник:
1 — вход теплоносителя; 2 — трубопровод; 3 — радиа¬
тор-излучатель; 4 — выход теплоносителя
Рис. 8.7. Схема охлаждающего элемента испарительного теплообменника:
/ — перфорированная пластина; 2 — пористая прокладка; 3 — теплопроводящие пла¬
стины; 4 — фитили; 5 — вход теплоносителя; 6 — выход теплоносителя; 7 — подача
воды; 8 — коллектор воды
Рис. 8.8. Схема двухконтурной системы терморегулирования:
РТ — радиационный теплообменник; ИТ — испарительный теплообменник; ГН —
гидронасос; ЖЖТ — жидкостно-жидкостный теплообменник; РРЖ — регулятор
расхода жидкости; ГЖТ — газожидкостный теплообменник; ХСА — холодильно¬
сушильный агрегат; ЭП — электроподогреватель; ТТ — теплообменник термостатиро¬
вания; К — компенсатор
СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
181
отсеков. Тогда для подвода недостающего тепла могут быть исполь¬
зованы специальные наружные контуры подогрева. Устройство
их аналогично устройству контуров охлаждения. Отличие состоит
в том, что в них вместо радиаторов-излучателей используются
поглощающие радиаторы (с малым значением параметра е и боль¬
шим значением Л5). Для того чтобы такие контуры обеспечивали
подвод тепла не только на освещенной Солнцем части орбиты,
но и при полете в тени Земли, в их состав включают тепловые
аккумуляторы (рис. 8.10). На освещенном участке орбиты эти
аккумуляторы отбирают у теплоносителя часть тепла, получен¬
ного им в радиационном теплообменнике, а после захода в тень
возвращают ему накопленное тепло. Таким образом, тепловые
аккумуляторы сглаживают температурные колебания теплоно¬
сителя. В качестве материалов, аккумулирующих тепло, наиболее
подходящими считаются нормальные парафины, например три¬
дикан С1ЭН28 или додекан С12Н2в. Такие материалы заключают
в плоские аккумуляторные камеры, между которыми пропускают
теплоноситель. Для обеспечения высокой теплопроводности внутри
аккумуляторных камер устанавливают металлические теплопро¬
водящие ребра.
На рис. 8.11 приведена схема системы терморегулирования,
в состав которой входят два внутренних и два наружных контура.
Один внутренний контур служит для сбора влаги и охлаждения
газа в жилых отсеках; второй — для охлаждения приборных
отсеков и термостатирования конструкции. Отвод избыточного
тепла обеспечивается наружным контуром охлаждения, а подвод
тепла для термостатирования — наружным контуром обогрева.
Схема такого типа была применена на одной из орбитальных стан¬
ций «Салют».
Заметим, что приведенные на рис. 8.8 и 8.11 схемы значительно
упрощены. На самом деле в состав любой системы входит целый
ряд дополнительных элементов, которые обеспечивают ее авто¬
матическое функционирование и заданную надежность. Прежде
всего, на всех термостатируемых элементах внутри жилых и при¬
борных отсеков, а также на магистралях теплоносителя устанав¬
ливаются датчики температуры. В жилых отсеках, кроме того,
размещаются устройства, позволяющие экипажу задавать желае¬
мое значение температуры атмосферы. В соответствии с показа¬
ниями этих датчиков и задающих устройств производится управ¬
ление работой газожидкостных теплообменников, холодильно¬
сушильных агрегатов и регуляторов расхода жидкости. Управле¬
ние осуществляет специальный блок автоматики.

182
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 8.9. Схема компенсатора:
1 — корпус; 2 — вход теплоносителя; 3 — жидкостная полость; 4,8— ограничитель¬
ные сетки; 5 — выход теплоносителя; 6 — мембрана; 7 — газовая полость
Рис. 8.10. Схема теплового аккумулятора:
/ — вход теплоносителя; 2 — выход теплоносителя; 3 — панели охлаждения — нагрева
теплоносителя; 4 — аккумуляторные камеры; 5 — парафин и теплопроводные ребра
Рис. 8.11. Схема четырех¬
контурной системы термо¬
регулирования:
/ — наружный контур охла¬
ждения; 2 — внутренний
контур охлаждения; 3 —
наружный контур обогрева;
4 — внутренний контур тер¬
мостатирования; РТХ —
радиационный теплообмен¬
ник холодный; ИТ — испа¬
рительный теплообменник;
ГН — гидронасос; К — ком¬
пенсатор; ЖЖТ — жидко¬
стно-жидкостный теплооб¬
менник; РРЖ — регулятор
расхода жидкости; ХСА —
холодильно-сушильный аг¬
регат; РТГ — радиационный
теплообменник горячий;
ТА — тепловой аккумуля¬
тор; ГЖТ — газожидкост¬
ный теплообменник; ТТ —
теплообменник термостати¬
рования

СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
183
Далее, чтобы обеспечить высокую надежность системы, все
ее основные элементы, в том числе магистрали, обычно дубли¬
руются. На долговременных космических аппаратах предусма¬
тривается возможность проведения профилактического ремонта,
что также приводит к некоторому усложнению схемы.
Наконец, в состав системы вводят специальные теплообмен¬
ники, которые обеспечивают поддержание заданного температур¬
ного режима аппарата на этапе подготовки его к старту с помощью
наземных средств терморегулирования.
Таким образом, реальная система терморегулирования пред¬
ставляет собой весьма сложный комплекс пневмогидравлических,
электромеханических и электрических устройств.
Вполне понятно, что специалисты постоянно ищут пути даль¬
нейшего совершенствования этих систем с целью увеличения их
ресурса, повышения надежности, а также снижения массы и га¬
баритов. Одно из перспективных направлений такого совершен¬
ствования предполагает замену циркуляционных контуров с теп¬
лоносителем так называемыми тепловыми трубами, не требую¬
щими затрат энергии на прокачку рабочего тела.
Конструктивно тепловая труба представляет собой закрытый
с двух сторон герметичный трубопровод (рис. 8.12). Внутри него
находится материал с капиллярной структурой и рабочая жид¬
кость. Один конец трубопровода связан с тепловыделяющей
аппаратурой, а второй — с тем элементом конструкции, к которому
должно быть отведено тепло. В зоне, где имеются внешние тепло¬
выделения, рабочая жидкость испаряется и отбирает тепло у кон¬
струкции. Образующийся пар перемещается в сторону более низ¬
кого давления — к холодному концу трубопровода. Там он
охлаждается и конденсируется, отдавая полученное им тепло,
а регенерированная жидкость под действием капиллярного на¬
пора вновь поступает в зону испарения. Таким образом обеспечи¬
вается непрерывный рабочий цикл. Теплообмен с внешней средой
осуществляется через материал с капиллярной структурой и
гтенку трубопровода.
В качестве носителей капиллярной структуры могут быть
использованы пористые материалы, ткани, волокна, металлические
:етки. Движение жидкости можно также обеспечить, если сделать
га внутренней поверхности трубы продольные каналы неволь¬
ного сечения, либо обеспечить небольшие кольцевые зазоры
лежду слоями мелкопористого материала, либо внутри капил-
гярной структуры иметь один относительно широкий централь-
1ый канал (рис. 8.13). Заполнение центрального канала жидкостью

184
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 8.12. Схема тепловой
трубы:
1 — корпус; 2 — капилляр¬
ная структура; 3 — поток
пара
Рис. 8.13. Поперечные се¬
чения тепловых труб в
адиабатической зоне:
1 — корпус трубы; 2 — ка¬
пиллярные каналы; 3 —
паровой канал; 4 — обойма;
5 — экраны из мелкопори¬
стого материала; 6 — про¬
кладки; 7 — зазор между
экранами; 8 — центральный
жидкостный канал
происходит, в основном, за счет имеющейся в трубе разности
давлений. При тепловой нагрузке давление в канале ниже, чем
в основном паровом пространстве, поскольку температура жидко¬
сти, текущей в капиллярной структуре, ниже температуры основ¬
ного пара. Эта разность давлений и заставляет поступать жидкость
в канал.
Расчеты показывают, что более выгодно использовать трубы
с комбинированными капиллярными системами, в которых испа¬
рение и конденсация жидкости происходят в мелкопористом
материале, а осевой перенос осуществляется по продольным ка¬
налам. При такой схеме удается обеспечить незначительный
перепад температуры по стенке между испарителем и конденса¬
тором, а кроме того, осуществлять передачу больших тепловых
потоков за счет большой величины проницаемости каналов.
Регулирование теплопередающей способности тепловой трубы
может осуществляться пассивными методами, если добавлять в тру¬
бу неконденсирующийся газ. Образующийся в процессе испарения
рабочей жидкости пар оттесняет такой газ в зону конденсации
СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
185
и газ блокирует часть конденсатора, уменьшая тем самым поверх¬
ность, с которой происходит отвод тепла. Когда количество под¬
водимого тепла невелико, давление пара оказывается низким,
а объем, занимаемый газом, — большим. Рабочая поверхность
конденсаторного участка будет в этом случае малой. С ростом
теплоподвода давление пара возрастает, объем газа уменьшается,
а рабочая поверхность конденсатора увеличивается. Чтобы уве¬
личить регулирующую способность тепловой трубы, ее можно
соединить с дополнительной емкостью с газом. В этом случае
граница пар—газ будет перемещаться в более широком диапазоне.
Разработаны и такие трубы, в которых объем дополнительной
газовой емкости либо давление газа в емкости изменяются в за¬
висимости от температуры источника тепла. Эти трубы обладают
еще большими возможностями по управлению теплоотводом.
Рабочую жидкость для тепловой трубы выбирают в зависимости
от диапазона температур, в котором она должна работать. При
этом исходят из того, что температура кипения жидкости должна
быть ниже температуры трубы, а скрытая теплота испарения
должна быть большой. Кроме того, жидкость должна иметь малую
вязкость, высокую теплопроводность и должна хорошо смачи¬
вать материалы трубы. Для среднего температурного диапазона
(150 < Т < 500 К) в качестве рабочих жидкостей обычно при¬
меняют фреон, метанол, воду, ацетонометиловый спирт и др.
На рис. 8.14 приведена схема теплообменника для охлаждения
газа внутри отсеков. Испарительные участки пакета тепловых
труб, оснащенные внешними радиаторами, помещены в открытый
с двух сторон корпус, и через внутреннюю полость корпуса
проходит поток охлаждаемого газа.
Непосредственное охлаждение бортовой аппаратуры может осу¬
ществляться по схеме, приведенной на рис. 8.15. На внешней
поверхности корпуса охлаждаемого прибора имеются плоские
ребра, а на испарительных участках тепловых труб — колодки
с прорезями. Прибор устанавливается так, чтобы ребра корпуса
размещались в прорезях. В этом случае передача тепла от прибора
к трубе происходит за счет теплопроводности конструкции.
Большой практический интерес представляет использование
тепловых труб в конструкции радиаторных панелей. По сравне¬
нию с обычными панелями с циркуляцией теплоносителя, панели
с тепловыми трубами (рис. 8.16) обладают несколькими важными
преимуществами. Во-первых, они имеют меньшую уязвимость
со стороны микрометеоров. Обычно на таких панелях устанавли¬
вается большое количество труб, поэтому пробой одной из них

186
техника Космических полетов
Рис. 8.14. Схема теплообменника для охлаждения газа:
1 — корпус; 2 — тепловые трубы; 3 — радиаторы; 4 — вход газа
Рис. 8.15. Схема охлаждения аппаратуры с использованием тепловых труб:
/ — тепловая труба; 2 — башмак с теплопроводными ребрами; 3 — охлаждающие ребра
корпуса прибора; 4 — корпус прибора
Рис. 8.16. Схема радиаторной панели с тепловыми трубами:
1 — панель радиатора; 2 — тепловые трубы излучения; 3 — коллекторная тепловая
труба; 4 — емкость с газом
Рис. 8.17. Схема системы терморегулирования с тепловыми трубами:
1 — радиаторная панель; 2 — корпус космического аппарата; 3 — основной внутрен¬
ний коллектор; 4 — промежуточный коллектор; 5 — первичная тепловая труба; 6 —
источник тепла

СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ	187
мало сказывается на работе всей панели. Кроме того, эти панели
обладают свойством саморегулирования, поэтому имеют меньшую
массу и более высокую надежность.
Разветвленная сеть тепловых труб может полностью заменить
циркуляционные контуры системы терморегулирования (рис. 8.17)
и обеспечить сброс избыточного тепла из космического аппарата.
Тепловая энергия с помощью первичных тепловых труб отводится
к трубам, выполняющим роль тепловых коллекторов. Таких кол¬
лекторов может быть довольно много. Одни из них (промежуто¬
чные) собирают тепло от группы приборов или агрегатов, дру¬
гие (основные) — от целых отсеков аппарата либо отдельных его
зон. Основные коллекторы передают тепло через теплопроводную
оболочку корпуса аппарата коллекторам радиационных пане¬
лей. Затем оно поступает в тепловые трубы панелей и ради¬
аторами излучается в космическое пространство.

Системы
электроснабжения
Все бортовые системы космических аппаратов используют элек¬
трическую энергию. Потребление ее зависит от состава включенной
аппаратуры и может составлять от нескольких сотен ватт до де¬
сятков киловатт. Это означает, что для обеспечения полёта на
борту должны иметься значительные запасы электроэнергии и
средства ее распределения по потребителям.
Запасы электроэнергии могут храниться на борту с помощью
аккумуляторных батарей и пополняться в ходе полета специаль¬
ными энергетическими установками, преобразующими различные
виды энергии в электрическую. Энергетические установки исполь¬
зуют в тех случаях, когда это дает выигрыш в массе бортовой аппа¬
ратуры. Если космический аппарат функционирует недолго и
суммарное потребление электроэнергии небольшое, то их при¬
менять нецелесообразно. Например, для транспортного корабля,
предназначенного только для доставки экипажа на станцию и
возвращения его на Землю, выгоднее обходиться системой акку¬
муляторов. А для орбитальной станции, осуществляющей дли¬
тельный полет, энергетическая установка необходима. Масса
аккумуляторных батарей, обеспечивающих полет такой станции,
могла бы оказаться больше массы самой станции.
Чтобы распределять электроэнергию по потребителям, на
борту должны быть кабельная сеть и устройства коммутации.
В состав системы электроснабжения должна входить аппарату¬
ра контроля и управления отдельными ее элементами: средства
контроля запасов электроэнергии, прихода и расхода ее, контро¬
ля состояния источников питания и энергопотребления отдельных
приборов; средства автоматического отключения от питания
приборов, в которых возникает повышенное потребление и т. д.
Очевидно, что для наиболее рационального использования
имеющихся на борту запасов электроэнергии, для минимизации
суммарной массы и габаритов средств электроснабжения и их
унификации целесообразно иметь единую централизованную си¬
стему электроснабжения. Желательно также, чтобы все или,
по крайней мере, большинство бортовых приборов питалось одним
Q
Глава

СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
189
видом электрического тока при одной и той же величине напря¬
жения. Это позволит пользоваться одним источником электроэнер¬
гии с минимальным количеством преобразующих устройств.
В условиях космического полета проще всего формируется
постоянный ток. Поэтому большинство бортовых приборов раз¬
рабатывается для работы на постоянном токе. Если для отдельных
приборов этого сделать не удается, то, как исключение, для них
устанавливаются специальные преобразователи тока.
Центральным звеном системы электроснабжения с пополняе¬
мыми в полете запасами электроэнергии является энергетическая
установка. Она в наибольшей степени влияет на массовые и ком¬
поновочные характеристики космического аппарата. К настоя¬
щему времени разработано большое количество разных видов
энергетических установок и многие из них уже использовались
в космических полетах. Однако масса всех существующих уста¬
новок пока велика, и поэтому поиску новых методов и средств
получения электроэнергии по-прежнему уделяется большое вни¬
мание.
Раньше других были созданы энергетические установки на
основе солнечных батарей, в которых осуществляется преобразо¬
вание энергии излучения Солнца в электрическую с помощью
полупроводниковых фотоэлектрических преобразователей (ФЭП).
Рассмотрим кратко принцип действия ФЭП. Основным элементом этого пре¬
образователя является монокристаллическая пластина полупроводника, которая
имеет два резко разграниченных слоя (п и р), обладающих разными видами про¬
водимости (рис. 9.1). Слой п содержит примесь, атомы которой легко отдают свои
валентные электроны в зону проводимости, и эти электроны становятся' свобод¬
ными носителями тока. Сами атомы при этом перестают быть электрически ней¬
тральными. У них появляется нескомпенсированный положительный заряд,
равный по абсолютной величине заряду электрона. Такой заряд принято называть
«дыркой». В слое р имеется примесь другого типа. Здесь, наоборот, существует
тенденция захвата дополнительных электронов для образования валентных свя¬
зей между атомами примеси и основного полупроводника. Электроны переходят
на эти связи с валентных уровней соседних атомов полупроводника. В результате
в тех местах, откуда ушли электроны, появляются дырки. Атомы полупроводника
Рис. 9.1. Схема формирования элек¬
трического тока через нагрузку ФЭП:
1 — внешний токоотвод; 2 — п-слой; 3 —
р — п-переход; 4 — р-слой; 5 — внутрен¬
ний токоотвод
190
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
могут передавать валентные электроны другу другу, а дырки перемещаться.
Таким образом, дырки становятся свободными носителями зарядов.
При наличии контакта между слоями п и р происходит частичная диффузия
электронов в слой р и дырок в слой п, которая приводит к тому, что в слое р воз¬
никает нескомпенсированный отрицательный объемный заряд, а в слое п — ана¬
логичный положительный заряд. Оба заряда распределяются в непосредственной
близости от границы и создают электрическое поле, которое начинает препятство¬
вать дальнейшему перемещению электронов и дырок в указанных направлениях.
Итак, на границе слоев ’ в области р—n-перехода возникает потенциальный
барьер.
Когда кристалл ФЭП освещается Солнцем, под действием световой энергии
возникают дополнительные пары зарядов электрон—дырка. Наличие потенци¬
ального барьера приводит к такому разделению этих зарядов, при котором в п-
слое будут накапливаться избыточные электроны, а в р-слое — избыточные дырки.
В итоге p-слой заряжается положительно, а л-слой — отрицательно и между
слоями рил возникает фото-ЭДС. Если с помощью металлических выводов замк¬
нуть ФЭП на сопротивление нагрузки 7?н, то часть избыточных носителей заряда
создает ток через нагрузку /н и ФЭП будет выполнять функции генератора элект¬
рической энергии.
Коэффициент полезного действия ФЭП определяется как отно¬
шение максимальной электрической мощности, снимаемой с него,
к мощности солнечного излучения, падающего перпендикулярно
на его рабочую поверхность. Величина КПД существенно зависит
от типа полупроводника. В настощее время самое широкое рас¬
пространение получили ФЭП на основе кремния, их КПД 15 ...
17 %. Ожидается, что значительно большие КПД удастся полу¬
чить при использовании арсенида галлия (до 30 ... 40 %). ФЭП
из этого материала имеют еще одно важное преимущество перед
кремниевыми. Они обладают повышенной стойкостью к температур¬
ным воздействиям и сохраняют работоспособность при температуре
до 300 ... 400 °C, а кремниевые только до 100 ... 150 °C.
Перспективны также ФЭП на основе сульфида кадмия, по¬
скольку они могут быть выполнены в виде гибких пленок и обла¬
дать относительно малой массой.
Для солнечных батарей ФЭП изготавливаются в виде тонких
пластин размером в несколько квадратных сантиметров. Количе¬
ство их в батареях и схема соединения выбираются такими, чтобы
обеспечить заданные напряжения и ток через нагрузку. Конструк¬
тивно солнечные батареи могут быть выполнены по-разному.
Одна из основных проблем, которую приходится решать при
разработке конструкции, связана с обеспечением доставки батарей
на орбиту. Очевидно, что для достижения минимальной массы ба¬
тарей, нужно предусмотреть такие способы их размещения и
крепления на космическом аппарате, при которых во время
выведения они будут в наименьшей степени подвержены воздей¬
СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
191
ствию силовых нагрузок. Кроме того, чтобы избежать поврежде¬
ний, батареи следует защитить от встречного аэродинамического
потока. Обычно на этапе выведения батареи сложены под сбрасы¬
ваемым головным обтекателем, а после выведения на орбиту их
раскрывают.
В настоящее время наиболее широкое распространение полу¬
чили солнечные батареи панельного типа (рис. 9.2). Такие батареи
состоят из нескольких шарнирно соединенных жестких панелей,
каждая из которых представляет собой легкий металлический
каркас с натянутой капроновой сеткой. К сетке крепятся пла¬
стины ФЭП и провода токоотводов. Преимуществом этих батарей
является простота конструкции, а недостатком — относительно
большие габариты в сложенном состоянии.
С увеличением размеров пилотируемых космических аппара¬
тов и ростом их аппаратурного оснащения неизбежно возрастают
потребности в электроэнергии и, как следствие, в площади солнеч¬
ных батарей. Но для больших батарей панельные конструкции
уже неприемлемы, поэтому в последние годы ведется разработка
батарей нового типа. Наибольший интерес среди новых конструк¬
ций вызывают так называемые рулонные солнечные батареи, ко¬
торые предлагается собирать на гибкой пластмассовой подложке
и выводить на орбиту в виде рулонов. После выведения батарея
может быть развернута с помощью упругих металлических или
надувных трубчатых балок (рис. 9.3), а также с помощью раскры¬
вающихся жестких конструкций (рис. 9.4).
Для того чтобы обеспечить высокую эффективность работы
солнечных батарей, на многих космических аппаратах устанавли¬
вают систему их автоматической ориентации на Солнце. В состав
такой системы входят солнечные датчики, логически-преобразу¬
ющее устройство и электрические приводы, управляющие положе¬
нием батарей. Современные солнечные батареи при полном осве¬
щении их Солнцем вырабатывают мощность около 1ОО'Вт/ма.
Схема системы электроснабжения с солнечными батареями при¬
ведена на рис. 9.5. В ее состав помимо солнечных батарей (СБ)
входят еще и буферные аккумуляторные батареи (ББ), которые
обеспечивают снабжение электроэнергией на энергоемких участ¬
ках полета и во время полета по теневой части орбиты. Солнечные
и буферные батареи работают совместно. Если ток СБ больше
тока нагрузки, то ББ заряжаются, а если меньше, то разряжаются,
расходуя свой электрический заряд на питание нагрузки.
Кроме буферных батарей в состав системы электроснабжения
обычно включают резервные аккумуляторные батареи (РБ) с мень-

192
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 9.2. Конструкция каркасной солнечной батареи:
/ — панели; 2 — металлический каркас; 3 — капроновая сетка; 4 — пластины ФЭП
Рис. 9.3. Рулонная солнечная батарея с продольным раскрытием:
/ — пластины ФЭП на подложке из стеклоткани; 2 — контейнер; 3 — электродвигатель
с механизмом выдвижения; 4 — продольная сворачиваемая балка; 5 — поперечная
балка
Рис. 9.4. Рулонная солнечная батарея с поперечным раскрытием:
а — батарея сложена; б — рулоны развернуты; в — панели раскрыты

СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
193
Рис. 9.5. Схема системы электроснабжения с солнечными батареями
шим электрическим зарядом. Они предназначены для временного
питания нагрузки в случае разряда либо отказа буферных батарей
и должны обладать таким зарядом, который обеспечивает безопас¬
ное возвращение экипажа на Землю.
Блоки контроля и управления (БКУ) обеспечивают регулиро¬
вание процессов заряда — разряда аккумуляторных батарей и
коммутацию источников питания. При достижении напряжением
некоторого максимально допустимого значения БКУ формирует
команды на отключение солнечных батарей от шин питания,
а при снижении напряжения до определенного уровня — на их
подключение. Если через заданное время после подключения
солнечных батарей напряжение не восстанавливается, то выра¬
батывается команда на подключение резервной батареи. При этом
автоматически отключается та часть нагрузки (НАГР.1), которая
не связана с обеспечением жизнедеятельности экипажа и не уча¬
ствует в спуске. После восстановления работоспособности буфер¬
ной батареи резервная может быть отключена и заново заряжена.
Контроль состояния батарей осуществляется не только по
напряжению на клеммах, но и по давлению в аккумуляторах.
При перезаряде аккумуляторов может происходить разложение
воды на кислород и водород. Появление газа вызовет повышение
давления в герметичных аккумуляторах. Чтобы этот рост давле¬
ния не привел к повреждению аккумуляторов, в них устанавли¬
ваются датчики давления, по срабатыванию которых производится
отключение солнечных батарей. Кроме того, для защиты аккуму¬
194
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ляторов в них устанавливают специальные дополнительные элек¬
троды, которые обеспечивают поглощение газообразного кисло¬
рода. Коммутация источников питания осуществляется с помощью
дистанционных переключателей (ДП).
В буферной и резервной батареях обычно используют никель¬
кадмиевые или серебряно-цинковые аккумуляторы. Первые имеют
большие массу и габариты, но одновременно обладают и большим
ресурсом, поэтому им отдают предпочтение при создании систем
электроснабжения для долговременных космических аппаратов.
Для контроля текущего состояния системы электроснабжения
в ее составе имеются датчики токов солнечных батарей и нагрузки,
напряжения, а также интегрирующие счетчики ампер-часов ИСА,
которые измеряют количество электричества, протекающего по
цепям буферной и резервной батарей.
Энергетические установки на основе солнечных батарей обла¬
дают тем важным преимуществом перед установками других
типов, что их функционирование осуществляется без расхода
бортовых запасов. Но в то же время они имеют ряд принципиаль¬
ных недостатков. Во-первых, СБ вырабатывают электроэнергию
только при полете по освещенной части орбиты. Во-вторых, на¬
личие солнечных батарей накладывает ограничения на маневрен¬
ность космического аппарата и снижает возможности обзора
окружающего пространства.
Указанных недостатков лишены установки, вырабатывающие
электроэнергию за счет внутренних ресурсов космического аппа¬
рата, например электрохимические генераторы (ЭХГ), осуществ¬
ляющие преобразование химической энергии веществ, вступа¬
ющих в реакцию, в электрическую. Практическое применение
нашли ЭХГ, в которых используются водород и кислород. Эти
реагенты электрохимически весьма активны, обладают большим
удельным энергосодержанием и, кроме того, продуктом их реак¬
ции является вода, которую сравнительно легко хранить на
борту и можно использовать в системах жизнеобеспечения и тер¬
морегулирования космического аппарата.
Собственно источником тока в ЭХГ являются так называемые
топливные элементы. Принцип действия водород-кислородного
топливного элемента со щелочным электролитом поясняется
рис. 9.6. Топливный элемент имеет два электрода, выполненных
из тонкой металлической сетки с каталитическим покрытием.
Между электродами размещается пористая ионообменная мемб¬
рана, являющаяся носителем электролита. С внешней стороны
анода и катода установлены водородная и кислородная камеры,
СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
195
которые отделены от электродов тонкими перфорированными
металлическими листами, выполняющими одновременно роль
газовых перегородок и токосъемников. На аноде ионы гидроокисла
взаимодействуют с водородом, освобождая электроны 2Н2 +
4- 4ОН -> 4Н2О + 4е . Если катод и анод соединить между
собой через нагрузку, то освободившиеся электроны будут пере¬
мещаться к катоду и на нем будет воспроизводиться гидроксил по
схеме О2 4~ 2Н2О -|- 4е“ -> 4ОН“. В результате через нагрузку
будет протекать ток. Часть химической энергии при этом будет
превращаться в тепловую. Таким образом, суммарная реакция
имеет вид 2Н2 4- О2 -> 2Н2О 4- электроэнергия 4- тепло. Обра¬
зующаяся в процессе реакции вода удаляется из электролита
с помощью специальных водосборных фитилей. Теплоотвод осу¬
ществляется с помощью теплоносителя, циркулирующего по
трубкам, прикрепленным к токосъемникам.
КПД современных водород-кислородных топливных элемен¬
тов находится в пределах 0,45 ... 0,7. При КПД, равном 0,7,
удельный расход рабочих тел составляет 0,392 кг/(кВт-ч). Ресурс
топливных элементов существенно зависит от их конструкции
и режима работы и обычно составляет несколько тысяч часов.
В ЭХГ топливные элементы объединяются в батареи по не¬
скольку десятков в каждой. Батареи имеют централизованные
системы подачи рабочих тел и терморегулирования. На рис. 9.7
приведена пневмогидравлическая схема энергетической установки
американского космического корабля «Джемини». Водород и
кислород для этой установки хранятся в криогенном состоянии
при сверхкритическом давлении. Перед подачей в топливные эле¬
менты компоненты газифицируются в теплообменнике и затем
редуцируются. Образующаяся в топливных элементах вода отво¬
дится в бак для питьевой воды и в бак испарителя, включенного
в контур системы терморегулирования корабля. Охлаждение
топливных элементов обеспечивается общей системой терморегу¬
лирования.
Для того чтобы запустить энергоустановку, требуется открыть
клапаны реагентов и с помощью электронагревателей разогреть
батареи топливных элементов (ТЭ) до рабочей температуры. Как
только температура достигает заданного значения, электронагре¬
ватели отключаются. Для выключения установки достаточно
разомкнуть цепь нагрузки.
В состав системы электроснабжения корабля «Джемини» по¬
мимо ЭХГ входят также буферные аккумуляторные батареи.
Они выполняют роль резервного источника электроэнергии и,

196
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 9.6. Схема работы водород-кис¬
лородного топливного элемента со ще¬
лочным электролитом:
1 — водородная камера; 2 — анод; 3 —
нагрузка; 4 — катод; 5 — кислородная ка¬
мера; 6 — ионообменная мембрана
Рис. 9.7. Пневмогидравлическая схема
энергетической установки корабля
«Джемини»:
/, 2 — баки с реагентами; 3 — теплооб¬
менник; 4 — теплоноситель; 5 — водород*
ный клапан; б> 10 — редукторы; 7 — ба¬
тареи топливных элементов; 8 — водяной
клапан; 9 — кислородный клапан
кроме того, обеспечивают питание бортовой аппаратуры при
старте, во время спуска и на энергоемких участках полета.
Недостатком энергетических установок на основе топливных
элементов является то, что их работа связана со значительными
расходами реагентов, которые к тому же сложно хранить в усло¬
виях полета.
Область рационального применения ЭХГ может быть значи¬
тельно расширена, если производить регенерацию кислорода и
водорода из воды, образующейся при работе топливных элементов,
СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
197
т. е. на основе ЭХГ создать энергетическую установку замкнутого
типа. Такая установка в сочетании с другими источниками элек¬
трического тока могла бы быть использована и в качестве акку¬
мулятора энергии. Например, если на космическом аппарате уста¬
новить солнечные батареи и ЭХГ, то часть энергии, получаемой
от Солнца, можно затрачивать на электролиз воды и пополнение
запасов кислорода и водорода. При полете в тени Земли эти за¬
пасы будут обеспечивать работу ЭХГ. Расчеты показывают, что
подобные установки по своим массовым и энергетическим харак¬
теристикам должны быть значительно выгоднее, чем установки
с обычными электрическими аккумуляторами. Однако создание их
требует решения целого ряда сложных научно-технических проблем.
По мнению многих специалистов, на долговременных обитае¬
мых космических аппаратах могут найти применение изотопные
генераторы электрической энергии. В таком генераторе электриче¬
ская энергия преобразуется из тепловой, выделяющейся в резуль¬
тате распада изотопа. Известно, что при наличии градиента тем¬
пературы вдоль проводника в нем изменяется концентрация и сред¬
няя энергия носителей тока и происходит их диффузия в сторону
низкой температуры. В разных проводниках концентрация и сте¬
пень диффузии различны, поэтому на концах разомкнутой цепи,
состоящей из разных проводников, возникает разность потенциалов
(термо-ЭДС). Если составить цепь из двух полупроводников с раз¬
ными типами проводимости (р и и), то у одного из них в холодной
части будут накапливаться положительные носители тока, а у вто¬
рого — отрицательные. В результате холодные концы приобретут
потенциалы разных знаков и термо-ЭДС будет больше, чем у пары
проводников. При подключении к холодным концам полупровод¬
ников внешней нагрузки в цепи появится электрический ток.
Таким образом можно создать генератор, в котором тепловая
энергия преобразуется в электрическую. Чтобы этот генератор
работал, нужно сохранять градиент температуры на полупровод¬
никах, т. е. к горячим концам непрерывно подводить тепло,
а от холодных отводить.
Схема простейшего теплового генератора электрической энер¬
гии (термоэлемента) приведена на рис. 9.8. КПД его реально
составляет 5 ... 6 %. Для того чтобы увеличить КПД, на практике
применяют либо составные термоэлементы, либо комбинации из
нескольких разных термоэлементов, установленных последова¬
тельно в тепловом отношении (рис. 9.9 и 9.10).
Термоэлектрические качества полупроводникового материала
зависят от диапазона температур, в котором он работает. У каж-

198
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 9.8. Схема термоэлемента:
1,3— коммутационные пластины; 2 — полупроводник л-типа; 4 — полупроводник
р-типа; 5 — нагрузка
Рис. 9.10. Схема каскадирования термоэлементов
дого материала есть свой оптимальный диапазон. Если установить
последовательно несколько материалов, у которых такие диапа¬
зоны граничат друг с другом, то можно расширить общий интер¬
вал используемых температур, а значит, увеличить полноту
использования тепловой энергии, т. е. КПД генератора. Реально
такими методами удается повысить КПД приблизительно в пол¬
тора раза.
Поскольку напряжение, создаваемое одним термоэлементом,
мало (порядка 0,1 В), в энергетических установках эти элементы
собирают в длинные последовательные цепи, которые затем ком¬
мутируют между собой так, чтобы обеспечить заданные выходные
параметры.
Термоэлементы обычно изготавливают из сплавов на основе
теллурида свинца или теллурида германия с висмутом. Для этих
материалов рабочие температуры должны находиться в интервале
280 ... 680 °C.
В соответствии со способами подвода и отвода тепла изотопные
энергетические установки можно разделить на три группы. К пер¬
вой относятся установки, в которых нагрев термоэлементов осу¬
ществляется непосредственно в реакторе, а охлаждение обеспечи¬
вается радиационными излучателями (рис. 9.11). В таких уста¬
новках сборки термоэлементов размещаются вокруг тепловых
блоков, каждый из которых представляет собой металлическую
Рис. 9.9. Схема составного (сегментированного) термоэлемента

СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
199
капсулу, содержащую изотопное топливо. Тепло, выделяемое при
распаде изотопа, воспринимается специальными «башмаками»,
имеющими увеличенную тепловоспринимающую поверхность, и
передается теплопроводностью к горячим спаям термоэлементов.
С холодной стороны термоэлементы соединены с радиаторами,
которые сбрасывают неиспользованное тепло в космическое про¬
странство. Чтобы уменьшить непроизводительные потери тепла,
всю наружную поверхность корпусов реакторов, кроме радиа¬
торов, закрывают высокоэффективной теплозащитой.
В установках второй группы подвод тепла к термоэлементам
осуществляется жидким теплоносителем, а отвод — радиацион¬
ным излучением в космос. Изотопное топливо используется для
разогрева теплоносителя.
Наконец, третья группа объединяет установки, в которых
подвод и отвод тепла обеспечиваются жидкими теплоносителями.
На рис. 9.12 показана схема термоэлектрического модуля одной
из таких установок. Нагретый в реакторе теплоноситель поступает
в центральный канал модуля и через металлические стенки отдает
тепло горячим спаям кольцеобразных ветвей термоэлементов,
охлаждаемых снаружи с помощью цилиндрической рубашки, по
которой циркулирует холодный теплоноситель. Энергетическая
установка может содержать несколько таких модулей.
В настоящее время разработано большое количество изотопных
генераторов разного типа. Однако на пилотируемых космических
аппаратах эти генераторы пока применения не нашли, поскольку
при требуемой электрической мощности все они оказываются тя¬
желыми. Использование изотопных генераторов связано с реше¬
Рис. 9.11. Схема изотоп¬
ного генератора с непо¬
средственным подводом
тепла:
1 — изотоп; 2 — капсула;
3 — тепловой блок; 4 —
сборки термоэлементов; 5 —
тепловоспринимающий «баш*
мак»; 6 — корпус; 7 — теп¬
лоизоляция; 8 — ребро из*
лучателя
Рис. 9.12. Схема термо¬
электрического модуля:
1 — изоляция; 2 — вход
горячего теплоносителя; 3 —
ветви термоэлементов; 4 —
вход холодного теплоноси¬
теля

200
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
нием ряда новых проблем. Во-первых, на пилотируемом аппарате
должна быть обеспечена надежная биологическая защита эки¬
пажа. Во-вторых, чтобы предотвратить опасность заражения изо¬
топом атмосферы и поверхности Земли, надо обеспечить надежную
защиту изотопной капсулы от разрушения при падении на Землю.
Выполнение этого требования также приводит к утяжелению кон¬
струкции. Наконец, для обеспечения работы изотопного генера¬
тора на этапе выведения на орбиту, когда он находится под го¬
ловным обтекателем, его нужно принудительно охлаждать, а с этим
связаны дополнительные затраты массы. Несмотря на неизбеж¬
ное увеличение массы конструкции, изотопные генераторы весьма
перспективны для пилотируемых аппаратов, поскольку они очень
экономичны, надежны и обладают большим ресурсом. На беспи¬
лотных аппаратах, где требуются меньшие электрические мощ¬
ности и не нужна биологическая защита, такие генераторы уже
применяются.
При выборе топлива для изотопных энергоустановок исходят
из того, что оно должно иметь большой (относительно ресурса
работы установки) период полураспада, высокую плотность тепло¬
выделения, низкий уровень гамма- и нейтронного излучений,
малую токсичность. Изотопы в чистом виде, как правило, всему
комплексу этих требований не удовлетворяют. Поэтому обычно
используются химические соединения на их основе. В настоящее
время наибольшее распространение получило топливо на основе
Плутония-238, который обладает большим периодом полураспада
(89,6 г.) и является альфа-излучателем, поэтому не требует тя¬
желой радиационной защиты. Исследуется возможность исполь¬
зования и других долгоживущих изотопов.
В заключение заметим, что КПД изотопных энергоустановок
в целом значительно ниже, чем у отдельных термоэлементов, что
объясняется наличием потерь, связанных с коммутацией термо¬
элементов, организацией подвода и отвода тепла, а также с за¬
тратой части электроэнергии на собственные нужды энергоуста¬
новки.
Еще один класс генераторов электрической энергии, к которому привлечено
внимание разработчиков космических систем электроснабжения, представляют
газотурбинные преобразователи тепла (рис. 9.13). Эти преобразователи обладают
большим КПД и стабильностью характеристик, чем термоэлектрические, но при
этом имеют более сложное устройство. Рабочее тело, например, инертный газ, по¬
догревается источником тепла и подается на турбину, которая связана с электро¬
механическим генератором и компрессором. Расширяясь, газ отдает часть своей
кинетической энергии турбине и приводит ее во вращение. Электромеханический
генератор преобразует механическую энергию в электрическую. Пройдя турбину,

СИСТЕМЫ электроснабжения
201
Рис. 9.13. Схема работы газотурбинного преобра¬
зователя:
/ _ турбина; 2 — источник тепла; 3 — электромехани¬
ческий генератор; 4 — компрессор; 5 — холодильник-
излучатель
газ поступает в холодильник и после охлаждения ■
компрессором вновь закачивается в нагреватель.
Затем цикл повторяется. Вращение вала, на котором
установлены насос и турбина, происходит за счет
того, что работа расширения газа больше, чем ра¬
бота сжатия, поскольку на компрессор газ подается
с меньшим давлением, чем на турбину.
КПД газотурбинного преобразователя определяется как отношение выраба¬
тываемой электрической энергии к количеству тепла, выделяющемуся в нагрева¬
теле. Величина его зависит, в основном, от двух составляющих: КПД источника
тепла, характеризующего уровень тепловых потерь в нагревателе, и КПД газо¬
вого контура, характеризующего полноту преобразования тепловой энергии
в механическую. В качестве источников тепла обычно используют ядерные ре¬
акторы. Чтобы повысить их КПД разрабатываются оптимальные конструкции
теплообменников-подогревателей и, кроме того, корпус реактора снаружи за¬
крывают теплозащитой.
КПД газового контура без учета потерь на трение определяется соот¬
ношением
	 Апол 	 <?11ОДВ — Qotb 	 Qn
Фподв	Сподв	’
где Апол — полезная работа, совершаемая динамическим блоком (системой тур¬
бина—компрессор); фподв — количество тепла, подводимого к рабочему телу
в нагревателе; QOtb — количество тепла, отводимого в холодильнике; Qn — энер¬
гия, теряемая на теплообмен с элементами конструкции.
Для того чтобы повысить КПД контура, в реальных газотурбинных генера¬
торах применяют регенеративные теплообменники, где газ, направляемый к источ¬
нику тепла, предварительно подогревается газом, прошедним через турбину.
Этот прием позволяет уменьшить количество тепла, вырабатываемого нагревате¬
лем, при той же полезной работе. Схема газотурбинного преобразователя с регене¬
рацией тепла приведена на рис. 9.14.
Иногда для повышения КПД в газотурбинных преобразователях используют
не одну, а две турбины. Одна устанавливается на общем валу с компрессором,
а вторая соединяется с электромеханическим генератором. При такой схеме ско¬
рости вращения турбины и генератора становятся независимыми и могут быть
выбраны оптимальными (для компрессора обычно требуется скорость значительно
более высокая, чем для генератора). Но следует учитывать, что наличие двух
турбин приводит к увеличению вентиляционных потерь и потерь на трение в под¬
шипниках. Кроме того, при двухтурбинной схеме возникают дополнительные
трудности в согласовании характеристик турбин и компрессора, особенно для
переходных режимов.
В качестве электромеханического генератора обычно применяют бесконтакт¬
ный генератор переменного тока, устройство которого предусматривает возмож¬
ность его работы и в режиме двигателя. Такой режим используется при запуске

202
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 9.14. Схема газотурбинного преобразователя с регенерацией тепла:
/ — источник тепла; 2 — турбина; 3 — электромеханический генератор; 4 — компрес¬
сор; 5 — теплообменник-охладитель; 6 — холодильник-излучатель; 7 — теплообменник-
регенератор
турбины. Для того чтобы обеспечить режим двигателя,на роторе устанавливается
обмотка типа «беличьей клетки». Для преобразования переменного тока в посто¬
янный в состав электросиловой части энергетической установки включают преоб¬
разователь напряжения.
В процессе работы газотурбинного преобразователя скорость вращения вала
турбины и, соответственно, ротора электромеханического генератора должны
поддерживаться около заданных значений. Для регулирования скорости пользу¬
ются одним из двух способов. Либо, изменяя количество газа в контуре, мощность
турбины приводят в соответствие с мощностью, потребляемой электромеханиче¬
ским генератором. Либо к шинам питания дополнительно к основной нагрузке под¬
ключают паразитную и управляют ее величиной так, чтобы электромагнитный мо¬
мент соответствовал моменту, развиваемому турбиной. Второй метод реализуется
проще, чем первый. Однако он обладает тем недостатком, что требует некоторого
превышения мощности генератора над потреблением основной нагрузки, по
скольку должна быть предусмотрена возможность компенсации возмущений, ко¬
торые действуют на валу.
При выборе рабочего тела исходят изтого, что у н-то должна быть достаточно
большая молекулярная масса. Это дает возможность использовать турбину и
компрессор приемлемых размеров. Рабочее тело, кроме того, должно обладать
хорошей теплопроводностью, чтобы обеспечить относительно небольшие массу
и габариты холодильников. Желательно также, чтобы рабочее тело было неток¬
сичным и нейтральным к конструкционным материалам. Перечисленным требова¬
ниям достаточно хорошо удовлетворяет гелий-ксеноновая смесь.
В принципе, возможно создание больших газотурбинных энергетических
установок, рассчитанных на мощность от десятков до ста и более киловатт. Удель¬
ная масса таких установок может находиться в диапазоне 200 ... 300 кг/кВт,
а КПД достигать 20 ... 25 %. В некоторых проектах предлагается изготавливать
энергетическую установку как единый модуль и выводить ее на орбиту отдельно
СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
203
от ПКА, а после выведения производить сборку. В этом случае снабжение ПКА
электроэнергией до стыковки с энергетическим модулем может обеспечиваться
аккумуляторными батареями.
При создании систем электроснабжения особый подход тре¬
буется и к проектированию бортовой кабельной сети. Средства
распределения электроэнергии должны обладать высокой надеж¬
ностью, помехозащищенностью, обеспечивать стабильность пара¬
метров электроэнергии и бесперебойное снабжение потребителей,
должны быть защищены от механических повреждений, обрывов
и коротких замыканий.
Обычно распределение электроэнергии осуществляют по двух¬
проводной схеме. Такая схема, конечно, обладает большей мас¬
сой, чем однопроводная, в которой функции второго провода вы¬
полняет корпус космического аппарата. Но она обеспечивает
меньшую вероятность коротких замыканий и в меньшей степени
подвержена влиянию электрических помех.
Для повышения надежности линии электроснабжения, как
правило, резервируют. Обычно исходят из того, что при одиноч¬
ных отказах должна обеспечиваться работа всех потребителей,
а те приборы и агрегаты, которые участвуют в выполнении ответ¬
ственных операций, должны работать даже при наличии двух
отказов. Чтобы защитить линии от больших токов, в них уста¬
навливают автоматы защиты. Чаще всего применяют автоматы
многократного действия с дистанционным управлением. Если
прибор находится в жилом отсеке, то могут использоваться и
плавкие предохранители. В этом случае должны быть обеспечены
визуальный контроль исправности предохранителей и возмож¬
ность их быстрой замены.
Для уменьшения вероятности коротких замыканий централь¬
ные плюсовые и минусовые шины размещают в разных блоках
а плюсовые и минусовые провода прокладывают в разных кабелях,
Все кабели должны иметь механическую и тепловую защиты. Их
располагают в аппарате таким образом, чтобы уменьшить взаимо¬
влияние потребителей. Там, где необходимо, применяется экра¬
нировка цепей.

Система управления
бортовыми системами
Программу полета космического аппарата можно представить
себе как последовательность отдельных полетных операций:
выведение на орбиту, коррекция орбиты, сближение с другим
космическим аппаратом, стыковка, построение заданной ориен¬
тации, выполнение предусмотренного эксперимента и т. д. Чтобы
реализовать любую из этих операций, необходимо обеспечить
согласованную работу определенной части бортовой аппаратуры.
Это значит, что нужно включать участвующие в операции приборы
и агрегаты, устанавливать требуемые режимы их работы и выклю¬
чать аппаратуру после того, как она выполнила свои функции.
Иными словами, нужно управлять работой бортовых систем.
Такое управление обычно осуществляется централизованно с по¬
мощью специальной системы управления бортовыми системами
(СУБС).
В функции СУБС входит решение пяти основных задач:
1.	Формирование безусловных команд на включение, выклю¬
чение и выбор режима работы аппаратуры. Под безусловными
понимают такие команды, для исполнения которых достаточно
одного сигнала, исходящего от пульта космонавта или наземной
станции слежения. К этим командам относятся включение и вы¬
ключение аппаратуры связи, телевидения, жизнеобеспечения и
многих других приборов, выполняющих автономные функции.
По своему содержанию команды, формируемые СУБС, могут
быть разделены на два вида: простые и обобщенные. Простой на¬
зывают команду, которая выполняет одно действие: включает,
выключает либо производит смену режимов в одном приборе или
агрегате. Обобщенная команда направляет управляющие сигналы
сразу по нескольким цепям и обеспечивает исполнение целой
группы простых команд. Формирование обобщенных команд це¬
лесообразно при проведении сложных операций, когда в работе
одновременно участвует большой комплекс бортового оборудо¬
вания.
Возьмем, к примеру, управление движением космического
аппарата. В нем участвуют датчики внешней информации и угло¬
Глава 1

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
205
вых скоростей, логически-преобразующее устройство, исполнитель¬
ные органы, индикаторы и т. д. Согласованно работают десятки
функционально разных устройств. Если бы включение и выклю¬
чение каждого из них производилось отдельно, то и пульт управ¬
ления, и работа экипажа оказались бы чрезмерно сложными.
Обобщенные команды дают возможность и то и другое существенно
упростить. Скажем, на корабле «Союз» для включения режима
ручной ориентации космонавт должен был последовательно на¬
жать всего две клавиши. Одна из них включала преобразователи
тока для датчиков угловых скоростей, подключала датчики к пре¬
образователям и, кроме того, формировала команды на открытие
клапанов наддува и подачи топлива в системе исполнительных
органов. Вторая клавиша включала ручку управления ориента¬
цией, логически-преобразующее устройство, подключала выход¬
ные цепи СУД к клапанам двигателей ориентации. Выключение
любого режима управления движением производилось на этом
корабле нажатием одной клавиши. Одна обобщенная команда
обеспечивала выключение всех участвующих в управлении при¬
боров и перевод системы исполнительных органов в режим хране¬
ния. Опыт полетов показал, что пользоваться обобщенными коман¬
дами удобно, поэтому в современных СУБС они применяются
достаточно широко.
2.	СУБС контролирует наличие условий для включения (вы¬
ключения) той аппаратуры, на работу которой наложены огра¬
ничения, и формирует исполнительные команды, если все условия
выполнены. Этот вид управления целесообразен по многим при¬
чинам. Прежде всего, он позволяет обеспечить защиту от ошибоч¬
ной выдачи особо ответственных команд: выполнение расстыковки
космических аппаратов, сброс давления из шлюзовой камеры,
переход на резервные комплекты служебной аппаратуры и т. д.
Способов такой защиты существует несколько. Если, например,
команду на включение или выключение какой-либо ответственной
аппаратуры экипажу разрешается выдавать независимо от со¬
стояния других бортовых систем, то на исполнение команды вво¬
дится простая электрическая блокировка. Чтобы снять ее, космо¬
навт должен нажать на пульте управления специальную клавишу.
Таким образом, для реализации команды экипаж должен выпол¬
нить два вполне определенных действия: вначале нажать клавишу
снятия блокировки, а затем клавишу исполнения. Очевидно,
что в этом случае вероятность ошибок существенно снижается.
Есть такие приборы и агрегаты, которые должны работать
только при определенном состоянии бортовых систем. Скажем,

206
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
маршевый двигатель следует за¬
пускать после того, как закон¬
чено построение ориентации,
включен контур стабилизации кос¬
мического аппарата, произведен
наддув топливных баков и под¬
готовлены акселерометры. Кроме
того, эта команда относится к
числу особо ответственных и ее
следует защищать от случайного
исполнения. Поэтому СУБС фор¬
мирует команду на включение дви¬
гателя только после того, как сня¬
та блокировка с пульта управления
и завершены все подготовитель¬
ные операции (рис. 10.1).
Информация об окончании под¬
готовительных операций форми¬
руется либо контрольными датчи¬
ками (наличия ориентации,давле¬
ния в баках и т. п.), либо ком¬
мутационными элементами.
В тех случаях, когда ошибоч¬
ные действия могут привести к
снижению безопасности полета, применяются особые способы
защиты. Приведем такой пример. Расстыковка космических
аппаратов должна выполняться при закрытых переходных люках,
в противном случае произойдет разгерметизация жилых отсеков.
Чтобы этого не произошло, на люках устанавливают контактные
датчики, сигнализирующие о закрытии, и команда на рассты¬
ковку исполняется только при условии их срабатывания.
Другая причина применения условных команд связана с обес¬
печением высокой надежности выполнения особо ответственных
операций. На космических аппаратах часто устанавливают такое
резервное оборудование, которым разрешается пользоваться
только в случае крайней необходимости. Например, пилотируемые
космические корабли могут быть оборудованы двумя маршевыми
двигателями: основным и резервным. Основной рассчитан на вы¬
полнение всей программы полета. В случае его отказа полет
Рис. 10.1. Схема исполнения команды
на включение маршевого двигателя

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
207
должен быть прекращен и корабль с помощью резервного дви¬
гателя должен вернуться на Землю. В соответствии с этой логи¬
кой осуществляется управление резервным двигателем. Если
неисправность основного двигателя обнаруживается во время
коррекции орбиты или на этапе сближения, то он отключается и
запланированная операция прерывается. Включения резервного
двигателя в такой ситуации не происходит. Если же отказ вы¬
явился при торможении корабля для спуска с орбиты, то выпол¬
няется автоматический переход на резервный двигатель и процесс
торможения завершается. Таким образом, исполнение команды
на включение резервного двигателя находится в зависимости от
характера выполняемой операции. Реализуется такая логика
управления относительно пр'осто.. На пульте космонавта уста¬
навливают клавишу, при нажатии которой в автоматику СУБС
вводится признак «Спуск» (замыкаются контакты дистанционного
переключателя в цепи запуска двигателя). Космонавты нажимают
эту клавишу только перед спуском. По аналогичной схеме осу¬
ществляется управление и некоторыми другими бортовыми ус¬
тройствами.
В ряде случаев целесообразность формирования условных
команд вытекает из правил эксплуатации бортового оборудова¬
ния. Рекомендуется, например, снимать питание с гироскопиче¬
ских приборов после их арретировании. Крышка сопла марше¬
вого двигателя должна закрываться после остывания камеры сго¬
рания. Штангу стыковочного механизма следует втягивать после
образования первичной механической связи и т. д. Если кон¬
троль соблюдения всех этих правил возложить на экипаж, то
функции его будут чрезмерно усложнены и высокой надежности
обеспечить не удастся. Средствами СУБС задача решается отно¬
сительно просто. В цепи формирования вводятся блокировки,
которые снимаются при выполнении каждого из условий.
3.	СУБС осуществляет привязку команд к расчетному времени
либо формирует их заданную последовательность.
Среди множества команд управления космическим аппаратом
существуют такие, которые должны выдаваться точно в указанное
время. К этой категории относятся включение программы запуска
маршевого двигателя для коррекции орбиты или спуска, включе¬
ние режима управления сближением, команда на разделение ко¬
рабля на этапе спуска и др. Время исполнения подобных команд
может не совпадать с зонами видимости наземных станций слеже¬
ния, поэтому решить задачу путем прямого управления с Земли
не всегда удается. Можно было бы выдавать команды в заданное
208
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
время с пульта космонавтов (кстати, таким методом часто поль¬
зуются), однако если расчетное время исполнения команды совпа¬
дает с периодами активной деятельности экипажа либо воздействия
значительных психологических нагрузок, то предпочтение от¬
дается автоматическим способам управления.
В СУБС указанная задача решается с помощью временного
устройства, которое может состоять из кварцевого генератора и
счетчика импульсов. На борту заранее с помощью наземных
станций слежения подготавливается цепь формирования нужной
команды по сигналу заполнения или обнуления счетчика. В счет¬
чик вводится время выдачи команды в виде некоторого числа
в двоичном коде. Затем счетчик подключается к генератору.
Каждый импульс генератора увеличивает или уменьшает число
в счетчике на единицу. Начальное число выбирается таким, чтобы
момент заполнения (обнуления) счетчика совпал с расчетным вре¬
менем исполнения команды.
Некоторые полетные процедуры требуют выдачи целой серии
команд в определенной последовательности. В таких случаях,
чтобы упростить работу экипажа, для формирования команд
используются специальные программно-временные устройства либо
бортовые вычислительные машины. Программное управление
обычно применяется при выполнении таких операций, как рас¬
крытие наружных элементов конструкции, коррекция орбиты,
спуск, приземление.
Рассмотрим упрощенную программу управления бортовой
аппаратурой корабля «Союз», которая использовалась для кор¬
рекций орбиты. Программа предусматривает формирование сле¬
дующих основных команд. В начальный момент производится
включение сигнализатора, информирующего экипаж о пуске
программы. В конце 1-й минуты включается телеметрический
передатчик КВ-диапазона для контроля программы с Земли.
На 14-й минуте формируются команды на подключение исполни¬
тельных органов к системе управления движением и на включение
режима ориентации. Электродвигатели первого и второго гиро¬
скопических приборов блока стабилизации включаются соответ¬
ственно на 34 и 44-й минутах. На 54-й минуте включаются элек¬
тродвигатели гироскопических акселерометров и производится
наддув топливных баков маршевого двигателя. Поочередное вклю¬
чение гиромоторов обусловлено тем, что разгон каждого гиро¬
скопа сопровождается повышенным потреблением тока, а сум¬
марная нагрузка системы электроснабжения ограничена. На
59-й минуте программы система управления движением переклю¬
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
209
чается на режим стабилизации углового положения. Заметим, что
команда включения этого режима является условной. Она испол¬
няется лишь в том случае, если поступают разрешающие сигналы
от датчиков наличия ориентации. На 60-й минуте включается
маршевый двигатель. Через шесть минут после запуска двигателя
производится выключение системы управления движением и теле¬
метрического передатчика.
Программы, предназначенные для выполнения других опера¬
ций, имеют свои составы команд и свои временные интервалы.
Реализация программ может так же, как и привязка команд
ко времени, осуществляться с помощью генератора импульсов
и счетчиков. Отличие будет состоять лишь в том, что программные
счетчики должны формировать выходные сигналы не только при
заполнении или обнулении, но и при заданных промежуточных
значениях хранящихся в них чисел. Если же на борту имеется
вычислительная машина, то программы целесообразнее форми¬
ровать в самой машине без использования дополнительных ус¬
тройств.
4.	СУБС обеспечивает прием с Земли и с пульта космонавта,
хранение и ввод в бортовые приборы так называемой уставоч¬
ной информации, используемой для того, чтобы устанавливать
в приборах заданные значения регулируемых параметров. С по¬
мощью уставок задают, например, время начала управления,
углы установки датчиков ориентации относительно осей косми¬
ческого аппарата, углы разворотов самого космического аппарата,
величину импульса скорости для коррекции орбиты и т. д.
Существует несколько способов ввода уставочной информа¬
ции. Скажем, разворот датчиков ориентации в исходное положе¬
ние осуществляется с помощью шаговых электродвигателей,
управление которыми производится от бортовых генераторов
импульсов. Первоначально информация об угле разворота в ди¬
скретной форме записывается в специальный счетчик. В расчет¬
ное время начала разворота генератор импульсов одновременно
подключается к шаговому двигателю и к счетчику. Каждый им¬
пульс генератора вызывает разворот датчика на строго опре¬
деленный угол и изменяет число в счетчике на единицу. Как
только счетчик обнуляется (или заполняется), связь между гене¬
ратором и двигателем прерывается и разворот заканчивается.
Во многих случаях ввод уставок не требует выполнения
механических действий. Например, при использовании струнных
акселерометров величину кажущейся скорости определяют по
количеству электрических импульсов, сформированных на выходе
210
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
измерительного прибора. Заданное значение скорости записы¬
вают в электрический счетчик в виде соответствующего ему числа
импульсов. Это число и выполняет функции уставки. Во время
работы двигателя каждый импульс акселерометра уменьшает
уставочное число на единицу. В момент, когда счетчик обну¬
ляется, формируется команда на выключение двигателя.
При использовании БЦВМ установочная информация может
записываться непосредственно в память машины и учитываться
в процессе решения уравнений движения.
5.	СУБС формирует информацию для экипажа о работе борто¬
вых систем.
В соответствии с решаемыми задачами в состав СУБС входят
пульты управления, устройства логической обработки сигналов
и формирования команд, приборы цифровой информации, про¬
граммно-временные устройства и средства связи с бортовыми
системами.
На рис. 10.2 приведена структурная схема СУБС, применяв¬
шейся на корабле «Союз». Исходной информацией для ее работы
служат сигналы командной радиолинии, бортовых пультов управ¬
ления и сигналы, формируемые другими бортовыми системами.
По командной радиолинии информация передается в закодиро¬
ванном виде. Первоначально она поступает на вход приемника,
затем передается в дешифратор и после дешифрирования направ¬
ляется в СУБС. Эта информация может содержать сведения о ко¬
мандах, которые должны быть исполнены, о времени и условиях
их формирования, об адресах и значениях уставок. Аналогич-
Рис. 10.2. Структурная схема СУБС корабля «Союз»:
1 — приемник; 2 — дешифратор; 3 — пульт управления и индикации; 4, 5 — команд¬
ные матрицы; 6 — программно-временное устройство; 7 — блок цифровой информации;
3 — устройство формирования команд; 9 — бортовые системы

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
211
ное содержание имеют сигналы пультов управления, которые
формируются в соответствии с управляющими воздействиями со
стороны экипажа.
Заметим, что набор команд, которые могут быть выданы
с пульта космонавта, не полностью совпадает с перечнем команд,
находящихся в распоряжении наземных служб. Связано это с не¬
которым различием задач, решаемых на Земле и на борту. Напри¬
мер, наземные средства должны производить периодической
контроль параметров орбиты. С этой целью с Земли по мере необ¬
ходимости включаются бортовые ретрансляторы измерительных
сигналов. Экипаж в указанной работе не участвует, поэтому
возможность выдачи тех же команд с пульта космонавта можно
не предусматривать. С другой стороны, в функции наземных
служб не входит управление той аппаратурой, которой экипаж
пользуется по своему усмотрению: средствами жизнеобеспечения,
передатчиками радиотелефонной связи, кино- и фотоаппаратами
и т. д. Но несмотря на то, что функции между экипажем и назем¬
ными службами всегда бывают заранее распределены, есть такие
команды, для которых желательно предусмотреть возможность
выдачи как с наземных средств, так и с бортовых пультов управ¬
ления. К ним, в первую очередь, относятся команды, связанные
с выполнением наиболее ответственных операций: коррекций
орбит, сближения, спуска и т. д.
От других бортовых систем в СУБС поступает информация о ра¬
боте отдельных приборов и о значениях регулируемых параметров.
Под исполнением команды понимают замыкание или размы¬
кание заданных электрических цепей. Цепь может быть предна¬
значена для подачи питания к прибору, соединения приборов
между собой либо для осуществления перекоммутации внутри
прибора. Простая команда формируется путем замыкания или раз¬
мыкания контактов одного коммутирующего элемента. Для фор¬
мирования условной команды в цепи последовательно устанавли¬
ваются несколько таких элементов. Один из них выполняет управ¬
ляющие функции, другие — контрольные. Каждый контрольный
элемент срабатывает при выполнении одного из условий. Обоб¬
щенная команда обеспечивает замыкание или размыкание сразу
нескольких, а иногда и нескольких десятков цепей.
При ручном управлении коммутация цепей может осуществ¬
ляться с помощью тумблеров, установленных на пультах управ¬
ления. Такой способ был использован на американском космиче¬
ском корабле «Аполлон». Он дает возможность применять для
управления относительно простые электрические схемы и не при-

212
ТЕХНИКА! КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 10.3. Схема комму¬
тационного устройства
матричного типа:
J — минусовые шины; 2 —
клавишные коммутаторы;
3 — плюсовые шины; 4 —
обмотки реле
бегать к помощи тран-
спортантов. Состоя¬
ние цепи контролиру¬
ется по положению со¬
ответствующего тум¬
блера. Но этот метод
обладает и очевид¬
ными недостатками.
Для его реализации
нужно, чтобы количе¬
ство тумблеров было
не меньше, чем число
выдаваемых команд. А поскольку на современных космических
аппаратах используются сотни и даже тысячи команд, тумблеров
оказывается много, оперативно контролировать их сложно и, кроме
того, для] их размещения требуются крупногабаритные пульты.
На советских космических кораблях и станциях ручное управ¬
ление служебными бортовыми системами в большинстве случаев
осуществляется с помощью коммутационных устройств матрич¬
ного типа. В состав такого устройства входят две группы шин и
комплект реле. Обмотка каждого реле подключена к двум шинам,
принадлежащим разным группам (рис. 10.3). Таким образом,
реле является как бы элементом некоторой матрицы. Питание
на обмотку подается при нажатии двух клавиш. Первая запиты¬
вает шину, соответствующую выбранному номеру строки матрицы,
вторая — шину с номером столбца. Исполнение команды про¬
исходит при замыкании контактов реле либо при срабатывании
дистанционного переключателя, управляемого этим реле. Контроль
прохождения команды осуществляется с помощью транспаранта.
Применение матричных устройств позволяет существенно умень¬
шить количество органов управления и сделать пульты более
компактными, но при этом электрическая схема оказывается не¬
сколько сложнее.
Выходные сигналы командной матрицы поступают в устройство
формирования команд. Сюда же приходят сигналы от командной
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
213
радиолинии, программно-временного устройства и из блока циф¬
ровой (установочной) информации. В устройстве формирования
выполняются логическая обработка сигналов условных команд
и размножение сигналов обобщенных команд.
Одним из основных требований, предъявляемых к СУБС,
является обеспечение максимального удобства управления борто¬
выми системами со стороны экипажа. В связи с этим при проекти¬
ровании системы особое внимание всегда уделяют выбору прибо¬
ров индикации и сигнализации, органов управления, а также
поиску оптимальных компоновочных схем пультов управления.
Способы представления информации выбираются с учетом
степени важности контролируемых параметров, характера их
изменений, условий работы экипажа (невесомость, наличие ос¬
вещения в кабине и т. д.) и устройства контрольных датчиков.
По степени важности информацию делят обычно на три группы.
К первой относят особо важную информацию, по которой должны
предприниматься срочные действия. Она призвана предупредить
о наличии какой-либо серьезной аварии на борту либо о ее при¬
ближении: резкое снижение давления в жилом отсеке, опасное
повышение уровня радиации, признаки пожара и т. п. Очевидно,
что подобные сведения должны быть доведены до экипажа не¬
медленно. Поэтому на всех средствах сигнализации и индикации
такая информация выделяется особо.
Ко второй группе относят предупредительную информацию.
Она сообщает о появлении отклонений от нормы или напоминает
экипажу о необходимости выполнения важных операций: сведения
об аварийном переходе с основных комплектов аппаратуры на
резервные либо о том, что подготовлен к включению маршевый
двигатель и экипажу следует пристегнуться к креслам. Информа¬
ция второй группы также является весьма важной и имеет свою
отличительную окраску.
Наконец, к третьей группе относится вся остальная информа¬
ция, дающая сведения о текущем состоянии бортовых систем и
параметрах регулирования. Если источниками информации яв¬
ляются релейные элементы, отображение, как правило, осуществ¬
ляется с помощью засвечиваемых транспарантов. При этом особо
важная информация обычно выделяется красным цветом, а ее
появление сопровождается звуковой сиреной. Предупредитель¬
ная информация выводится на желто-оранжевые транспортанты.
Остальные сигнализаторы имеют неяркое, чаще всего, зеленова¬
тое свечение — оно обеспечивает наиболее комфортные условия
наблюдения. Заметим, что в тех случаях, когда результат управ¬
214
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ляющего воздействия космонавты могут наблюдать непосредст¬
венно (включение часов, освещения, открытие внутренних люков
и т. п.), прибегать к помощи транспор антов не требуется.
Разновидностей приборов, отображающих информацию релей¬
ного типа, существует довольно много. Один из них показан на
рис. 10.4. В этом приборе собраны сведения о тех событиях,
которые могут быть непосредственно не связаны с управляющими
воздействиями космонавтов.
В тех случаях, когда информация служит для контроля испол¬
нения команд, выдаваемых экипажем, транспаранты стремятся
разместить рядом с органами управления. С этой целью нередко
создают специальные приборы — командно-сигнальные устрой¬
ства. На рис. 10.5 показано такое устройство, разработанное для
корабля «Союз». Все транспаранты распределены по группам
таким образом, чтобы был обеспечен удобный поиск любого из
них. Каждая группа объединяет сведения либо по одной из си¬
стем, либо по аппаратуре, принадлежащей разным системам,
но участвующей в выполнении одной полетной операции, либо
по резервным комплектам оборудования. Выбор нужной группы
транспарантов осуществляется с помощью клавишей, установлен¬
ных в правой части прибора. При нажатии каждой новой клавиши
меняется столбец транспарантов. Включение и выключение борто¬
вой аппаратуры производятся нажатием клавиш, установленных
слева от транспарантов. При исполнении включающей команды
соответствующий транспарант зажигается, а при исполнении
выключающей — гаснет.
Описанное выше устройство очень компактно и просто в обра¬
щении, но обладает тем недостатком, что предъявляет не всю
информацию, а только ту, которая принадлежит выбранному
столбцу. По этой причине изменения, происходящие по сигналам
бортовой автоматики или по командам с Земли, могут оставаться
в течение длительного времени незамеченными.
На рис. 10.6 приведена схема лицевой панели другого командно¬
сигнального устройства матричного типа. Здесь все транспаранты
одновременно находятся в поле зрения космонавта. Такое устрой¬
ство позволяет оперативно контролировать любые изменения
в бортовых системах. Однако, поскольку суммарное количество
транспорантов большое, обнаруживать эти изменения значительно
сложнее, чем в предыдущем случае. Для того чтобы упростить
деятельность космонавтов, в устройствах подобного типа целе¬
сообразно использовать транспаранты с двойной сигнализацией.
Основное поле транспоранта должно зажигаться при включении

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
215
соответствующего бортового прибора и гаснуть при его выклю¬
чении, а дополнительное —• тогда, когда транспарант меняет
свое состояние. Дополнительное поле должно иметь более яркую
окраску. В этом случае космонавт сможет легко обнаружить то
— осведомительные транспаранты;
— предупредительные транспаранты;
— аварийные транспаранты
Рис. 10.4. Электронно-люминесцентный сигнализатор корабля «Союз»:

216
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 10.5. Командно-сигнальное устройство корабля «Союз»:
/ — клавиши подключения средств связи; 2 — регуляторы громкости; 3 — клавиша
контроля исправности сигнализаторов; 4 — переключатель СТР на заданную темпера¬
туру жидкости; 5 -- переключатель СТР на заданную температуру воздуха; 6 — кла¬
виши включения и выключения аппаратуры; 7 —линейка транспарантов-сигнализа¬
торов; 8 — клавиши выбора линеек
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
217
место, где произошло изменение. После получения информации
об изменении дополнительное поле может быть погашено нажатием
специальной клавиши.
На рис. 10.7 изображен прибор, который применялся на ко¬
рабле «Союз» для контроля работы программно-временного ус¬
тройства. Лицевая сторона прибора имеет экран со светящимся
изображением выбранной программы включения бортовой аппа¬
ратуры. В средней части экрана находятся временная шкала и
указатель времени, прошедшего от момента запуска программы.
Слева от шкалы указано наименование программы, а справа —
команды и расчетные времена их формирования. Рядом с назва¬
нием каждой команды имеется сигнализатор исполнения. Задача
экипажа при работе с этим прибором сводится к контролю загора¬
ния сигнализаторов в указанное на экране время.
Информация о параметрах, требующих количественной оценки,
отображается уже не с помощью
транспарантов, а на приборах
иного типа. Чаще всего для этого
используют стрелочные и элек¬
тронно-лучевые индикаторы.
Стрелочные приборы применяют
Рис. 10.6. Схема командно-сигнального устройства с полным полем транспа¬
рантов:
1 — клавиша выключения сигнализаторов изменения состояния; 2 — клавиши включе¬
ния и выключения бортоьоЙ аппаратуры; 3 — транспаранты; 4 — сигнализаторы измене¬
ния состояния; 5 — клавиши выбора столбцов
Рис. 10.7. Индикатор контроля программ корабля «Союз»:
1—указатель времени от включения программы; 2—сигнализаторы исполнения команд
218
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОМЕТОЙ
обычно в тех случаях, когда съем информации должен осуще¬
ствляться часто, например для контроля давления в жилых отсе¬
ках. Эти приборы постоянно включены и дают возможность сле¬
дить за параметрами непрерывно. На рис. 10.8 и 10.9 показаны
разные типы стрелочных индикаторов.
Если частый контроль параметров не требуется, то удобно
использовать универсальные электронно-лучевые индикаторы
(рис. 10.10). Они позволяют на одном экране последовательно
представить практически любой объем информации.
В тех случаях, когда в состав бортового контура управления
входит ЭВМ, на нее, как правило, возлагаются функции управ¬
ления бортовой аппаратурой и ее контроля. Результаты функ¬
ционирования ЭВМ отображаются при этом на экранах алфавитно-
цифровых дисплеев. Надо сказать, что цифровая информация
используется не только в сочетании с ЭВМ. Среди множества регу¬
лируемых параметров всегда есть такие, которые требуют кон¬
троля с высокой точностью. К ним относятся, например, угловые
скорости космического аппарата, углы разворота аппарата
относительно гироплатформы, величина импульса скорости, полу¬
ченного при работе маршевого двигателя. Если ЭВМ на борту
отсутствует, то информация об этих параметрах выводится на
специальные цифровые устройства. Одно из таких устройств
(индикатор угловых скоростей) было показано на рис. 3.32.
Другого типа прибор, изображенный на рис. 10.11, предназначен
для решения двух типов задач. Во-первых, он позволяет осуще¬
ствлять контроль углов разворотов корабля, ресурса маршевого
двигателя и импульса скорости, приобретаемого кораблем во
время работы двигателя. А во-вторых, с его помощью можно
вручную сформировать цифровую информацию для последующего
ввода ее в бортовые системы.
При некоторых видах управления на экипаж возлагается кон¬
троль не фиксированных значений регулируемой величины, а ха¬
рактера ее изменения во времени или в функции от какого-нибудь
другого аргумента. Для решения этой задачи применяются так
называемые программные индикаторы. На их экранах обычно
изображается расчетный график изменения параметра, его фак¬
тическое значение и область допустимых отклонений.
В зависимости от компоновки рабочего места, условий работы
экипажа и даже от изготовителя аппаратуры индикаторы могут
иметь разное конструктивное оформление, но все они выполняются
с таким расчетом, чтобы обеспечить наиболее простое считывание
показаний.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
219
Давление
Криогенные баки
Количество
Рис. 10.8. Индикаторы давления и запасов компонентов в баках энергетиче¬
ской установки корабля «Аполлон»
Рис. 10.9. Индикаторы температуры в теплообменниках корабля «Аполлон»
Органы управления бортовыми системами по своему устрой¬
ству менее разнообразны, чем средства индикации. Связано это
с тем, что при существующих средствах автоматизации удается
обходиться простыми видами управляющих воздействий. Напри¬
мер, включение и выключение аппаратуры осуществляется по
Рис. 10.11. Прибор цифровой информации корабля «Союз»:
1 — кремальеры; 2 — цифровые индикаторы; 3 — сигнализатор работы маршевого
двигателя
Рис. 10.10. Электронно-лучевой индикатор корабля «Союз»

220
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
сигналам релейного типа, обычно формируемых с помощью тумб¬
леров либо клавишей. В СУБС применяются клавиши двух ти¬
пов. В тех случаях, когда необходимо длительное замыкание
контактов, прибегают к помощи западающих клавишей. Они
механически фиксируются в нажатом положении. В других слу¬
чаях используют клавиши без фиксаторов. Для смены режимов
работы приборов иногда используют многопозиционные переклю¬
чатели. Регулировку величин сигналов осуществляют с помощью
вращающихся рукояток с потенциометрами.
Конструктивное оформление органов управления выбирается
с учетом ответственности выдаваемых команд и условий работы
экипажа. Скажем, клавиши, предназначенные для формирования
особо важных команд, как правило, окрашиваются в красный
цвет. Некоторые из них оснащаются, кроме того, механическими
блокировками. Органы управления, рассчитанные на работу
в скафандре, имеют увеличенные размеры и т. д.
Для удобства управления все средства выдачи команд и устрой¬
ства отображения информации группируются на специализирован¬
ных пультах контроля и управления. Количество пультов и пере¬
чень устанавливаемых на них приборов зависят от устройства и
компоновочной схемы космического аппарата, а также от состава
его оборудования. Каждый пульт разрабатывается применительно
к конкретному рабочему месту в соответствии с его назначением.
На рис. 10.12 показан вид приборной панели спускаемого аппарата
корабля «Союз». Эта панель вместе с двумя командно-сигналь¬
ными устройствами позволяет управлять всеми основными борто¬
выми системами. Управление научной аппаратурой осуществляется
с помощью отдельного пульта, размещаемого в орбитальном
отсеке. Всего на корабле «Союз» в зависимости от задач полета
устанавливали от четырех до шести пультов. Орбитальная стан¬
ция «Салют» имеет большее количество рабочих мест и более
сложное оборудование, поэтому и количество пультов на ней
значительно больше. Среди них есть такие, которые позволяют
управлять несколькими системами, а есть предназначенные для
работы с одной системой либо для решения одной из задач полета.
Имеются, например, отдельные пульты для управления сред¬
ствами обеспечения жизнедеятельности, системой шлюзования,
двигательной установкой, телескопом, медицинской аппарату¬
рой и т. д.
Вопросам оптимального построения пультов управления по¬
свящаются специальные эргономические исследования, которые
проводятся при моделировании предстоящего полета. Опыт по-

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ
221
Рис. 10.12. Приборная доска корабля «Союз»:
! — индикаторы давлений и температур; 2 — индикатор напряжения и токов; 3 — нави¬
гационный индикатор; 4 — панель электролюминисцентных сигнализаторов; 5 — ком¬
бинированный электронно-лучевой индикатор; 6 — индикатор контроля программ;
7 — устройство ввода цифровой информации; 8 — индикаторы расстояния и скорости
сближения; 9 — клавиши выдачи особо важных команд; 10 — часы
называет, что от того, насколько удачно выбраны конфигурация
пульта и расположение приборов на нем, во многом зависят опе¬
ративность и безошибочность работы экипажа.
При проектировании СУБС особое внимание обращается на
обеспечение высокой надежности. С этой целью все основные эле¬
менты системы резервируются. Например, в состав системы за¬
частую вводят по два одинаковых командно-сигнальных устрой¬
ства. Для тех команд, которые имеют жизненно важное значение,
предусматривают возможность их формирования по сигналам как
бортовых пультов, так и от наземных станций слежения. Если
в контуре СУБС используется ЭВМ, то ее надежность обеспечи¬
вается путем внутреннего резервирования и соответствующим
построением математического обеспечения. В релейных системах,
как правило, устанавливается по три командных реле, и работа
их организуется по схеме голосования «два из трех». При большой
продолжительности полета, когда количество планируемых сра¬
батываний реле близко к располагаемому ресурсу, предусма¬
тривается холодное резервирование приборов управления.
Связь между элементами СУБС и обслуживаемой аппарату¬
рой осуществляется обычно по двухпроводной схеме с изоляцией
обоих проводов от корпуса космического аппарата. Электропи¬
222	ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
тание подается отдельно к каждому прибору или к группе при¬
боров, если входящие в эту группу элементы всегда работают сов¬
местно. Во всех цепях питания устанавливается токовая защита.
Для коммутации электрических цепей применяют дистанционные
переключатели с двумя управляющими обмотками и двумя парами
контактов. В цепях формирования особо важных команд такие
переключатели дублируют.
Одна из особенностей СУБС заключается в том, что она должна
функционировать в течение всего времени полета. Поэтому весьма
важной характеристикой системы является величина потребляе¬
мой электроэнергии. Для того чтобы свести эту величину к ми¬
нимуму, управление всеми видами коммутации обычно осуще¬
ствляют с помощью коротких электрических импульсов.

Радиотехнические
системы
Обмен всеми видами информации между космическими аппара¬
тами и наземными пунктами связи осуществляется с помощью
комплекса специализированных радиотехнических систем. В со¬
став каждой такой системы входят устройства подготовки инфор¬
мации для передачи, радиолинии и аппаратура обработки полу¬
ченной информации. Радиолинии делят систему на две части.
Одна из них устанавливается на борту космического аппарата;
вторая — на наземной станции слежения. В настоящей главе
рассматриваются только те части систем (подсистемы), которые
размещаются на борту.
ILL Система радиотелефонной и радиотелеграфной связи
Система предназначена для осуществления двусторонней теле¬
фонной и телеграфной связи экипажа с Центром подготовки
к пуску, Центром управления полетом, службами поиска и эва¬
куации космонавтов после приземления, для связи между экипа¬
жами разных космических аппаратов, выполняющих совместный
полет, а также для внутренней телефонной связи между космо¬
навтами, находящимися в одном аппарате. Чтобы обеспечить все
эти виды связи, на борту корабля или станции устанавливаются
приемно-передающая аппаратура, электроакустические устрой¬
ства, телеграфные аппараты, антенно-фидерные устройства и
приборы управления.
На рис. 11.1 приведена упрощенная структурная схема под¬
системы связи, которая использовалась на космическом корабле
«Союз»; С целью обеспечения высокой надежности системы для
приемных и передающих трактов предусмотрено многократное
резервирование. Во-первых, связь может осуществляться в двух
диапазонах длин волн: коротковолновом и ультракоротковолно¬
вом. Связь в УКВ-диапазоне основная. Волны этого диапазона
распространяются в пределах прямой видимости. Частично они
рассеиваются ионосферой, но тем не менее позволяют вести устой¬
чивую связь на расстояниях до 2 ... 2,5 тыс. км. В случае исполь-
Глава 1 1

224
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 11.1. Схема подсистемы радиотелефонной и радиотелеграфной связи ко¬
рабля «Союз»
зования связных спутников, осуществляющих активную ретранс¬
ляцию радиосигналов, дальность действия УКВ-средств может
быть увеличена практически неограниченно.
В KB-диапазоне прямая (без ретрансляции) связь может ве¬
стись на больших расстояниях, чем в УКВ, поскольку волны
этого диапазона переотражаются ионизированными слоями атмо¬
сферы. Но здесь характер распространения радиоволн существенно
зависит от текущего состояния ионосферы и поэтому заранее
определить границы зоны уверенного приема сообщений не
удается. KB-средства устанавливаются в основном для того, чтобы
обеспечить возможность передачи экстренной информации в то
время, когда космический аппарат находится вне пределов пря¬
мой видимости.
Кроме того, в каждом диапазоне предусмотрено два режима
связи с применением разных технических средств: дуплексный
(основной) и симплексный (резервный). При дуплексной связи
прием и передача сообщений выполняются на разных частотах,
поэтому они могут вестись одновременно, а при симплексной—
на одной частоте. Чтобы избежать помех, приемник и передатчик
подключают к антенно-фидерным устройствам поочередно.
С целью обеспечения связи на всех этапах полета на ракетно-
космическом комплексе устанавливается довольно большое коли¬
чество разных по назначению антенн. Часть их, размещенная на
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
225
носителе, позволяет вести связь на участке выведения. Антенны
для связи во время орбитального полета находятся снаружи кос¬
мического аппарата на его корпусе либо на внешних элементах
конструкции. Они разворачиваются после сброса головного обте¬
кателя и отделения аппарата от носителя. Связь при спуске осу¬
ществляется с помощью антенны, установленной на спускаемом
аппарате в той его части, которая не подвержена действию набе¬
гающего потока (в районе выходного люка). На этапе парашюти¬
рования работают антенны, закрепленные на стренгах парашютов.
Наконец, имеются отдельные антенны для связи после призем¬
ления. На корабле «Союз» таких антенн четыре. Работает та
антенна, которая после посадки оказывается ближе других к
вертикали. Выбор ее производится автоматически по сигналу
специального датчика.
Коммутация цепей, связывающих приемопередающую аппа¬
ратуру с антеннами, производится с помощью антенных переклю¬
чателей (АП).
На всех участках полета, кроме орбитального, переключение
антенн осуществляется автоматически по сигналам датчиков,
регистрирующих отделение космического аппарата от ракеты-
носителя, разделение корабля, ввод парашютов, посадку и другие
события. На орбитальном участке смена комплектов антенн
(основного и резервного) может выполняться по командам, вы¬
даваемым с пульта космонавта и посылаемым с Земли. Поскольку
одни и те же приемопередающие средства могут работать в по¬
лете с разными антеннами, в некоторых трактах антенно-фидер¬
ных устройств устанавливают согласующие звенья (СЗ).
Преобразование звуковой информации в электрический сигнал
и обратно производится с помощью электроакустических устройств
нескольких типов. На участках выведения и спуска, когда космо¬
навты находятся в скафандрах и имеются внешние шумовые по¬
мехи, применяются шлемофоны (ШЛ) с шумопоглотителями и
встроенными миниатюрными динамиками и микрофонами. Во
время длительных орбитальных полетов пользоваться шлемофо¬
нами неудобно. Они не позволяют космонавтам непосредственно
слышать друг друга и не отвечают требованиям гигиенических
нормативов. В связи с этим после выведения на орбиту для ве¬
дения связи с Землей используют обычно облегченные головные
гарнитуры с такими же средствами, как в шлемофоне, либо
стационарные громкоговорители и микрофоны.
Для регистрации и последующего воспроизведения информа¬
ции, поступающей от экипажа и с Земли, в состав бортовой под¬
226
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
системы связи, как правило, включается магнитофон, предусма¬
тривающий два режима записи. В одном из них магнитофон рабо¬
тает непрерывно, в другом автоматически включается при появле¬
нии и выключается при пропадании звукового сигнала.
Чтобы обеспечить возможность передачи с борта экстренных
сообщений в условиях, когда качество телефонной связи недоста¬
точно хорошее, на борту устанавливаются телеграфные ключи
(ТЛГ) или телеграфные аппараты, которые автоматически форми¬
руют телеграфные сигналы при нажатии клавишей с буквенными
обозначениями.
На орбитальных станциях в состав подсистемы телефонно¬
телеграфной связи часто включают приемные телетайпные аппа¬
раты, обеспечивающие автоматическую печать принимаемых
с Земли сообщений. Они, во-первых, освобождают космонавтов от
необходимости записывать радиограмму вручную, а вб-вторых,
дают им возможность не отвлекаться во время сеансов связи от
основной работы. Применение телетайпных аппаратов оправ¬
дано в тех случаях, когда на борт передается большой объем
информации.
Все оконченные устройства подключаются к приемным и пере¬
дающим трактам с помощью двух коммутационных блоков. Один
из них (БК.А) осуществляет коммутацию электроакустической и
телеграфной аппаратуры и усиливает низкочастотные сигналы;
второй — реализует выбор приемопередающих средств и подклю¬
чает к ним низкочастотный канал. Управление обоими коммута¬
торами производится с пультов КА.
Телефонная связь между состыкованными космическими аппа¬
ратами осуществляется по проводным линиям, которые соеди¬
няются через электроразъемы, установленные на стыковочных
агрегатах.
11.2.	Система телевизионной связи
На пилотируемых космических аппаратах телевизионные сред¬
ства применяются при решении довольно широкого круга задач.
Медики их используют для визуального контроля состояния космо¬
навтов в полете; специалисты следят за работой экипажа и состоя¬
нием космического аппарата; космонавты передают на Землю
научную информацию. При ручном управлении движением аппа¬
рата телевизионные системы могут выполнять функции индика¬
торов. Они позволяют визуально определять пространственную
ориентацию аппарата, а на этапе сближения — оценивать взаим¬
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
227
ное положение и параметры относительного движения двух аппа¬
ратов. Во время длительных космических полетов телевидение
играет существенную роль в организации досуга космонавтов.
С его помощью с Земли на борт передаются программы централь¬
ного телевидения, организуются встречи с семьями и друзьями.
Бортовые видеомагнитофоны и доставленные с Земли записи дают
возможность экипажу регулярно смотреть фильмы, театральные
спектакли, концерты и т. д. Наконец, телевизионная система
может быть использована для передачи на борт различных мето¬
дических указаний. При этом есть возможность не только рас¬
сказать, но и показать экипажу, как следует выполнять ту или
иную работу.
Разумеется, не каждая из названных функций должна быть
реализована на всех космических аппаратах. Не везде, например,
надо иметь телевизионные индикаторы пространственного поло¬
жения. При выполнении кратковременных полетов нет необхо¬
димости создавать специальные средства обеспечения досуга и т. д.
Состав бортового оборудования должен выбираться на основе
конкретных требований, предъявляемых к системе, с учетом ком¬
поновочной схемы и размеров аппарата.
Рассмотрим кратко принципы построения бортовых телевизи¬
онных подсистем. На рис. 11.2 приведена структурная схема
некой условной подсистемы, в которую входят все основные типы
устройств, применяемых на космических аппаратах, в различных
сочетаниях.
Прием изображения и преобразование его в электрический
сигнал (видеосигнал) осуществляются с помощью телекамер.
Обычно на космическом аппарате устанавливается несколько
телекамер разного назначения. Внутри аппарата размещаются
стационарные и переносные камеры для передачи репортажей из
Рис. 11.2. Схема бортовой телевизионной подсистемы:
С/Пит напряжение питания; Ф — фильтр; ТК — телекамера; БКУ — блок комму¬
тации и управления; ВКУ — видеоконтрольное устройство; МАГ — видеомагнитофон;
ПРМ — приемник; ПРД — передатчик

228
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
жилых отсеков и изображений окружающего пространства, вос¬
принимаемых через иллюминаторы. Стационарные камеры ис¬
пользуются чаще, поскольку они позволяют вести наблюдения
без непосредственного участия экипажа. Сюжеты таких передач
выбираются до полета, и заранее для них подготавливается аппа¬
ратура. Еще на этапе наземной подготовки аппарата камеры на¬
водятся на те районы отсеков, из которых должна будет вестись
передача, и устанавливаются светильники, обеспечивающие за¬
данную освещенность объектов наблюдения. Если эти работы
выполнены, то для осуществления передачи в полете достаточно
включить систему и светильники. Иногда стационарные камеры
устанавливают на поворотных кронштейнах с несколькими фик¬
сированными положениями, это позволяет передавать разные
сюжеты с помощью одной и той же камеры. Переносные камеры
космонавты применяют, как правило, в тех случаях, когда не
удается передать нужное изображение с помощью стационарных.
Специфической особенностью камер внутреннего обзора является
то, что они должны формировать высококачественный сигнал при
относительно небольшой освещенности в отсеках.
Наружные телекамеры используются, в основном, для наблю¬
дения внешних ориентиров и контроля за действиями космонавтов
при осуществлении выхода в открытое космическое пространство.
Эти камеры имеют герметичные корпусы. Кроме того, они осна¬
щаются сменными фильтрами для обеспечения работы трубок
в нормальном световом режиме, шторками для защиты от прямых
солнечных лучей. Управление указанными средствами произво¬
дится дистанционно по командам, выдаваемым с пультов космо¬
навтов или с Земли.
Отображение телевизионной информации на борту осуществ¬
ляется с помощью видеоконтрольных устройств. На их экранах
космонавты могут наблюдать изображение того, что передается
бортовыми камерами, поступает по радиолинии с Земли или вос¬
производится бортовым видеомагнитофоном.
Наличие видеомагнитофона позволяет записывать и много¬
кратно воспроизводить телевизионную информацию. В условиях
космического полета это качество особенно ценно. У космонавтов
появляется возможность просматривать получаемую с Земли ин¬
формацию в любое удобное для них время, а не только в зонах
видимости станций слежения. Кроме того, прежде чем передать
на Землю информацию, космонавты могут проконтролировать ее
качество и при необходимости произвести перезапись. Таким
образом обеспечивается рациональное использование радиоли¬
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
229
нии. Конечно, наличие видеомагнитофонов усложняет систему,
поэтому они устанавливаются далеко не на всех космических аппа¬
ратах. Сейчас их вводят только в состав оборудования долговре¬
менных орбитальных станций, поскольку для них предусматри¬
вается большой объем обмена телевизионной информацией
с Землей.
Для обеспечения связи с наземными станциями слежения в со¬
ставе системы имеются приемник, передатчик и антенно-фидерные
устройства.
В тракте, связывающем телевизионную систему с источниками
питания, устанавливается фильтр, который осуществляет подавле¬
ние электрических и радиопомех. Распределение питания между
отдельными приборами системы выполняется блоком коммутации
и управления. Этот же блок коммутирует цепи, передающие видео¬
сигналы, и синхронизирует работу всей аппаратуры.
11.3.	Система радиотелеметрии
Средства радиотелеметрии устанавливаются на борту косми¬
ческого аппарата с целью сбора и передачи на Землю информации
о значениях изменяющихся во времени физических величин,
характеризующих состояние служебных бортовых систем и науч¬
ной аппаратуры; результатах научных и прикладных эксперимен¬
тов; среде, окружающей аппарат; состоянии космонавтов. На
Земле эта информация используется для управления полетом,
в научных целях, для применения в хозяйственных организа¬
циях, а также для дальнейшего совершенствования космической
техники.
Бортовая радиотелеметрическая аппаратура выполняет сле¬
дующие функции: преобразует измеряемые физические величины
в электрические сигналы; осуществляет сбор измерений в общий
информационный канал; производит кодировку результатов изме¬
рений; записывает данные измерений в бортовых запоминающих
устройствах; формирует сигналы сообщений и передает их на
Землю.
На рис. 11.13 приведена структурная схема бортовой радио-
телеметрической подсистемы. Формирование электрических сигна¬
лов, содержащих информацию о значениях контролируемых пара¬
метров, осуществляется датчиками. Их на космическом аппарате
устанавливается много, обычно от нескольких сотен до нескольких
тысяч. Датчики измеряют линейные и угловые перемещения,
угловые скорости, перегрузки, механические напряжения, дав-

230
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 11.3. Схема бортовой телеметрической подсистемы:
Д — датчик; УС — устройство сбора информации; ГИ — генератор синхронизирующих
импульсов; ЭБ — эталонная батарея; КУ — кодирующее устройство; ВЗУ — запоми¬
нающее устройство временного хранения; ПЗУ — запоминающее устройство постоянного
хранения; ПРД — передатчик
ления, температуры, газовый состав атмосферы, уровень радиа¬
ции, электрическое напряжение, силу тока, параметры магнитного
поля и другие величины. По своему назначению датчики делятся
на две группы: контроля процессов и контроля событий. Датчики
первой группы позволяют получать информацию о том, как ме¬
няются контролируемые параметры во времени. Вторая группа
формирует информацию о наступлении некоторых ожидаемых
событий: отделение космического аппарата от ракеты-носителя,
раскрытие солнечных батарей, открытие и закрытие крышек
люков и т. п. Во многих бортовых системах используются датчики
обоих типов.Например, в системе электроснабжения устанавли¬
ваются и датчики, измеряющие напряжение на буферной батарее,
и датчики, сигнализирующие о достижении напряжением пре¬
дельно допустимых значений. В тех случаях, когда нужно кон¬
тролировать число однородных событий, например число попада¬
ний микрометеоритов, применяются так называемые счетные дат¬
чики. Выходные сигналы датчиков могут быть и дискретными.
В последнее время все большее распространение получают дат¬
чики с дискретным представлением информации. Их сигналы бо¬
лее удобны для обработки в бортовых цифровых вычислителях.
Для того чтобы привести измерительные сигналы к стандартному
виду, на выходе некоторых датчиков устанавливаются согласу¬
ющие устройства.

РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
23 I
Средства сбора
информации обеспе¬
чивают объединение
результатов измере¬
ний в общий инфор¬
мационный поток. В
связи с тем, что дат¬
чики рассредоточены
по всему космическо¬
му аппарату, сбор
обычно осуществляют
по двух- или трех¬
ступенчатой 3 схем:
(рис. 11.4). Такой способ позволяет существенно упростить кабель¬
ную сеть и за счет этого снизить массу бортовой части системы.
Все датчики разбивают по территориальному признаку на группы,
каждую из которых подключают к своему локальном^ коммута¬
тору. Этот коммутатор последовательно соединяет выходы датчи¬
ков со своим выходным информационным каналом, который свя¬
зан с центральным коммутатором (при двухступенчатой схеме),
или сначала с промежуточным коммутатором, а через него —
с центральным. Для удобства последующей обработки все комму¬
таторы, принадлежащие одной и той же ступени, — однотипные
с одинаковым количеством входов.
Сбор информации осуществляется следующим образом. В мо¬
мент включения системы все коммутаторы находятся в исходном
состоянии (положение «1»), После пуска центральный коммутатор
с заданной частотой (обычно десятки тысяч герц) последовательно
подключает свои входные цепи к выходному каналу. При этом
в выходном канале формируется прерывистый сигнал, который
представляет собой импульсную последовательность выходных
сигналов датчиков, подключенных к первым входам локальных
коммутаторов. По окончании первого цикла центрального комму¬
татора, все коммутаторы, непосредственно соединенные с его
входами (коммутаторы вторей ступени), переключают свои входы
из положения «1» в положение «2». Таким образом, при после-
Рис. 11.4. Схема сбора
информации:
ЦК — центральный комму¬
татор; ПК — промежуточ¬
ный коммутатор; ЛК — ло¬
кальный коммутатор

232
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
дующем цикле центрального коммутатора в выходном канале
образуется новая последовательность импульсов, содержащая
информацию от нового состава датчиков. Затем коммутаторы пере¬
ключаются в положение «3», «4», «5» и т. д. После того как комму¬
таторы второй ступени завершают свои первые циклы, начинают
переключаться коммутаторы третьей ступени. Они производят
одно переключение за время цикла промежуточных коммутаторов.
В описанной схеме сбора информация от всех датчиков появ¬
ляется в выходном канале после того, как коммутаторы низшей
ступени (в данном случае третьей) завершают свои первые циклы.
Частота опроса датчиков зависит от того, к какому комму¬
татору они подключены. Датчики, подключенные к коммутаторам
второй ступени, опрашиваются чаще, чем датчики третьей ступени.
Это обстоятельство учитывают при разработке электрических свя¬
зей. На вторую ступень выводят информацию о тех йараметрах,
которые могут меняться быстро: углы и угловые скорости аппа¬
рата, перегрузки, давление в камерах сгорания двигателей и т. п.
К локальным коммутаторам третьей ступени подключают датчики,
измеряющие медленно меняющиеся величины; температуру кон¬
струкции, давление в отсеках, газовый состав атмосферы.
В тех случаях, когда количество контролируемых параметров
оказывается слишком большим и сведения о них не удается со¬
брать в один поток при заданной частоте опроса, прибегают к ме¬
тоду поочередной передачи информации от разных групп датчиков.
Основанием для этого является то обстоятельство, что не вся борто¬
вая аппаратура работает одновременно и, следовательно, не вся
требует единовременного контроля. Это позволяет менять состав
контролируемых параметров в ходе полета, т. е. изменять схему
сбора информации в зависимости от состава включенной аппара¬
туры. На практике используются два способа оперативного изме¬
нения схемы сбора. Один из них предусматривает замену локаль¬
ных коммутаторов вместе с постоянно подключенными к ним дат¬
чиками; второй — смену датчиков на входе в локальные комму¬
таторы. В первом случае на борту космического аппарата устанав¬
ливается большее количество локальных коммутаторов, чем число
информационных входов для них, и при смене режимов работы
бортовых систем производится переключение с одной совокуп¬
ности коммутаторов на другую. Во втором случае датчиков уста¬
навливается больше, чем суммарное число входов локальных ком¬
мутаторов, и переключаются выходные каналы датчиков.
Заметим, что не все входные каналы коммутаторов исполь¬
зуются по прямому назначению. Ряд их отводится для передачи
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
233
вспомогательных сведений, облегчающих расшифровку информа¬
ции на Земле. По этим каналам передаются, например сигналы,
указывающие номера локальных коммутаторов, сигналы начала
или окончания циклов и сигналы, пропорциональные напряже¬
ниям эталонных батарей.
Из центрального коммутатора дискретный информационный
сигнал поступает в кодирующее устройство. Здесь выполняются
две операции. Вначале осуществляется квантование по уровню
и вырабатывается многоразрядный двоичный код, определяющий
амплитуду измерительного сигнала. Затем формируется модули¬
рующий сигнал, который несет информацию об этом коде. Упро¬
щенная схема формирования кода показана на рис. 11.5. Схема
работает циклически. В начале каждого цикла сигнал генератора
пилообразного напряжения через триггерное звено сбрасывает
показание счетчика на ноль и открывает его вход со стороны
генератора импульсов. В счетчике начинается подсчет импульсов.
Тот же сигнал генератора всеете с информационным сигналом ис
поступает в сравнивающее устройство. В момент, когда величина
пилообразного напряжения оказывается равной информацион¬
ному сигналу, триггер отключает вход счетчика от генератора
импульсов и до окончания цикла в нем сохраняется код, соответ¬
ствующий величине измерительного сигнала.
Существует довольно много способов формирования модули¬
рующих сигналов. Обычно они представляют собой последова¬
тельности одинаковых по длительности импульсов, которые в со¬
ответствии со значением кода промодулированы по амплитуде,
знаку, фазе. На рис. 11.6 показаны временные графики сигналов,
соответствующих кодовой комбинации 0101101 и разным методам
модуляции. Для того чтобы по таким сигналам можно было вос¬
становить первоначальный код, перед началом их формирования
кодирующее устройство вырабатывает опорный импульс, который
служит началом отсчета. Опорный и информационный моде¬
лирующие сигналы поступают в передатчик. Там они заполня¬
ются высокочастотными колебаниями и затем через фидерную
линию направляются к излучающей антенне.
С целью обеспечения привязки измерений к бортовому времени
в состав телеметрической подсистемы включают специальные дат¬
чики времени. Эти устройства формируют импульсы с заданной
дискретностью и направляют их в общий информационный канал.
Для регистрации результатов измерений на борту в подси¬
стеме имеются два типа запоминающих устройств: временного
И постоянного хранения. Они, в основном, используются для

234
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 11.5. Схема формирования кода:
ГИ — генератор импульсов; К — ключ; С — счетчик импульсов; СУ — сравнивающее
устройство; ТГ — триггер; ГПН — генератор пилообразного напряжения
того, чтобы записывать и сохранять информацию на тех участках
полета, где отсутствует связь с наземными станциями слежения.
Устройства временного хранения рассчитаны на многократное
применение. Записываемая в них информация периодически вос¬
производится в зонах видимости наземных средств. Устройства
постоянного хранения служат для однократной записи особо
важной информации, например о работе бортовых систем на
участке спуска. Эта информация доставляется на Землю вместе
со спускаемым аппаратом и обрабатывается после полета. По¬
скольку информативность современных телеметрических систем
очень высока, а объем памяти запоминающих устройств ограни¬
чен, на запись-обычно направляют сокращенный поток измере¬
ний. При этом пользуются одним из двух способов: либо умень¬
шают частоту опроса датчиков, либо, сохраняя ту же частоту
опроса, что и в режиме непосредственной передачи, записывают
только те результаты измерений, порядковые номера которых
кратны некоторому заранее выбранному числу. Запоминающие ус¬
тройства имеют свои шифраторы, преобразующие аналоговые сиг¬
налы в двоичный код. Запись производится на магнитные носители.
Совершенствование телеметрических систем сейчас идет, в основ¬
ном, по пути повышения их информативности. Очевидно, что
по мере усложнения космических аппаратов и расширения диапа¬
зона выполняемых исследований растут потребности в объеме
передаваемой на Землю информации. В то же время возможности
Рис. 11.6. Временные графики сигналов при кодово-импульсной модуляции:
а — амплитудная; б — знаковая; в — фазовая; ОИ — опорный импульс

РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
235
радиолиний уже практически полностью исчерпаны. Поэтому
задача увеличения информативности весьма сложна. Решать
ее можно двумя путями. Во-первых, можно предварительно
обрабатывать информацию на борту, чтобы передавать ее на
Землю в более компактном виде: например, не все значения изме¬
ряемых параметров, а только те, которые существенно отличаются
от предыдущих. Или передавать не сами параметры, а сведения
о функциях, которые с достаточной точностью описывают их по¬
ведение. Скажем, можно вычислить на борту коэффициенты поли¬
нома Ньютона, аппроксимирующего временную зависимость того
или иного параметра, и передать значения этих коэффициентов
и границы интервала времени, на котором данная аппроксимация
действительна. Существуют и другие способы уплотнения инфор¬
мации. Сейчас некоторые из них начинают применяться на прак¬
тике. Для их реализации в состав телеметрических систем вводятся
специальные вычислительные устройства с соответствующим ма¬
тематическим обеспечением.
Второе направление предполагает использование принци¬
пиально новых линий связи. Весьма перспективным в этом отно¬
шении является оптический диапазон электромагнитного излуче¬
ния, полоса частот которого на несколько порядков шире, чем у
радиодиапазона, поэтому по оптическим линиям можно будет пере¬
давать во много раз больше информации. В настоящее время ве¬
дутся работы над освоением этого диапазона, они связаны с ре¬
шением целого ряда сложных технических проблем и потребуют
еще немало времени.
11.4.	Система радиоуправления
В предыдущей главе говорилось, что выполнение программы
полета требует весьма сложного управления бортовыми системами.
Реализуется оно посредством командных воздействий на аппара¬
туру и путем ввода количественной информации в некоторые из
бортовых приборов. Функции по управлению обычно распреде¬
ляются между экипажем и наземным персоналом с таким расчетом,
чтобы максимально упростить работу космонавтов. С целью
обеспечения управления с Земли создаются специальные системы
радиоуправления.
Наземные средства систем формируют управляющую ин¬
формацию в виде многоразрядного двоичного кода, представля¬
ющего собой последовательность групп символов, расположенных
в определенном порядке: вначале располагаются символы, даю¬
236
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
щие разрешение на прием информации на борту; затем предста¬
вляющие номер команды или величину уставочного числа, обеспе¬
чивающие проверку на борту правильности принятой информа¬
ции; и наконец, разрешающие исполнение команды либо
запоминание уставочного числа. На рис. 11.7 показана одна из
возможных структур группы кода, предназначенной для выдачи
на борт одной команды. Для контроля правильности приема но¬
мера команды используется символ, позволяющий осуществить
так называемую проверку на четность. При этой проверке показа¬
телем правильности приема является четность суммарного числа
единиц, имеющихся в разрядах команды и контроля.
В соответствии с подготовленным кодом вырабатывается ин¬
формационный электрический сигнал, имеющий довольно слож¬
ную структуру. Он формируется с таким расчетом, чтобы обеспе¬
чить защиту борта от приема несанкционированных команд.
Каждому символу в сигнале отводится, как правило, стандартный
отрезок времени. Информация о значении символа и о том, что
с бортом ведется санкционированная связь, содержится в методах
модуляции, используемых на разных временных интервалах.
Обычно в качестве информационного параметра используют ча¬
стоту модуляции. В процессе передачи сигнала ее меняют в зави¬
симости от двух признаков: значения символа и порядкового но¬
мера символа в группе. На рис. 11.8 приведен пример того, как
может быть сформирован информационный модулирующий сигнал
в случае применения четырех частот: /1( /2, f3 и /4. В данном при¬
мере для передачи информации о значениях символов, имеющих
нечетные порядковые номера, используются только частоты Д
и /2, а для четных — только f3 и /4. При этом с помощью частот Д
и /3 передаются единицы, а /2 и ft — нули. После формирования
модулирующий сигнал заполняется высокочастотными колеба¬
ниями и направляется антенной в эфир.
Упрощенная схема бортовой подсистемы радиоуправления при¬
ведена на рис. 11.9. Переданный с Земли сигнал поступает в при¬
емник. Там он демодулируется, усиливается и затем направляется
в узкополосные фильтры, где претерпевает два вида преобра¬
зований. Во-первых, он делится по частотам. Каждый фильтр
настроен на свою частоту модуляции, поэтому в результате филь¬
трации из одного непрерывного сигнала переменной частоты
образуется несколько прерывистых одночастотных сигналов. Во-
вторых, выделенные фильтром сигналы преобразуются в импульсы
напряжения, длительность каждого из которых соответствует вре¬
мени непрерывной передачи модулирующего сигнала одной частоты.

Радиотехнические системы
237
Рис. 11.7. Структура
группы кода:
а — символы разрешения на
прием; б — символы номера
команды; в — символы кон¬
троля; г — символы испол¬
нения
Рис. 11.9. Схема подсистемы радиоуправления:
1 — антенно-фидерное устройство; 2 — приемник; 3 — блок фильтров; 4.5,6 — счет¬
чики; 7 — дешифратор; 3, 9 — коммутационные устройства; 10 — командная матрица;
11 — подмодулятор; 12 — передатчик; Pi ... Р„ — релейные элементы
Рис. 11.8. Структура мо¬
дулирующего сигнала:
а — форма модулирующих
сигналов; б — график смены
частот; Д/ — время передачи
символа

238
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Выходы фильтров связаны с дешифратором, где проводится
анализ правильности чередования импульсов, поступающих по
разным каналам. Тем самым контролируется соблюдение заданной
последовательности смены частот в исходном сигнале. В случае
нарушения установленной последовательности дешифратор
сбрасывает всю информацию, относящуюся к неверно сформиро¬
ванной группе, и ожидает поступления новой группы кода. Если
же ошибок нет, то по поступлении первых двух импульсов де¬
шифратор подготавливает цепи для приема команды. Затем осу¬
ществляется формирование схемы, которая обеспечивает испол¬
нение конкретной команды, зашифрованной в виде набора им¬
пульсов.
Рассмотрим один из способов того, как на основе полученной
с Земли информации, может производиться подготовка командной
матрицы к исполнению команды. Одно из коммутационных уст¬
ройств 8 подключает к питанию те шины, которые образуют
строки матрицы. Второе подает питание на шины столбцов.В каж¬
дом устройстве имеется свой набор релейных коммутаторов.
Схемы соединения этих коммутаторов обычно выбираются такими,
чтобы, при передаче номера команды можно было обойтись мини¬
мальным количеством символов. Перед началом приема информа¬
ции все коммутаторы находятся в строго определенном исходном
состоянии. Затем по сигналам дешифратора они начинают пере¬
ключаться. Допустим, вначале дешифратор управляет коммута¬
ционным устройством 8 и формирует управляющее воздействие
на реле Pj в соответствии со значением первого символа команды,
на Р2 и Р3 — в соответствии со значением второго символа,
а на Р4, РБ, Р6 и Р7 — в соответствии со значением третьего
символа. Если символ имеет значение 1, дешифратор подает пита¬
ние на обмотки соответствующих реле и их контакты переклю¬
чаются, а в случае нулевого значения символа обмотки не за¬
питываются и контакты остаются в исходном положении. Исполь¬
зуя такую логику управления и показанную на рис. 11.9 схему
соединения реле, можно с помощью первых трех символов осу¬
ществить выбор любой из восьми строк. Скажем, сочетанию ООО
соответствует верхняя строка; 001 — вторая сверху и т1. д. Ана¬
логично с помощью следующих трех импульсов можно выбрать
любой из восьми столбцов матрицы. Таким образом, применение
различных комбинаций из шести символов позволяет осущест¬
влять подготовку цепей для исполнения 64 команд. Если этого
количества недостаточно, то увеличивают объем матрицы, уста¬
навливают дополнительные группы реле в коммутационные уст¬
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
239
ройства и, соответственно, вводят дополнительные символы
в группы информационного кода. Заметим, что с увеличением
числа символов в группе кода на единицу, возможности по коли¬
честву передаваемых команд удваиваются.
После того как указанные в группе кода строка и столбец
выбраны, одна из шин матрицы оказывается подключенной к ис¬
точнику питания, а вторая отключена (реле Р15 разомкнуто). Сле¬
дующей операцией, которую выполняет система, является контроль
правильности приема командной информации, который может осу¬
ществляться как бортовыми, так и наземными средствами. Выбор
режима контроля производится на Земле. Информация о выбран¬
ном режиме передается бортовой подсистеме с помощью символов
группы кода, которые дают разрешение на прием команды.
На борту задачу контроля решает дешифратор. Он осуще¬
ствляет проверку принятой с Земли комбинации символов по
заранее заложенному алгоритму, например проверку на четность.
Если результат проверки положительный, то дешифратор форми¬
рует сигнал исполнения (подает питание на обмотку реле Р15).
При появлении такого сигнала его контакты замыкаются, обе
шины матрицы оказываются под напряжением и команда испол¬
няется. В случае отрицательного результата проверки дешифратор
переводит все реле коммутационных устройств в исходное состо¬
яние и сигнал исполнения не вырабатывается.
Наземные средства выполняют более полный контроль. Они
целиком проверяют тот набор символов, который поступил на
борт. Для этого в бортовой подсистеме имеются специальные
средства сбора и передачи информации, работающие следующим
образом. Из блока фильтров выходные импульсы напряжения
поступают в подмодулятор. Там они претерпевают преобразова¬
ния, обратные тем, которые выполняет блок фильтров, т. е. снова
заполняются модулирующими колебаниями и объединяются
в один многочастотный сигнал. В передатчике он заполняется
высокочастотными несущими колебаниями. На Земле произво¬
дится проверка соответствия исходного и полученного с борта
сигналов. Если шифр команды на борту принят правильно, назем¬
ные средства посылают символ исполнения, после получения
которого дешифратор запитывает реле Р15. Если символ испол¬
нения в заданное время не поступил, то дешифратор обеспечивает
сброс набранной схемы.
Ввод количественной информации осуществляется в два этапа.
Вначале на борт посылается команда на подключение нужного
счетчика к выходу блока фильтров. Затем туда передается группа
240
техника космических полетов
кода, определяющая величину уставки. В этой группе не содер¬
жится символов, разрешающих работу дешифратора, поэтому
в него информация не поступает. Проверка заложенной в счетчик
уставки производится наземными средствами аналогично тому,
как это делается для функциональных команд.
11.5. Аппаратура радиоизмерений
параметров движения
Решение многих задач полета требует получения точной ин¬
формации о параметрах движения космического аппарата. Она
используется для определения пространственного положения ап¬
парата во время выполнения научных экспериментов, расчета
маневров и спуска, прогнозирования движения аппарата, наведе¬
ния на аппарат наземных антенн и многих других целей. На
Земле указанную информацию получают следующим образом.
Вначале радиолокационные средства станций слежения произ¬
водят многократные измерения расстояния до аппарата, радиаль¬
ной скорости и углов, характеризующих направление на него.
Затем результаты измерений вместе с данными о времени их вы¬
полнения передаются в вычислительный комплекс Баллистиче¬
ского центра. Там на основе полученных сведений вычисляются
элементы орбиты и все необходимые параметры движения. Изме¬
рения параметров движения выполняются методами радиолокации
с активным ответом. Для этого на борту устанавливается еще один
вид радиотехнической аппаратуры — приемопередатчик сигналов
наземных радиолокаторов. Он производит усиление полученных
сигналов и переизлучает их на другой частоте.
Итак, в состав оборудования пилотируемых космических
аппаратов входят пять типов радиотехнических систем. В заклю¬
чение заметим, что совершенно не обязательно делать каждую
из этих систем автономной. В настоящее время существуют спо¬
собы объединения всех видов информации в один общий информа¬
ционный поток. Применение таких способов позволяет использо¬
вать для связи с аппаратом единые приемопередающие средства
и за счет этого существенно сократить количество бортовой и на¬
земной радиоаппаратуры.

Стыковочные
агрегаты
Стыковочные агрегаты предназначены для осуществления жесткой
механической связи между космическими аппаратами.
Если оба стыкуемых космических аппарата имеют отсеки,
в которых находятся экипажи и которые после стыковки должны
быть объединены либо сообщаться друг с другом, то в задачу
стыковочных агрегатов входит обеспечение герметичности соеди¬
нения стыкуемых поверхностей. Кроме того, часто целесообразно
объединить электрические цепи и гидравлические коммуникации
стыкуемых аппаратов. Эти функции также возлагаются на стыко¬
вочные агрегаты.
Стыковочными агрегатами оборудуются оба стыкуемых косми¬
ческих аппарата. Как правило, чтобы упростить конструкцию
и снизить суммарную массу двух участвующих в стыковке агрега¬
тов, на каждый из них возлагается только часть функций, чтобы
агрегаты дополняли друг друга, а не дублировали. Поэтому агре¬
гаты, установленные на разных космических аппаратах, обычно
разные по конструкции.
Но могут быть и такие задачи полета, при которых оба уча¬
ствующих в стыковке агрегата должны обладать одинаковыми
возможностями. Одна из таких задач, например, была поставлена
во время совместного советско-американского полета космических
кораблей «Союз» и «Аполлон». Для этого полета в СССР и США
были созданы андрогинные стыковочные агрегаты, любой из ко¬
торых мог выполнять все активные функции по стыковке. Даль¬
нейшего распространения андрогинные агрегаты пока не нашли в
связи с тем, что они сложнее в изготовлении и обладают большей
массой; чем агрегаты с распределенными функциями.
Стыковочные агрегаты начинают работать после осуществле¬
ния причаливания одного космического аппарата к другому.
Процесс стыковки всех известных агрегатов можно условно
разделить на три стадии:
амортизация соударения и образование первичной механиче¬
ской связи между космическими аппаратами;
19
Глава I

242
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
демпфирование относительных колебаний, взаимное выравни¬
вание КА и подтягивание их друг к другу стыковочными поверх¬
ностями;
образование вторичной механической связи и герметизация
стыка.
Если после стыковки между отсеками космических аппаратов
должно быть обеспечено сообщение, то на обоих аппаратах в гер¬
метизируемой области стыка устанавливаются переходные люки
с крышками. Стыковочные агрегаты частично могут размещаться
непосредственно на крышках переходных люков. Здесь, в частно¬
сти, могут быть установлены те элементы, которые участвуют
в образовании первичной механической связи. В этом случае после
герметизации стыка первичная механическая связь нарушается
и затем производится открытие крышек люков.
Стыковочные агрегаты с распределенными функциями обычно
строятся по схеме штырь — конус. Агрегат, выполняющий функ¬
ции штыря, имеет в своем составе подвижную штангу и средства
демпфирования относительных колебаний космических аппаратов.
Он обеспечивает подтягивание стыковочных шпангоутов друг
к другу и поэтому называется активным. В отличие от него второй
агрегат, в составе которого имеется приемный конус, называется
пассивным.
На рис. 12.1 схематично показаны взаимные положения актив¬
ного и пассивного агрегатов космических кораблей «Союз» на
разных стадиях стыковки и образования внутреннего перехода.
В результате управления сближением СУД обеспечивает попада¬
ние штанги активного агрегата в приемный конус. Если в момент
причаливания погрешности взаимной ориентации кораблей отсут¬
ствуют, то головка штанги сразу попадает в гнездо приемного
конуса, расположенное у его вершины. На головке под углом 90°
друг к другу установлены четыре защелки. При входе в гнездо
они разворачиваются так, что не препятствуют движению штанги
вперед, а после того, как головка продвигается за упоры, вновь
раскрываются и обеспечивают первичную механическую связь
(рис. 12.2). Если корабли сориентированы не точно,<головка
штанги вначале касается боковой поверхности конуса. Такое
касание регистрируется специальными датчиками и по их сигна¬
лам на одном из кораблей включаются реактивные двигатели для
продолжения сближения. В процессе дальнейшего сближения
головка скользит по поверхности конуса и в конечном счете по¬
падает в гнездо, где так же, как и в первом случае, образуется
механическая связь.

СТЫКОВОЧНЫЕ АГРЕГАТЫ
243
На внутренней поверхности гнезда для каждой защелки
имеется специально спрофилированный паз, ширина которого
уменьшается по мере приближения к упору. После образования
первичной механической связи штанга начинает втягиваться
в корпус активного стыковочного агрегата. При этом ее головка
приближается к входному отверстию гнезда, защелки скользят
по направляющим скосам пазов и за счет этого скольжения ко¬
рабли разворачиваются, занимая исходное для стыковки поло¬
жение относительно своих продольных осей. После того как за¬
щелки ложатся на упоры, начинается стягивание стыковочных
шпангоутов.
Одновременно с втягиванием штанги с помощью специального
механизма раздвигаются установленные на штанге рычаги вы¬
равнивания. Они упираются в боковую поверхность приемного
конуса и обеспечивают совмещение продольных осей кораблей.
Таким образом, по мере сближения стыковочных шпангоутов
производится их взаимное выравнивание по всем трем угловым
координатам.
Для того чтобы самортизировать начальное соударение агре¬
гатов и поглотить его энергию, а также энергию тех линейных
и угловых относительных перемещений, которые вызываются
наличием начальных возмущений, штанга оборудована системой
амортизации (рис. 12.3). Каждый из амортизаторов имеет в своем
составе пружину и демпфер. Параметры амортизаторов и скорость
движения штанги выбраны такими, чтобы относительные колеба¬
ния кораблей затухали при безопасном расстоянии между сты¬
ковочными шпангоутами и не приводили к повреждению кон¬
струкции.
На заключительной стадии сближения шпангоутов произ¬
водится стыковка электро- и гидроразъемов агрегатов. Поскольку
точность совмещения разъемов должна быть высокой, шпангоуты
предварительно взаимно юстируются с помощью направля¬
ющих штырей (рис. 12.4). Стягивание шпангоутов за счет движе¬
ния штанги прекращается по сигналам датчиков закрытия стыка
в тот момент, когда происходит касание их стыковочных поверх¬
ностей. По тем же сигналам вырабатывается команда на закрытие
замков шпангоутов.
На каждом шпангоуте установлено восемь замков. Замок
имеет два крюка: активный и пассивный. При закрытии стыка
активные крюки располагаются напротив пассивных (рис. 12.5).
В исходном состоянии активные крюки находятся в положении
«Открыто», а пассивные «Закрыто». По сигналам датчиков закрытия

244
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 12.1. Взаимные положения стыковочных агрегатов на разных этапах
работы:
а — образование первичной механической связи; б — образование вторичной механиче
ской связи; в — нарушение первичной механической связи; г — открытие переходных
ЛЮК01
1 — приемный конус; 2 — штанга; 3 — гнездо; 4 — головка штанги; 5 — замок сты.
ковочного шпангоута; 6 — привод крышки люка; 7 — крышка люка; 8— рычаг вы
равнивания
Рис. 12.2. Схема первичной механической связи:
1 — головка штанги; 2 — упор гнезда; 3 — защелка; 4 — привод упоров; 5 — гнездо;
6 — пазы для защелок
Рис. 12.3. Схема амортизации штанги:
1 — шаровой шарнир; 2 — боковой амортизатор; 3 — центральный амортизатор
стыка активные крюки одного из агрегатов переводятся в поло-
жение «Закрыто». При этом они входят в зацепление с пассивными
крюками и за счет большого усилия обеспечивают плотное стяги¬
вание стыковочных шпангоутов. В процессе стягивания обжи¬
маются резиновые уплотнения и тем самым достигается герметич¬
ность внутренней полости, находящейся между двумя стыковоч¬
ными агрегатами. После того как величина деформации уплот¬
нения становится расчетной, срабатывают контактные датчики
СТЫКОВОЧНЫЕ АГРЕГАТЫ
245
герметизации стыка, и по их сигналам выключается привод актив¬
ных крюков. На этом процесс стыковки завершается. Второй
комплект крюков резервный.
Следующий этап работы стыковочных агрегатов связан с орга¬
низацией внутреннего перехода. Начинается он с наддува возду¬
хом внутренней полости стыка и проверки герметичности соедине¬
ния. Оба агрегата имеют необходимое для таких операций обору¬
дование. Затем нарушается первичная механическая связь между
агрегатами. Штанга активного агрегата продвигается вперед,
чтобы освободить защелки. После этого с помощью специального
привода защелки разворачиваются и уводятся из зоны зацепления.
Если их развернуть не удается, то разводятся в стороны упоры
гнезда. И наконец, штанга выводится из гнезда и убирается внутрь
корпуса агрегата.
После уборки штанги производится открытие переходных
люков. Крышки люков оснащены механизмами, которые обеспе¬
чивают открытие — закрытие крышек и их герметизацию
(рис. 12.6). Вначале вступает в действие механизм герметизации.
Привод 4 через редуктор поворачивает ведущий рычаг механизма
до тех пор, пока установленный на конце рычага ролик не скаты¬
вается с поверхности крышки. Все рычаги связаны между собой
системой тросов так, что могут поворачиваться только на одинако¬
вые углы. Поэтому одновременно с ведущим с крышки сойдут
и остальные рычаги. Открывается крышка с помощью поворот¬
ного механизма, который приводится в движение электродвига¬
телем с редуктором. Заметим, что современные механизмы упра¬
вления крышками обычно имеют как автоматические, так и руч¬
ные приводы. Последние используются в качестве резерв¬
ных.
Операции расстыковки выполняются в обратном порядке:
вначале закрываются крышки переходных люков. Затем с по¬
мощью механизмов герметизации каждая крышка прижимается
к корпусу стыковочного агрегата, после их герметизации произ¬
водится сброс воздуха из полости стыка. Эго делается для того,
чтобы уменьшить возмущения, возникающие при разделении
кораблей. И заключительной операцией расстыковки является
открытие активных крюков. После того как крюки открываются,
пружинные толкатели раздвигают стыковочные шпангоуты и
создают начальную скорость расхождения кораблей.
В случае неполадок расстыковка кораблей может осущест¬
вляться также с помощью пассивных крюков. До расстыковки
они всегда находятся в закрытом положении и удерживаются

246
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 12.4. Вид стыковочного шпангоута:
1 ■— герметизирующее уплотнение; 2 — датчик герметизации стыка; 3 — электроразъем-.
4 — замок стыковочного шпангоута; 5 — пружинный толкатель; 6 — датчик закрытия
стыка; 7 — гидроразъем (штуцер); 8 ~ направляющий штырь; 9 — гидроразъем (во¬
ронка); 10 — гнездо направляющего штыря
Рис. 12.5. Замок стыковочного шпангоута:
1 — пассивный крюк; 2 — активный крюк
Рис. 12.6. Схемы механиз¬
мов управления крышкой
люка:
1 — крышка люка; 2 — по¬
воротный рычаг; 3 — трос;
4 — привод герметизации
крышки; 5 — механизм по¬
ворота крышки; 6 — привод
открытия —закрытия крыш¬
ки
с помощью пирозамков. Если на пирозамки подаются электри¬
ческие сигналы, то их связь с крюками разрывается и крюки
с помощью пружин отбрасываются в положение «Открыто».
По схеме штырь — конус были выполнены и стыковочные устройства ко¬
рабля «Аполлон» (рис. 12.7). Здесь в отличие от корабля «Союз» приемный конус
имеет не гнездо, а центральное отверстие у вершины. Первичная механическая
связь образуется за счет того, что подпружиненные защелки головки штанги
проходят через отверстие конуса, а затем раскрываются. Штанга активного агре¬
гата установлена на корабле с помощью трех опорных балок и системы амортиза¬
торов. На ней имеются три рычага выравнивания. Втягивание штанги после об¬
разования механического захвата осуществляется пневмоприводом. Вторичная
связь обеспечивается двенадцатью захватами, установленными на стыковочном
шпангоуте.
Стыковочные агрегаты «Аполлона» не связаны конструктивно с крышками
люков и представляют собой съемные конструкции. Все операции по образова-

СТЫКОВОЧНЫЕ АГРЕГАТЫ
247
Рис. 12.7. Съемные стыковочные устройства корабля «Аполлон»:
а --- приемный конус; б — зонд-захват; / — приемное окно; 2 — опора; 3 — защелка;
4 — опорная балка; 5 — амортизатор; 6 — рычаг выравнивания
нию внутреннего перехода выполняются на этом корабле вручную. Космонавты
вначале снимают крышку люка отсека экипажа, затем демонтируют оба стыко¬
вочных агрегата и после этого открывают крышку люка лунной кабины. Соедине¬
ние разъемов электрических кабелей также выполняется вручную.
На корабле «Аполлон» предусмотрено два способа расстыковки. Если в даль¬
нейшем должна быть выполнена повторная стыковка, то перед расстыковкой кос¬
монавты заново устанавливают на свои места стыковочные агрегаты, открывают
вручную замки стыковочных шпангоутов и закрывают крышки переходных лю¬
ков. Расстыковка осуществляется путем дистанционного выведения защелок
из зацепления с конусом. Если повторная стыковка не планируется, то стыковоч¬
ные агрегаты не устанавливаются, а производится отделение всего стыковочного
шпангоута от отсека экипажа. Для этого в непосредственной близости от шпан¬
гоута установлен кольцевой пороховой заряд.
Стыковочные устройства с распределенными функциями обла¬
дают одним принципиальным недостатком. Они обеспечивают
стыковку только при взаимодействии разноименных агрегатов.
Иными словами, два стыкуемых космических аппарата должны
быть оборудованы обязательно разными по конструкции агрега¬
тами. Это накладывает ограничения на решение некоторых задач.
Например, значительно снижаются возможности проведения спа¬
сательных операций в космосе. Андрогинные устройства указан-,
ного недостатка лишены.
Рассмотрим работу андрогинного агрегата, разработанного
для совместного полета кораблей «Союз» и «Аполлон» (рис. 12.8).
В состав агрегата входят выдвижное кольцо и стыковочный шпан¬
гоут. На выдвижном кольце имеются три направляющих лепестка,
расположенных под углом 120° друг к другу. Лепестки наклонены
к оси симметрии кольца, имеют конические направляющие и обо¬
рудованы подпружиненными защелками. На корпусе агрегата

248
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 12.8. Схема андрогинного периферийного агрегата стыковки:
а — кольцо выдвинуто; б — кольцо втянуто; 1 — выдвижное кольцо; 2 — направля¬
ющий лепесток; 3 — защелка кольца; 4 — защелка корпуса; 5 — втягивающий привод
кольца; 6 — амортизатор; 7 — стыковочный шпангоут; 8 — замок стыковочного шпан¬
гоута; 9 — герметизирующее уплотнение; 10 — направляющий штырь; 11 — гнездо
направляющего штыря; 12 — пружинный толкатель
снаружи стыковочного шпангоута установлена вторая группа
защелок. Перед началом стыковки кольцо одного агрегата должно
быть выдвинуто вперед по отношению к шпангоуту, а кольцо
второго — втянуто и находиться с ним на одном уровне. Кроме
того, стыковочный агрегат одного из кораблей должен быть
развернут в плоскости стыковки относительно другого на 180°.
В процессе причаливания боковые поверхности лепестков сколь¬
зят одна относительно другой и обеспечивают окончательное
взаимное выравнивание кораблей вокруг оси стыковки и совмеще¬
ние осей стыковочных агрегатов. После выравнивания защелки
лепестков оказываются напротив защелок корпусов агрегатов.
Первичная механическая связь осуществляется при зацеплении
защелок кольца и корпуса (рис. 12.9 и 12.10).
Кольцо установлено на корпусе стыковочного агрегата на
амортизаторах и выдвигается при помощи их пружин, а втяги¬
вается с помощью электроприводов и системы тросов. Внутренний
диаметр кольца немного больше, чем наружный диаметр стыко¬
вочного шпангоута. После срабатывания защелок производится
втягивание кольца до совмещения шпангоута. В процессе втяги¬
вания происходит демпфирование взаимных колебаний кораблей.
На заключительном этапе так же, как в агрегатах типа щтырь —

СТЫКОВОЧНЫЕ АГРЕГАТЫ
249
Рис. 12.9. Защелки андрогинного аг¬
регата стыковки:
а — корпуса; б — кольца
Рис, 12.10. Взаимные положения защелок:
а — скольжение защелки кольца по защелке корпуса; б — зацепление защелок; в —
защелка кольца открыта; г — защелка корпуса открыта
конус, закрываются установленные на шпангоутах замки. Для
расстыковки кораблей вначале открываются защелки кольца или
корпуса, а затем в открытое положение переводятся крюки
замков.
Каждый стыковочный агрегат имеет в своем составе комплекс
сложных кинематических механизмов. Поскольку от успеха
стыковки, как правило, зависит выполнение всей программы
полета, к надежности работы этих механизмов обычно предъ¬
являются повышенные требования. Чтобы удовлетворить требо¬
ваниям надежности, многие элементы агрегатов дублируются,
в их состав вводятся средства автоматического контроля и диагно¬
стики состояния элементов, предусматриваются средства автомати¬
зированного управления процессами стыковки и расстыковки.
К стыковочном агрегатам предъявляются, кроме того, требова¬
ния обеспечения безопасности полета экипажа, возлагающие
на автоматику агрегатов ряд дополнительных функций. Напри¬
мер, команда на выравнивание давления между жилыми отсеками
и полостью стыка должна быть заблокирована до тех пор, пока
не завершится герметизация стыка. Необходимо предусмотреть
автоматический запрет расстыковки при открытых люках агрега¬
250
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
тов и т. д. В интересах обеспечения надежности и безопасности
в стыковочных агрегатах должны также иметься средства кон¬
троля работы механизмов и элементов автоматики как со стороны
экипажа, так и наземных служб управления полетом. Таким обра¬
зом, в составе стыковочного агрегата должны быть система дат¬
чиков и логически-управляющее устройство.
В заключение заметим, что по своим конструктивным харак¬
теристикам стыковочные агрегаты должны удовлетворять не
только тем требованиям, которые непосредственно связаны с вы¬
полнением стыковки и расстыковки. Следует учитывать, что после
осуществления стыковки должна быть обеспечена жесткость
соединения космических аппаратов. Для этого агрегаты должны
обладать и собственной жесткостью, и высоким сопротивлением
усталости. Они должны выдерживать те длительные знакопере¬
менные нагрузки, которые возникают при управлении движением
связки и действии разного рода динамических возмущений, на¬
пример при занятиях физкультурой. Кроме того, стыковочные
агрегаты должны быть выполнены с учетом массовых и габаритных
ограничений, а также с учетом максимальной простоты их изго¬
товления, испытаний и установки на космическом аппарате.

Комплекс средств
приземления
Основное назначение комплекса средств приземления состоит
в том, чтобы обеспечить посадку спускаемого аппарата одноразо¬
вого космического корабля либо многоразового корабля в целом
с заданными скоростью и угловым положением относительно
поверхности Земли при таких перегрузках, которые легко пере¬
носятся экипажем и не вызывают повреждения конструкции
и бортовой аппаратуры.
Весьма желательно, чтобы средства приземления позволяли
производить посадку в разных районах земного шара, при разных
погодных условиях, разном рельефе местности и на различный
грунт. Такая возможность может потребоваться для осуществле¬
ния экстренного спуска в аварийной ситуации.
В настоящее время существуют два способа обеспечения по¬
садки космических аппаратов. Для одноразовых кораблей, кото¬
рые пока наиболее широко используются, применяется вер¬
тикальная посадка со снижением на парашютах. Американский
многоразовый корабль «Шаттл» осуществляет посадку на аэродром
по самолетной схеме. В данном разделе будет рассмотрена работа
средств приземления, обеспечивающих вертикальную посадку.
Бескрылый аппарат на заключительном участке спуска дви¬
жется по наклонной траектории с медленно меняющейся ско¬
ростью, порядка 100...250 м/с. Для того чтобы посадка была без¬
опасной, нужно чтобы в момент касания грунта вертикальная
составляющая скорости была не более 6...9, а горизонтальная —
не более 10...15 м/с. В случае снижения на воду вертикальная
скорость допускается несколько большая, чем при посадке на
сушу. Однако, если для аппарата должна быть предусмотрена
и та, и другая возможность, то расчет допустимой скорости при¬
земления ведут применительно к твердой поверхности.
Из сопоставления значений исходной и требуемой конечной
скорости с очевидностью следует, что перед посадкой необходимо
производить торможение аппарата. Средства торможения могут
быть разными: парашютные системы, реактивные двигатели или,
скажем, вертолетные двигатели с винтами. С точки зрения удобства
iq
Глава |

252
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
компоновки и простоты исполнения наиболее подходящими яв¬
ляются парашютные системы и пороховые реактивные двигатели.
В массовом отношении на начальном этапе торможения выгоднее
применять парашютные системы. Но надо учитывать, что по мере
снижения конечной скорости потребная площадь купола, а вместе
с ней и масса парашюта быстро растут (рис. 13.1). Поэтому ис¬
пользовать такие системы для гашения скорости до малых значе¬
ний нецелесообразно. Заметим, что полностью затормозить аппа¬
рат с помощью парашютов принципиально невозможно.
Заключительное торможение удобно осуществлять с помощью
пороховых двигателей. Их масса не зависит от абсолютной ско¬
рости снижения, а зависит только от импульса скорости торможе¬
ния. Но пользоваться одними пороховыми двигателями на всем
участке приземления тоже невыгодно, так как в этом случае они
оказываются слишком большими и тяжелыми. Целесообразно при¬
менять комбинированные системы, в которых начинают торможе¬
ние парашюты, а завершают — пороховые двигатели.
На рис. 13.2 показано, как меняется масса комбинированной
системы, обеспечивающей полное торможение, в зависимости от
скорости, при которой заканчивается парашютирование и включа¬
ются двигатели. Графики построены применительно к компоно¬
вочной схеме корабля «Союз». Дело в том, что массы парашют¬
ной системы и пороховых двигателей зависят не только от их раз¬
меров, но и от способа размещения в аппарате, поскольку их
конструкция всегда разрабатывается с учетом конкретно отведен¬
ных габаритов, а также расположения тормозного устройства от¬
носительно элементов силовой схемы аппарата. Из приведенных
графиков следует, что для данной компоновочной схемы переход
Рис. 13.2. Графики изменения массы комбинированной системы приземле¬
ния т^с в зависимости от конечной скорости парашютирования Уп. к и массы
спускаемого аппарата /пса
Рис. 13.1. Графики изменения массы парашютной системы тп с в зависимости
от посадочной скорости Уп и массы спускаемого аппарата /пса

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
253
на работу пороховых двигателей, с точки зрения экономии массы,
выгоднее всего осуществлять при скорости снижения 12 ... 16 м/с.
Однако при таком порядке работы в случае незапуска пороховых
двигателей не будет обеспечена безопасность посадки. На практике
для того, чтобы создать комфортные условия приземления и од¬
новременно удовлетворить требованиям безопасности, обычно при¬
ходится идти на некоторый проигрыш в суммарной массе системы.
Так, на корабле «Союз» были установлены две парашютные систе¬
мы: основная и резервная. Каждая обеспечивала безопасную ско¬
рость снижения (5 ... 8 м/с). Пороховые двигатели были пред¬
назначены для снижения перегрузок, действующих на корпус
спускаемого аппарата в момент посадки. Они включались непо¬
средственно перед касанием земной поверхности и гасили скорость
до 2 ... 4 м/с.
Корабли «Аполлон» были оборудованы только парашютными
системами. Для них была предусмотрена посадка на воду и ско¬
рость снижения была выбрана такой, чтобы можно было обойтись
без пороховых двигателей.
Помимо торможения на комплекс средств приземления возла¬
гается ряд дополнительных функций. Во-первых, он должен обеспе¬
чить слив топлива из двигательной установки системы управления
спуском до того, как произойдет посадка. Это необходимо, чтобы
полностью исключить возможность контакта космонавтов и на¬
земного персонала с токсичными или пожароопасными компонен¬
тами. Средства комплекса должны заранее выровнять давление
между внутренней полостью аппарата и атмосферой, чтобы по¬
садка произошла при отсутствии перепада давления на стенках
аппарата. На участке парашютирования следует сбросить лобо¬
вую теплозащиту, чтобы освободить от экрана установленные на
днище пороховые двигатели. В случае посадки на воду средства
комплекса должны обеспечить такое положение аппарата на плаву,
при котором выходной люк находится выше водной поверхности.
Наконец, в составе комплекса должны быть световые радиомаяки,
которые обеспечивают быстрый поиск аппарата после приземле¬
ния как в дневных, так и в ночных условиях.
13.1.	Парашютные системы
Конструкцию парашютной системы выбирают исходя из требова¬
ний высокой надежности, минимальной массы и удобства размеще¬
ния в спускаемом аппарате. Расчеты показывают, что существен¬
ный выигрыш в массе можно получить, если торможение произво¬
254
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
дить в несколько этапов: вначала вводить в поток небольшой тор¬
мозной парашют, а затем по ступенчатой схеме осуществлять
наполнение воздухом купола основного парашюта. Именно этот
метод и нашел применение на практике. В состав системы включают
три типа парашютов: вытяжные для ввода в действие тормозных
парашютов, тормозные и основные со средствами рифления. Про¬
следим работу такого комплекса средств на примере основной па¬
рашютной системы корабля «Союз» (рис. 13.3).
Система имеет два вытяжных парашюта: один тормозной и один
основной. В сложенном состоянии вся система находится внутри
металлического контейнера, который расположен у боковой стенки
спускаемого аппарата сзади кресел космонавтов (см. рис. 2.2).
На высоте 9,6 км отделяется крышка парашютного контейнера,
к которой прикреплен чехол с двумя вытяжными парашютами.
Парашюты вводятся в поток, затем чехол снимается и оба купола
последовательно наполняются воздухом. Верхний рассчитан на
работу при относительно небольших скоростных напорах. Стропы
верхнего парашюта связаны через стренгу с куполом второго,
меньшего по площади, вытяжного парашюта. Если скоростной
напор оказывается большим, то стренга верхнего парашюта
обрывается и работает только нижний купол. Усилием вытяжных
парашютов в поток вводится тормозной парашют с площадью ку¬
пола 14 м2, который предназначен для гашения скорости до 90 м/с и
должен обеспечить безопасное раскрытие основного купола. Стропы
тормозного парашюта через стренгу прикреплены к корпусу
спускаемого аппарата и к камере купола основного парашюта.
После того как расчетное торможение завершено, на высоте около
7,5 км замки крепления стренги к спускаемому аппарату раскры¬
ваются и производится вытягивание камеры с основным парашю¬
том. Затем усилием тормозного парашюта камера с основного пара¬
шюта снимается и начинается наполнение воздухом и раскрытие
основного купола. Оно производится в два этапа. На первом рас¬
крывается только полюсная часть купола. Полному раскрытию
парашюта препятствует кольцевой рифовый шнур, установленный
вблизи нижней кромки. Через заданное время после предвари¬
тельного раскрытия шнур перерезается (рис. 13.4) и купол на¬
полняется полностью. Площадь основного купола составляет около
1000 м2.
Стропы основного парашюта крепятся к спускаемому аппарату
с помощью двух составных тросовых стренг. Демпфирование угло¬
вых колебаний во время переходных процессов осуществляется
о помощью реактивных двигателей системы управления спуском.

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
255
Рис. 13.3. Схема работы парашютной системы корабля «Союз»:
/ — ввод вытяжных парашютов; 2 — ввод тормозного парашюта; 3 — ввод зарифован-
ного основного парашюта; 4 — полное раскрытие парашюта; 5 — перецепка основного
парашюта; 6 — приземление, отделение стренг
Стренги парашюта имеют две группы узлов крепления к кор¬
пусу аппарата. Одни узлы находятся в верхней части парашют¬
ного контейнера. Они предназначены для крепления парашюта
на начальном этапе его работы. После достижения установив¬
шейся скорости замки этих узлов открываются и вступают в дей-

256
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ствие замки второй группы, которые обеспечивают симметричную
подвеску спускаемого аппарата относительно оси парашюта
и снижение его при горизонтальном расположении днища. После
касания земной поверхности открываются замки второй группы,
и основной парашют отделяется от спускаемого аппарата.
На случай отказа основной парашютной системы, например раз¬
рыва купола основного парашюта или перехлестывания купола
стропами, в спускаемом аппарате установлена еще одна —за¬
пасная — парашютная система. Она вступает в работу тогда, когда
скорость спуска на основной системе оказывается выше допусти¬
мой. В такой ситуации основной парашют отделяется от спускае¬
мого аппарата, открывается крышка второго парашютного кон¬
тейнера и в поток последовательно вводятся вытяжной и основной
парашюты запасной парашютной системы. Поскольку надежность
основной системы достаточно высока, спуск на запасном парашюте
маловероятен и для него допускают несколько большую скорость
приземления, чем в номинальных условиях. Это позволяет выигра-
рать в массе системы.
Контейнер запасной парашютной системы установлен у боковой
стенки спускаемого аппарата рядом с основным. Размещение кон¬
тейнеров выбрано таким, чтобы ввод парашютов в поток осущест¬
влялся сзади по полету аппарата в направлении, наиболее благо¬
приятном для нормального формирования куполов.
На корабле «Аполлон» парашютная система устроена несколько иначе.
В ее состав входят три основных парашюта, которые работают одновременно
(рис. 13.5). Каждый вводится в действие своим вытяжным парашютом, стренги
которых закреплены непосредственно за полюсные части основных куполов.
Основные парашюты имеют две ступени рифления и их куполы наполняются
воздухом в три этапа. В начале заполняется купол в объеме, ограниченном
двумя рифовыми шнурами. Затем один шнур перерезается и объем заполнения
Рис. 13.4. Средства раз¬
резания рифового шнура:
/ — стропа парашюта; 2 —
чека; 3 — полотно купола;
4 — пирорезак; 5 — рифо¬
вый шнур; 6 — вытяжной
шнур

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
257
Рис. 13.5. Схема парашютной системы корабля «Аполлон»:
1 — отделение верхнего теплозащитного экрана; 2 — ввод эарифованных тормозных
парашютов; 3 — полное раскрытие тормозных парашютов; 4 — ввод вытяжных парашю¬
тов; 5 — ввод эарифованных основных парашютов; 6 — снятие первой ступени ри¬
фовки; 7 — полное раскрытие основных парашютов; 8 — приводнение, отделение стренг
увеличивается до некоторого промежуточного значения. После этого перереза¬
ется второй рифовый шнур и купол наполняется полностью. Чтобы снизить
нагрузки на основные парашюты, перед вводом их в действие спускаемый аппарат
тормозится с помощью двух тормозных парашютов. После выполнения своих
функций они отделяются от аппарата. Парашютная система «Аполлон» допускает
отказ одного из основных куполов. При этом обеспечивается безопасная посадка,
но скорость в момент приводнения оказывается несколько выше номинальной.

258
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
13.2.	Средства обеспечения мягкой посадки
В состав комплекса средств приземления включают пороховые
двигатели, которые принято называть двигателями мягкой посадки.
В отличие от обычных пороховых двигателей, используемых, на¬
пример, в реактивных снарядах, к двигателям мягкой посадки
предъявляют ряд специфических требований, связанных с осо¬
быми условиями их применения. Начнем с того, что габариты
и конструкция корпуса двигателей должны выбираться с учетом
возможности их размещения и крепления в спускаемом аппарате.
Запуск должен надежно обеспечиваться после воздействия на них
перегрузок, действующих при выведении на орбиту и спуске;
пребывания двигателей в вакууме и в невесомости; воздействия
космической радиации. С другой стороны, двигатели не должны
самопроизвольно срабатывать ни от ударных перегрузок при
посадке, ни от нагрева корпуса, который может возникнуть на
участке спуска. От них требуется полная взрывобезопасность,
в том числе и в тех нерасчетных случаях, когда во время их ра¬
боты аппарат совершил посадку на воду или приземлился с боль¬
шими перегрузками. Если корпус двигателя попадает во внутрен¬
ний объем аппарата, то он должен быть герметичным.
На советских космических кораблях применялись двигатели
мягкой посадки двух типов. Первый разрабатывался для корабля
«Восход» и устанавливался на стренгах парашютной системы
(рис. 13.6). У этого двигателя было 4 сопла, расположенных под
углом 30° к оси корпуса. Такая конструкция обеспечивала отвод
выхлопных газов в сторону от спускаемого аппарата. В верхней
части корпуса двигателя размещались узлы крепления стренг,
а в нижней имелся узел крепления соединительного звена, через
которое двигатель был связан со спускаемым аппаратом
(рис. 13.7).
Второй тип двигателей предназначался для использования на
кораблях «Союз». Двигатели устанавливались на днище корпуса
аппарата под сбрасываемым теплозащитным экраном. Всего в
составе системы приземления имелось 4 двигателя. Все они имели
одинаковое устройство (рис. 13.8) и работали одновременно.
Двигатели мягкой посадки запускаются в непосредственной
близости от земной поверхности, чтобы после их работы аппарат
не сумел снова увеличить скорость снижения. Команды на за¬
пуск двигателей формируются с помощью высотомеров. На корабле
«Восход» для измерения высоты использовался механический вы¬
сотомер, выполненный в виде ленточного штыря (рис. 13.9). До

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
259
Рис. 13.6. Средства приземления корабля «Восход»:
1 — механический высотомер; 2 — двигатель мягкой посадки; 3 —‘парашютная система;
4 — спускаемый аппарат
Рис. 13.8. Схема двигателя мягкой посадки корабля «Союз»:
1 — корпус; 2 — пиропатрон; 3 — воспламенитель; 4 — решетка; 5 — пороховой
заряд; 6 — сопловый блок; 7 — вышибаемая заглушка; 8 — диафрагма
Рис. 13.9. Схема механического высотомера корабля «Восход»:
/ — сбрасываемая крышка; 2 — катушка; 3 — пирозамок; 4 — контактное устройство;
5 — корпус; 6 — ленточный штырь
Рис. 13.7. Схема подвески двигателя мягкой посадки на корабле «Восход»:
/ — пирозамок; 2 — стренги первого основного парашюта; 3 — стренги второго основ¬
ного парашюта; 4 — корпус двигателя; 5 — соединительное звено

260
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ввода в действие парашютов штырь был намотан на катушку и
закрыт теплозащитной крышкой. После наполнения основных ку¬
полов крышка сбрасывалась, катушка освобождалась от связи
с корпусом и штырь под действием упругих сил разворачивался.
В развернутом состоянии штырь принимал трубчатую форму и
поэтому был жестким. В момент касания штырем земной поверх¬
ности срабатывало контактное устройство, и по его сигналу за¬
мыкалась цепь запуска двигателя.
На корабле «Союз» высота измерялась гамма-лучевым высото¬
мером, в состав которого входили два основных элемента: излуча¬
тель и приемник гамма-лучей. Излучатель размещался в корпусе,
который направлял поток гамма-квантов вниз и одновременно
защищал от прямого излучения внутренний объем аппарата. При¬
емник регистрировал отраженный поток. Принцип работы прием¬
ника гамма-лучей в литературе достаточно хорошо описан. Основ¬
ными элементами этого прибора являются вещество, люминисциру-
ющее под действием гамма-квантов (сцинтиллятор), и фотоэлект¬
ронный умножитель. Гамма-кванты попадают в сцинтиллятор и
вызывают в нем световые вспышки. Фотоэлектронный умножитель
преобразует световые сигналы в электрические и направляет их
в усилитель, по выходному сигналу которого определяют плот¬
ность потока гамма-лучей. В системах приземления измеряется
поток, отраженный от земной поверхности. Его плотность зависит
от высоты передатчика и приемника. Следовательно, в данном
случае по выходному сигналу усилителя можно судить о высоте
спускаемого аппарата. На рис. 13.10 приведена упрощенная струк¬
турная схема гамма-лучевого высотомера. В нем, помимо назван¬
ных выше элементов, имеются задающее устройство, формирующее
напряжение, соответствующее заданной высоте включения двига¬
телей мягкой посадки, и логический блок, производящий сравне¬
ние этого напряжения с выходным сигналом усилителя. В момент,
когда сигналы становятся равными, блок формирует команду
на запуск двигателей.
Рис. 13.10. Структурная схема приемника гаммалучевого высотомера корабля
«Союз»:
1 — сцинтиллятор; 2 — фотоэлектронный умножитель; 3 — усилитель; 4 — логический
блок; 5 — задающее устройство

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
261
13.3.	Средства поддержания заданного
положения на плаву
Для того чтобы спускаемый аппарат занимал расчетное поло¬
жение относительно поверхности воды, нужно, чтобы он обладал
остойчивостью. Это можно обеспечить двумя способами: либо
соответствующим .размещением оборудования внутри аппарата,
либо, если такой способ неприемлем, посредством искусст¬
венного изменения конфигурации перед приводнением. К сожале¬
нию, первый способ реализовать далеко не всегда удается. Дело
в том, что требование остойчивости, как правило, вступает в про¬
тиворечие с требованиями обеспечения заданного положения аппа¬
рата в потоке воздуха при спуске и удобной внутренней компо¬
новки. По этим причинам практическое применение нашел второй
метод.
Спускаемый аппарат корабля «Союз» занимал нужное положе¬
ние на плаву в том случае, если контейнер основной парашютной
системы не заполнялся водой. Для того чтобы заполнение пред¬
отвратить, в нижнюю часть контейнера укладывалась мягкая
емкость, которая после ввода в действие основного парашюта над¬
дувалась газом и заполняла весь внутренний объем контейнера.
Спускаемый аппарат корабля «Аполлон» имел два устойчивых
положения на воде: одно — выходным люком вниз и второе —
расчетное, когда люк находился над водной поверхностью. Для
переворота в нужное положение использовались надувные бал¬
лоны, закрепленные в верхней его части (рис. 13.11). Они заполня¬
лись газом по команде с пульта космонавта.
Рис. 13.11. Схема приве¬
дения спускаемого аппа¬
рата корабля «Аполлон»
в расчетное положение на
плаву;
а — исходное нерасчетное
положение; б — наполнение
емкостей и начало перево¬
рота; в — конец переворо¬
та — расчетное положение;
1 — выходной люк; 2 — на¬
дувные емкости

262
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
13.4.	Средства амортизации удара
Для уменьшения ударных перегрузок, действующих на космо¬
навтов и внутреннее оборудование спускаемого аппарата в момент
посадки, используются специальные средства амортизации. Состав
их может быть различным. В некоторых случаях на борту уста¬
навливают средства, предназначенные для защиты от больших
перегрузок всего аппарата. Они размещаются на наружной по¬
верхности корпуса аппарата. В других случаях снижают пере¬
грузки только на отдельных элементах оборудования, например,
на креслах космонавтов. При такой защите амортизаторы обычно
входят в состав средств крепления оборудования. Наконец, при¬
меняются и комбинированные схемы, в которых присутствуют
как устройства амортизации аппарата в целом, так и средства
раздельной амортизации оборудования. Выбор конкретных спо¬
собов амортизации производят на основе анализа условий посадки,
Рис. 13.12. Схема аморти¬
затора кресла корабля
«Союз»:
1 — конический нож; 2 —
растягиваемые кольца; 3 —
опорный стакан; 4 — рама
с ложементом; 5 — непо¬
движная втулка; 6 — шток
Рис. 13.13. Схема аморти¬
зации корабля «Аполлон»:
1 — задняя внутренняя
стенка кабины; 2 — лобовой
теплозащитный экран; 3 —
амортизирующие сминаемые
ребра

КОМПЛЕКС СРЕДСТВ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
263
медицинских требований и эксплуатационных требований, предъяв¬
ляемых к бортовой аппаратуре. В настоящее время разработано
большое количество разных амортизаторов, отличающихся друг
от друга по назначению, принципу действия и размерам.
В состав амортизатора кресла корабля «Союз» (рис. 13.12)
входит неподвижный шток с напрессованными на него коническим
ножом и цилиндрической втулкой, на которую свободно надеты
металлические кольца, обладающие разными упругостями. На ко¬
льцо опирается подвижный стакан, к которому прикреплена рама
кресла. При ударе стакан с креслом под действием инерци¬
онных сил движется вниз. Кольца на ноже растягиваются и на
их деформацию затрачивается энергия удара. Чем больше пере¬
грузка, тем ниже опускается стакан и тем больше гасится энергия.
На рис. 13.13 показана схема системы внешней амортизации
спускаемого аппарата корабля «Аполлон». Система состоит из
четырех сминающихся ребер. Они установлены под теплозащитой
на той стороне аппарата, которая первой касается водной поверх¬
ности. Каждое ребро выполнено из склеенных между собой полос
гофрированного алюминия. На деформацию этих полос и затрачи¬
вается энергия удара.
13.5.	Управление средствами приземления
Главной особенностью процедуры призёмления является ее
необратимость. Все основные операции на заключительном уча¬
стке полета должны выполняться с первой попытки. Здесь недо¬
пустимы ни ошибки, ни запаздывания в формировании команд.
Поэтому управление средствами приземления, как правило, воз¬
лагают на автоматические устройства. Перечень задач, решаемых
такими устройствами, зависит от состава комплекса и от заданного
порядка функционирования его отдельных элементов.
Рассмотрим, как работала автоматика средств приземления на
корабле «Союз». На участке спуска барометрические датчики
измеряли давление за бортом аппарата. В тот момент, когда дав¬
ление достигало значения, соответствующего высоте 9,6 км, на
борту запускалось программно-временное устройство, которое
формировало команду на отстрел крышки контейнера основной
парашютной системы и ввод в действие вытяжных парашютов.
Через 16,5 с вырабатывалась команда на ввод основного парашюта.
На этом первая программа заканчивалась.
Согласно расчетным и экспериментальным данным к высоте
5,5 км основной парашют при условии нормального раскрытия
должен обеспечить установившееся снижение спускаемого аппа¬
264
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
рата. Чтобы проверить исправность этого парашюта, былУпреду-
смотрен контроль фактической скорости снижения. Он произво¬
дился в течение 50 с после пересечения границы 5,5 км. Если на
этапе контроля скорость превышала предельно допустимое значе¬
ние, то формировались команды на отделение основного парашюта
и спустя 4,5 с на ввод в действие запасной парашютной системы.
Если на протяжении 50 с скорость была расчетной, считалось,
что основной парашют исправен и дальнейшая проверка скорости
не производилась. Одновременно с началом контроля автоматика
формировала команду на открытие клапана, который обеспечивал
сообщение внутреннего объема аппарата с атмосферой.
Через 75 с после достижения высоты 5,5 км по команде програм¬
мно-временного устройства отделялся лобовой теплозащитный эк¬
ран. Отделение регистрировалось с помощью специальных контакт¬
ных датчиков. Только в том случае, если эти датчики срабатывали,
снималась блокировка на запуск двигателей мягкой посадки. В это
же время формировались команды на начало слива топлива из
баков системы управления спуском и на выпуск газа из баллонов,
предназначенных для наддува аварийно-спасательных скафандров.
На 78-й с программно-временное устройство вырабатывало
команду, по которой производилась перецепка парашюта на сим¬
метричную подвеску. Еще через 15 с выдавались команды на наддув
вытеснительной емкости, включение гамма-лучевого высотомера и
взведение системы амортизации кресел (опорные стаканы освобож¬
дались от связей, препятствующих их скольжению вдоль штоков).
Выключение автоматики системы приземления производилось
по сигналам ударных датчиков, которые регистрировали посадку
аппарата. По тем же сигналам снималась блокировка на отстрел
стренг парашюта.
Таким образом, в состав комплекса средств приземления ко¬
рабля «Союз» входили датчики барометрического давления, изме¬
рители скорости снижения, высотомеры, датчики отделения тепло¬
защитного экрана, ударные датчики, устройство логической обра¬
ботки сигналов и программно-временное устройство.
Логика управления на других космических аппаратах несколь¬
ко отличается от описанной выше, но методы и последовательность
выполнения основных операций сохраняются теми же. Поэтому и
состав функциональных звеньев на них, как правило, такой же,
как на корабле «Союз».
В заключение заметим, что для обеспечения высокой надеж¬
ности в контурах автоматического управления средствами при¬
земления обычно применяют трехкратное резервирование.

Научная
аппаратура
На пилотируемых космических аппаратах устанавливается, в основном, та на¬
учная аппаратура, которая требует для своей работы участия экипажа: ручные,
полуавтоматические и даже автоматические приборы, если для последних преду¬
смотрены ручные подготовительные операции, например, ручная перезарядка
или перенастройка.
14.1.	Астрофизическая аппаратура
Регистрация излучения космических источников осуществляется с помощью
телескопов. Устройство телескопа существенным образом зависит от того, в каком
диапазоне длин волн производятся измерения. Начнем рассмотрение с гамма-
диапазона. Работа гамма-телескопа основана на регистрации электронно-позитиро-
ванных пар, которые рождаются при попадании гамма-квантов в поглощающее
их вещество (например, свинец). На рис. 14.1 приведена схема гамма-телескопа,
установленного на орбитальной станции «Салют-6». Гамма-квант проходит без
взаимодействия через сцинтиляционные счетчики Сх и С2 и создает в свинцовом
конверторе электронно-позитронную пару. Электрон и позитрон вызывают сра¬
батывание сцинтилляционных счетчиков С8 и С4. При наличии их сигналов за¬
пускается генератор импульсного напряжения ГИНь и на электроды искровой
камеры ИК1, заполненной инертным газом, подается короткий высоковольтный
импульс. Под действием большой разности потенциалов происходит электриче¬
ский пробой газа вдоль траектории каждой частицы и появляются искры, которые
через систему зеркал фотографируются специальными аппаратами в двух взаимно
ортогональных направлениях. По следам электрона и позитоона восстанавлива¬
ется направление движения гамма-кванта. Счетчики Сх и С2 служат для того,
чтобы можно было выделить гамма-кванты на фоне заряженных частиц. Если эти
счетчики срабатывают, то запуск генератора импульсов не производится.
Вторая, многослойная, искровая камера ИКг и второй генератор импульс¬
ного напряжения служат для измерения энергии гамма-кванта. В пластинах
второй камеры, состоящих из вещества с большой атомной массой, под действием
компонентов пары возникает электронный ливень, число частиц в котором про¬
порционально энергии первичного гамма-кванта. Траектории частиц здесь фото¬
графируются так же, как и в ИК1- На выходе камеры ИКг установлен черенков-
ский счетчик. При работе с подобными телескопами задача экипажа сводится
к ориентированию космического аппарата для наведения телескопа на заданный
участок небесной сферы.
На рис. 14.2 приведена схема ультрафиолетового телескопа, установленного
на орбитальной станции «Салют-4» и предназначенного для спектрографирования
Солнца. Телескоп работал в диапазоне длин волн 87 ... 140 нм. Он имел плоское
следящее зеркало диаметром 270 мм и внеосевое параболическое зеркало диамет¬
ром 250 мм с фокусным расстоянием 2,5 м. С помощью этой пары зеркал изображе¬
ние заданного участка Солнца строилось на щели дифракционного ультрафиолете-
14
Глава |	|

266
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 14.1. Схема гамма-телескопа:
1 — конвертор; 2,3 — зеркала; 4 — черенковский счетчик; 5 — фотоаппарат; 6 — блок
управления
Рис. 14.2. Схема солнечного ультрафиолетового телескопа ОСТ-1:
/ — главное зеркало; 2 — дифракционная решетка; 3 — фотоэкспонометр; 4 — шлюзо¬
вая камера; 5 — фотоаппарат; б — дифракционная решетка; 7 — визирное устройство;
8 — кинокамера; 9 — фильтры; 10 — щель спектрографа; // — следящее зеркало;
12 — корпус телескопа
вого спектрографа. Две вогнутые дифракционные решетки спектрографа (1200
и 2400 штрихов на 1 мм) строили на фотопленке стигматический спектр с линейной
дисперсией 1,6 нм/мм и спектральным разрешением 0,04 нм. Свет, отраженный
от щели спектрографа, проходил через иллюминатор внутрь станции, пропускался
через На- фильтр и затем попадал в визирное устройство. Космонавты должны
были с помощью ручки управления следящей системы наводить на щель спектро¬
графа изображения интересующих деталей солнечной атмосферы и фотографиро¬
вать спектры. Отметим, что наиболее интересной задачей при работе с этим
телескопом являлось фотографирование спектров солнечных вспышек и в решении
этой задачи роль человека особо велика, поскольку появление вспышек наиболее
просто обнаруживается визуально.
Иное устройство имеют субмиллиметровые телескопы, предназначенные
для исследования промежуточной области между инфракрасной и радио (100 ...
... 1000 мкм). Особенность регистрации излучения в субмиллиметровом диапазоне
состоит в том, что для обеспечения требуемой чувствительности приемников их
необходимо охлаждать до очень низких температур (4 ... 5 К). В некоторых слу¬
чаях приходится охлаждать даже оптические элементы приборов. Поэтому в со¬
ставе субмиллиметрового телескопа должна быть система охлаждения. Кроме
того, для решения астрофизических задач требуется, чтобы такие телескопы имели
НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
267
относительно большую собирающую поверхность. На рис. 14.3 приведена схема
субмиллиметрового телескопа-радиометра БСТ-1, который был установлен на
орбитальной станции «Салют-6». Телескоп имеет двухзеркальный объектив си¬
стемы Кассегрена с главным параболическим зеркалом диаметром 1500 мм и
вторичным гиперболическим зеркалом диаметром 250 мм. Излучение источника,
находящегося на оси объектива, фокусируется в плоскости зеркального модуля¬
тора. С помощью этого модулятора производится сравнение излучения исследу¬
емого источника и соседней области и тем самым исключается влияние фона.
Если измеряется яркость фона, то излучение из области, которая находится в ок¬
рестности оси объектива, сравнивается с излучением эталонного источника — ка¬
либратора.
Проекционная система переносит изображение источника во входное окно
световода, размещенного внутри термостата. Перед входным окном установлен
диск со сменными интерференционными фильтрами, предназначенными для вы¬
деления различных участков спектра. По световоду излучение поступает в интегри¬
рующую камеру, на стенках которой размещаются охлаждаемые приемники —
фоторезисторы на основе германия, легированного бором, и антимонида индия
n-типа. Охлаждение телескопа осуществляется с помощью гелиевых холодильных
машин, работающих по обратному циклу Стирлинга. Оптическая система и си¬
стема охлаждения были установлены на двухстепенном опорно-поворотном уст¬
ройстве, размещенном в отсеке научной аппаратуры.
Для телескопа были предусмотрены четыре режима работы: автоматическое
слежение за видимыми источниками с помощью фотогидов; полуавтоматическое
наведение и удержание оси телескопа в заданном направлении с помощью ручки
управления и оптического визира; комбинированное управление по сигналам от
ручки управления и от фотогидов; автоматическое сканирование заданной области
окружающего пространства по двум направлениям в диапазоне углов 2,5x2,5
градуса.
Телескоп использовался для проведения как астрофизических, так и аэро-
нсмических исследований. Экипаж должен был ориентировать нужным обра¬
зом станцию перед началом эксперимента, включать заданной режим работы
телескопа, при необходимости наводить вручную оптическую ось телескопа по
целеуказаниям с Земли,
контролировать регистрируе¬
мые сигналы и производить
настройку измерительных
каналов.
Наибольшими габарита¬
ми обладают радиотелескопы.
Размеры их в основном опре-
Рис. 14.3. Схема субмилли¬
метрового телескопа БСТ-1:
/ — вторичное гиперболическое
зеркало; 2 — главное парабо¬
лическое зеркало; 3 — зеркало
канала сравнения; 4 — калиб¬
ратор; 5 — модулятор; 6 —
контейнер системы охлаждения;
7 — интегрирующая камера с
приемниками излучения; 8 —
световод; 9 — проекционная
система; 10 — оптический визир

268
ТЕХНИКА. КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
деляются размерами антенн. Ученые
всегда стремятся к максимально воз¬
можному увеличению антенны, поско¬
льку чем больше ее диаметр, тем выше
разрешающая способность. Первый
советский радиотелескоп КРТ-10 с
антенной диаметром 10 м был установ¬
лен на орбитальной станции «Са¬
лют-6». С его помощью проводились
эксперименты по регистрации излу¬
чения космических источников.
Телескоп имел пять каналов измерения: четыре — в сантиметровом диапазоне длин
волн и один — в дециметровом. Принцип работы телескопа поясняется схемой,
приведенной на рис. 14.4. Внешнее радиоизлучение отражается полотном антенны
и поступает на вход облучателя. Принятый сигнал смешивается с сигналом борто¬
вого генератора, усиливается, проходит через детектор и интегрируется по вре¬
мени на заранее заданных небольших интервалах. Результаты интегрирования
в виде дискретной функции времени передаются на Землю. Телескоп был достав¬
лен на станцию грузовым кораблем. Космонавты осуществили его монтаж, а во
время проведения экспериментов производили ориентирование станции с целью
наведения оси телескопа на заданные объекты и управляли работой аппаратуры
регистрации.
Заканчивая беглое рассмотрение астрофизической аппаратуры, заметим, что
работа с ней обычно требует высокоточной ориентации оптической оси. На пило¬
тируемых аппаратах эта задача решается сложнее, чем на беспилотных, поскольку
любые перемещения космонавтов неизбежно влияют на динамику аппарата.
Указанное обстоятельство следует учитывать при проектировании технических
средств, обеспечивающих наведение телескопа на исследуемый источник, и при
разработке методик действия экипажа.
14.2.	Аппаратура для изучения Земли
Исследование Земли из космоса основано, главным образом, на анализе от¬
раженного и испускаемого наземными объектами электромагнитного излучения.
Аппаратура регистрации этого излучения делится на два класса: фотографическая
и нефотографическая (сканирующая). Первая предназначена для выполнения
съемок земной поверхности в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах спек¬
тра (0,36 ... 0,9 мкм), а нефотографическая—для всех диапазонов (от рентге¬
новского излучения до радиоволн). В настоящее время существует довольно многс
типов космических фотоаппаратов. Некоторые из них рассчитаны на покадровую
съемку относительно небольших территорий, другие — на панорамную. Последние
имеют очень широкое поле зрения, иногда оно охватывает Землю от горизонта
до горизонта. Есть фотоаппараты, предназначенные для маршрутной съемки
подстилающей поверхности. В тех случаях, когда требуется получить изобра
Рис. 14.4. Структурная схема радио¬
телескопа:
1 — зеркало; 2 — облучатель; 3 — гене¬
ратор; 4 — смеситель; 5 — усилитель
промежуточной частоты; 6 — детектор;
7 — интегратор; 8 — регистрирующее
устройство

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
269
жение в нескольких диапазонах длин волн, используются многозональные фото¬
аппараты.
Ко всем космическим фотоаппаратам предъявляется ряд специфических тре¬
бований, связанных с условиями их эксплуатации. Во-первых, нужно, чтобы
объективы обеспечивали максимально возможное разрешение. Это позволяет раз¬
местить заданное количество информации в минимальном по размеру кадре и
выиграть как в запасе пленки, так и в габаритах аппаратуры. Во-вторых, сдвиг
изображения в кадре, который неизбежно появляется за счет движения косми¬
ческого аппарата по орбите, должен быть минимальным. Во многих случаях для
выполнения этого требования приходится оснащать аппараты механизмами ком¬
пенсации сдвига, которые во время экспонирования удерживают ось объектива
в направлении на снимаемый объект, а после закрытия затвора разворачивают
аппарат в исходное положение для следующей съемки (рис. 14.5). Далее, для упро¬
щения дешифрирования снимков желательно, чтобы на пленке помимо основного
сюжета регистрировалась некоторая вспомогательная информация, например
номер кадра, координатные метки, фотометрический клин, время съемки и др.
Наконец, очевидно, что весь процесс съемки должен быть автоматизирован, а
подготовка и управление работой аппаратуры со стороны экипажа должны быть
максимально простыми.
Рассмотрим кратко устройство шестизонального фотоаппарата МКФ-6
(рис. 14.6), который был установлен на борту космического корабля «Союз-22».
Аппарат предназначался для выполнения покадровой и маршрутной съемки
в диапазоне длин волн от 0,48 до 0,84 мкм на пленку шириной 70 мм. Четыре
канала аппарата работали в видимом диапазоне спектра, а два — в инфракрас¬
ном. В состав аппарата входили камерная часть, шесть кассет, блок электроники
и пульт управления. В камерной части конструктивно объединено шесть отдель¬
ных съемочных камер. Каждая имела объектив, стол с осветительными приспособ¬
лениями для впечатывания вспомогательной информации и затвор. Затворы ка-
Рис. ,14.5. Схема фотографирования земной поверхности
Рис. 14.6. Фотоаппарат МКФ-6

270
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
мер приводились в дей'ствие централизованно от одного электродвигателя. Камер¬
ная часть через подшипники качения связана с несущей рамой, которая закреп¬
лена в корабле неподвижно. На корпусе камерной части установлен механизм
компенсации сдвига изображения. Он обеспечивал качание камер относительно
рамы со скоростью, задаваемой с пульта управления. Величина ее выбиралась
в зависимости от высоты полета корабля. Экспонирование производилось после
того, как скорость достигала заданного значения.
Сверху на камерной части устанавливались кассеты. Протяжка пленки
в кассетах осуществлялась электродвигателями, а количество экспонированной
пленки регистрировалось с помощью электромеханических датчиков. Сигналы
управления камерной частью и кассетами формировались в блоке электроники.
На пульте управления находились задающие устройства блока электроники и
индикаторы функционирования отдельных узлов аппарата. Космонавты могли
задавать с пульта управления режим съемки, время экспонирования, скорость
компенсации сдвига изображения, процентное значение перекрытия кадров
и подавать команды на начало съемки. После этого аппарат работал в автомати¬
ческом режиме по жестким циклограммам. При выполнении маршрутной съемки
выключение аппарата производилось также с пульта управления.
Во время полета «Союза-22» аппаратом МКФ-6 было сделано около 2500
шестизональных снимков (всего около 15 000 кадров). Результаты съемок оказа¬
лись высокими, поэтому в дальнейшем аналогичный аппарат был установлен
на орбитальной станции «Салют-6».
Основными достоинствами фотографических методов исследования являются
высокая информативность снимков, хорошая разрешающая способность и надеж¬
ность аппаратуры. Но эти методы имеют ряд принципиальных недостатков.
Главные из них состоят в том, что выполнение фотосъемок связано с расходами
бортовых запасов пленки и оперативная передача полученной информации на
Землю затруднительна. Весьма перспективным может оказаться использование
видиконовых телевизионных камер для трансляции на Землю оптических изобра¬
жений. Такие камеры не требуют расходуемых материалов, обладают очень высо¬
кой разрешающей способностью и позволяют передавать информацию практи¬
чески в реальном масштабе времени.
Регистрация излучения за пределами видимого диапазона осуществляется
в основном методами спектрометрии и радиометрии. Для того чтобы при исполь¬
зовании этих методов обеспечить достаточную разрешающую способность и одно¬
временно охватить большую территорию, производят сканирование земной по¬
верхности узким полем зрения прибора. Существует несколько способов скани¬
рования. С точки зрения обработки измерений предпочтительным является ска¬
нирование в плоскости, перпендикулярной направлению полета (рис. 14.7).
Устройство регистрирующей аппаратуры и тип приемников излучения выби¬
раются в зависимости от диапазона длин волн, в котором проводится исследова¬
ние. Например, для получения тепловой карты земной поверхности применяются
инфракрасные радиометры. Основными элементами этих приборов являются:
сканирующее зеркало с электромеханическим приводом; фокусирующая система;
дифракционная решетка либо призма для разделения поступающего потока и де¬
текторы. Химический состав детекторов разный для разных поддиапазонов излу¬
чения. Скажем, для поддиапазона 1,5 ... 2,5 мкм часто используют арсенид ин¬
дия, а 8 ... 12 мкм — смесь кадмия, ртути и теллура. С целью повышения разре¬
шающей способности радиометров детекторы охлаждаются до температуры
35 ... 70 К. Проверку фактических характеристик детекторов осуществляют
с помощью калибровочной системы, в состав которой входит эталонный источник
излучения.

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
271
Рис. 14.8. Схема спектро¬
метра с вращающимся
фильтром:
/—принимаемое излучение;
2 — сканирующее зеркало;
3 — эталонный источник
излучения; 4 — прерыва¬
тель; 5 — проекционная
система; 6 — детектор; 7 —
усилитель; 8 — фильтр; 9 —
первичное зеркало; 10 —
вторичное зеркало
Рис. 14.7. Схема скани¬
рования земной поверх¬
ности:
1 — сканированные полосы;
2 — привод; 3 — сканиру¬
ющее зеркало; 4 — первич¬
ное зеркало; 5 — детектор;
6 — вторичное зеркало; 7 —
сканируемая полоса
Исследование состава и динамики земной атмосферы осуществляется с помо¬
щью субмиллиметровых радиометров. Устроены они аналогично инфракрасным.
Основные отличия связаны с тем. что здесь применяются другие детекторы. Так,
для диапазона 60 ... 130 мкм применяют фоторезисторы на основе германия,
легированного бором, а в области длин волн, превышающих 300 мкм, — антимо¬
нид индия n-типа. Выше указывалось, что эти детекторы требуют для своей ра¬
боты более низких температур. Поэтому в состав субмиллиметровых радиометров
входят более сложные системы охлаждения. Иногда аэрономические и астро¬
номические исследования проводятся с помощью одних и тех же радиометров-
телескопов. В таких случаях радиометры имеют относительно большие первичные
зеркала и более сложные усилители сигналов, но суммарная масса аппаратуры
оказывается меньше, чем при использовании двух разных приборов.
Большой объем информации о состоянии земной поверхности содержится
в микроволновом излучении. По нему можно судить о границах снежного покрова,
распределении льда в океанах, температуре воды, влажности почвы и т. д. Интен¬
сивность излучения в микроволновом диапазоне ниже, чем в инфракрасном, но
использование этих длин волн имеет то преимущество, что позволяет производить
272
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
наблюдения через облачный покров. Регистрация микроволнового излучения осу¬
ществляется с помощью радиотелескопов.
Спектрометрические исследования проводят для того, чтобы определить
распределение интенсивности излучения по длинам волн. Решается эта задача
путем пространственного разделения составляющих излучения с помощью призм
и дифракционных решеток либо путем выделения отдельных компонентов излу¬
чения вращающимися фильтрами. Схема спектрометра с вращающимся фильтром
приведена на рис. 14.8. Прерыватель и эталонный источник излучения служат
для калибровки спектрометра.
При исследовании Земли и атмосферы задача экипажа космического аппарата
■состоит в том, чтобы визуально обнаруживать интересные для излучения объекты,
выбирать наиболее благоприятные условия для осуществления регистрации, про¬
изводить настройку аппаратуры и включать ее.
14.3.	Аппаратура для технологических
исследований
Основное внимание в областиукосмической технологии сейчас уделяется ра¬
ботам, связанным с получением либо новых материалов, либо материалов, обла¬
дающих улучшенными свойствами. В большинстве случаев такие работы предпо¬
лагают осуществление в условиях полета процессов плавления и кристаллизации.
Для реализации этих процессов создаются специальные печи. В отличие от ана¬
логичных наземных установок к космическим печам предъявляется ряд специфи¬
ческих требований. Они должны иметь минимальное потребление энергии при
заданной мощности, обладать повышенной безопасностью и быть удобными для
работы, иметь минимальные массу и габариты, в наименьшей степени излучать
тепло в объем космического аппарата. К настоящему времени разработано до¬
вольно большое количество печей, которые удовлетворяют указанным требова¬
ниям. На рис. 14.9 приведена схема универсальной электрической печи МА-010,
созданной в США для совместного полета кораблей «Союз» и «Аполлон». Печь
собрана в стальном цилиндрическом корпусе диаметром 100 и длиной 291 мм.
Функции рабочего объема выполняют три цилиндрические полости длиной 250
и диаметром 21,4 мм. В эти полости помещаются патроны с кварцевыми ампулами,
содержащими образцы исходных материалов (рис. 14,10). Каждая полость имеет
три температурные зоны: горячую длиной 50 мм, градиентную длиной 63 мм и зону
отвода тепла. Нагрев производится в горячей зоне с помощью электронагрева¬
теля. Равномерность температуры обеспечивается графитовым теплоуравнивате-
лем. Максимальная температура в этой зоне составляет 1150 °C. Заданное рас¬
пределение температуры по длине образцов в двух других зонах достигается за
счет внешних радиационных свойств патрона, а также путем подбора графитовых
и медных вкладышей, помещаемых внутрь него. Для уменьшения тепловых по¬
терь в печи установлено несколько тепловых экранов, пространство между кото¬
рыми вакуумируется. На этапе охлаждения, если нужно увеличить скорость сни¬
жения температуры, межэкранные полости заполняются гелием из специального
резервуара. Космонавты при работе с этой печью должны были устанавливать
патроны с образцами, задавать с пульта управления режимы нагрева и охлажде¬
ния, при необходимости управлять кранами подачи гелия.
На рис. 14.11 показан внешний вид электрической печи «Сплав», которая при¬
менялась на станции «Салют-6». Эта печь имеет аналогичное назначение, но обла¬
дает значительно большими возможностями по управлению тепловыми режимами,

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
273
Рис. 14.10. Схема патрона для печи МА-010:
1 — корпус; 2 — эона нагрева; 3 — градиентная эона; 4 — холодная зона; 5,8,9 —
ампулы с образцами; 6 — медный тепловой вкладыш; 7 — изоляция; 10 — графитовый
тепловой вкладыш
Рис. 14.11. Электрическая печь «Сплав»
Рис. 14.12. Схема уста¬
новки «Испаритель-80»:
1 — шестигранный поворот¬
ный барабан; 2 — образцы
подложек; 3 — шторка; 4 —
диафрагма; 5 — тигель; 6 —
катодный узел; 7 — высоко¬
вольтный блок; 8 — изоля¬
тор
Рис. 14.9. Схема печи МА-010:
1 — контейнеры для патронов; 2 — зона нагрева; 3 — градиентная зона; 4 — холодная
зона; 5 — теплоотводная стенка; 6 — радиаторы; 7 — нагреватель с теплоуравнителем

274
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
чем МА-010. Печь предназначена для работы в разгерметизированной шлюзовой
камере. В ее составе имеются термостат для сохранения постоянной температуры
холодных концов термопар и дисковый излучатель для сброса тепла в космическое
пространство.
В функции экипажа при работе со «Сплавом» помимо установки требуемого
теплового режима и смены экспериментальных образцов входило управление
процессом шлюзования.
Второе направление технологических исследований представляют работы,
связанные с нанесением покрытий на различные конструкционные материалы.
Результаты таких работ могут найти практическое применение, например,
при реставрации термостатирующих покрытий долговременных космических
аппаратов либо при восстановлении покрытий оптических элементов приборов.
Заметим, что в ходе полета станции «Салют-4» уже было выполнено повторное
напыление главного зеркала оптического телескопа. В широком плане экспери¬
менты по нанесению покрытий впервые были поставлены на орбитальной станции
«Салют-6». Для проведения экспериментов применялась установка «Испари-
тель-80» (рис. 14.12), основными элементами которой являются электронная
пушка, тигель с напыляемым материалом и шестигранный поворотный барабан,
на котором закрепляются 12 образцов подложек. Электронная пушка обеспечи¬
вает разогрев материала покрытия до температуры испарения. Стакан, в котором
закреплен тигель, имеет окно-диафрагму. Между стаканом и образцом установ¬
лена поворотная подпружиненная шторка с электромагнитным приводом. При
открытом положении шторки пары выходят через окно и осаждаются на поверх¬
ности образца. После ее закрытия доступ паров к образцу прекращается. Таким
образом, шторка, позволяет управлять продолжительностью экспонирования об¬
разца. В состав установки входят два одинаковых канала напыления, которые
работают поочередно. Тигли, образцы подложек на барабане и катодные узлы
является сменными. Установка предназначена для работы в разгерметизирован¬
ной шлюзовой камере. После разгерметизации камеры смена образцов подложек
выполняется путем поворота барабана электроприводом на 60°. Космонавты
при работе с «Испарителем-80» устанавливали заданные образцы и тигли, при
необходимости меняли катодные узлы, управляли шлюзовой камерой и дистан¬
ционно, подавая команды со специального пульта управления, производили об¬
работку закрепленных на барабане образцов.
Следующее направление технологических исследований охватывает работы
по изготовлению элементов конструкции в условиях космического полета. Ре¬
зультаты этих работ могут найти практическое применение при создании крупно¬
габаритных сооружений, например солнечных электростанций. Конструкция
подобных сооружений не будет нести больших силовых нагрузок, но должна об¬
ладать хорошей жесткостью. Она может быть выполнена из пористого материала,
и, чтобы сократить объем выводимого груза, ее целесообразно изготавливать
непосредственно на орбите. Первые эксперименты по получению элементов по¬
ристых конструкций были проведены на орбитальной станции «Салют-6». Экспе¬
рименты выполнялись на установке «Лотос», схема которой приведена на
рис. 14.13. В состав ее входят контейнер с исходными компонентами, соедини¬
тельные трубопроводы, клапан подачи, матрица и газопоглотитель. Контейнер
изготовлен из полиэтилена и имеет две полости, разделенные между собой мем¬
браной. В одной находится полиэфир, в другой — изоциант с водой. Верхняя часть
контейнера выполнена в виде гофрированного цилиндра который с помощью
резьбовой пары может сжиматься. При сжатии игла, закрепленная у верхнего
основания, прокалывает разделительную мембрану и начинается взаимодействие
компонентов, приводящее к процессу пенообразования. После открытия клапана
подачи вспененная масса через трубопроводы поступает в матрицу и заполняет

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
275
Рис. 14.13.. Схема установки «Лотос»:
/ — емкость с изоциантом и водой; 2 —
мембрана; 3 — емкость с полиэфиром;
4 — игла; 5 — газопоглотитель; 6 — ма¬
трица; 7 — трубопровод; 8 — клапан
ее. Стенки матрицы перфорированы,
чтобы обеспечить выход избыточного
газа. Между матрицей и корпусом ус¬
тановки размещен активированный
уголь, который выполняет функции
газопоглотителя. Установка «Лотос»
одноразовая. В программе эксперимен¬
тов, выполненных на станции, был
использован набор таких установок.
Космонавты при проведении экс¬
периментов производили вскрытие
мембраны, открывали клапаны подачи и после затвердевания массы извлекали
из матриц готовые изделия.
Программа технологических исследований включает в себя также отработку
методик и инструментов для проведения монтажно-демонтажных и ремонтно-
восстановительных работ на космических аппаратах. В рамках этих исследований
проводятся испытания широкого класса ручных инструментов, имеющих разные
назначение и устройство. Испытаниям подвергаются и те инструменты, которые
применяются в обычных земных условиях, и те, которые созданы специально
для космического полета. При выборе конкретного состава инструментов исходят
из того, что каждый из них должен быть удобным в использовании, безопасным
и обеспечивать выполнение работ при затрате относительно небольших усилий
со стороны космонавта. На рис. 14.14 показаны схемы нескольких инструментов,
на примере которых можно проследить, как практически выполняются названные
выше требования.
В отличие от своего наземного прототипа молоток (рис. 14.4, а) имеет полый
корпус, заполненный дробью. Такая конструкция позволяет уменьшить отскок
молотка при ударе и за счет этого повысить безопасность его применения. На ру¬
коятке имеются упоры, ограничивающие перемещение руки оператора, и ушко
для крепления карабина фала. Зубило, керн, пробойник и другие инструменты
ударного действия для повышения безопасности также оснащаются рукоятками
с упорами (рис. 14.4, б).
Для выполнения таких операций, как резка листового металла, перерезание
кабелей, трубопроводов, шлангов и т. д. на советских космических аппаратах
применяется рычажное приспособление (рис. 14.14, в, г, д) со сменными инстру¬
ментами (ножницы, кусачки, плоскогубцы и др.). Это приспособление позволяет
выполнять работы при малых усилиях на рукоятках.
При создании инструментов, предназначенных для выполнения работ, ко¬
торые требуют использования крутящих моментов (сверление, нарезание резьбы,
заворачивание гаек и др.) специалисты стремятся к тому, чтобы на корпус инстру¬
мента не передавалось больших моментов реакции. Этого удается достичь несколь¬
кими способами. О.пин из них реализован в электроприводе, изображенном на
рис. 14.14, е. Привод работает в импульсном режиме. Принцип его действия осно¬
ван на использовании кинетической энергии вращающейся массы. Вначале вну-

276
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 14.14. Ручной инструмент космонавта:
а — молоток; б — зубило; в — рычажное приспособление с ножницами; г — плоско¬
губцы; д — кусачки; е — малоииерционный привод; 1 — шпиндель; 2 — фиксатор;
3 — боек; 4 — муфта; 5 — электродвигатель; 6 — поворотный груз; 7 — ползун; ж —
световой паяльник; 1 — лампа; 2 — зеркало
три корпуса привода раскручивается маховик. Темп набора скорости выбирается
таким, чтобы реакция на корпусе была небольшой. Затем вращающийся маховик
подключается к инструменту и приводит его в движение. Момент реакции, дей¬
ствующий на инструмент со стороны обрабатываемой детали, затрачивается,
в основном, на торможение маховика и лишь в незначительной степени передается
корпусу привода. Чем больше этот момент, тем быстрее происходит торможение
и тем короче интервал времени, в течение которого выполняется полезная работа.
После торможения начинается очередной цикл: маховик вновь раскручивается,
снова подключается к инструменту и т. д. Рассмотрим, как реализован описанный
способ в схеме, приведенной на рис. 14.14, е. Электродвигатель привода через фрик¬
ционную коническую муфту передает вращение обойме, внутри которой раз¬
НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
277
мещены боек, ползун и поворотные грузы. По мере увеличения скорости вращения
поворотные грузы под действием центробежных сил разворачиваются относительно
оси крепления и, воздействуя на скосы фланца ползуна, перемещают последний
в сторону шпинделя. В процессе этого перемещения сжимается пружина, распо¬
ложенная между фланцем ползуна и бойком. Внутри ползуна установлен пово¬
ротный рычаг, который, с одной стороны, контактирует с кулачком шпинделя,
а с другой — с фиксатором бойка. При достижении заданной скорости вращения
рычаг отклоняется кулачком настолько, что снимает боек с фиксатора. Под дей¬
ствием пружины боек перемещается к шпинделю и входит с ним в зацепление.
В этот момент на сам шпиндель и на инструмент, установленный на нем, действует
ударная нагрузка. Момент реакции заставляет все вращающиеся элементы при¬
вода остановиться. После этого возвратной пружиной (на рисунке не показана)
схема приводится в исходное состояние. Ударные импульсы периодически пов¬
торяются до тех пор, пока включен электродвигатель.
На рис. 14.14, ж приведена схема светового паяльника. Отличительная осо¬
бенность этого прибора состоит в том, что при его работе высокая температура
реализуется только в районе фокуса оптической системы, который вынесен за
пределы корпуса. Сам корпус в процессе работы остается холодным. Это делает
паяльник безопасным в обращении. Кроме того, паяльник обладает тем преиму¬
ществом, что не требует времени на разогрев и охлаждение.
14.4.	Аппаратура для медико-биологических
исследований
Программы медицинских исследований предусматривают регистрацию пара¬
метров, характеризующих работу различных систем организма, выполнение экс¬
периментов по оценке умственной и физической работоспособности космонавтов,
проверку состояния органов зрения, слуха, вестибулярного аппарата, проведение
психологических тестов, а также сбор всевозможных проб (крови, слюны, мочи,
кала, выдыхаемого воздуха и т. д.) с целью их последующего биохимического
анализа в наземных условиях. Для выполнения этих работ используется большое
количество разнообразной по своему устройству аппаратуры. При ее разработке
исходят из того, что все виды обследований должны проводиться по простым
методикам и не требовать от космонавта специальных медицинских знаний.
Это значит, что аппаратура должна быть максимально простой и удобной в
эксплуатации.
Рассмотрим, как выполняются названные требования на примере многофунк¬
циональной системы регистрации физиологических параметров, разработанной
для орбитальных станций типа «Салют». Система предназначена для регистрации
большого числа параметров: электрокардиограммы; кинетокардиограммы; пнев¬
мограммы; пульсовых колебаний сонной, лучевой и бедренной артерий; артери¬
ального давления; электроэнцефалограммы; электроокулограммы; плетиэмограм-
мы голени; легочной вентиляции; температуры тела.
В состав системы входят набор датчиков, усилительно-преобразующие уст¬
ройства, пульты контроля и управления, магнитный регистратор. Все датчики
системы оснащены такими средствами фиксации, которые обеспечивают их быструю
установку на заданных участках тела. Так, датчики для регистрации электро¬
кардиограммы, кинетокардиограммы и пневмограммы заранее монтируются на
индивидуально изготавливаемых поясах (рис. 14.15). Датчики съема электро¬
энцефалограммы смонтированы на специальной шапочке (рис. 14.16). Датчик
пульсовых колебаний сонной артерии (сфигмограммы) закреплен на раздвижном

278
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 14.15. Пояс с медицинскими датчиками:
1 — застежки; 2 — бретель; 3 — эластичные лямки; 4, 7, 9 - электроды регистрации
кардиограммы в отведении DS‘, 5 — датчик кинетокардиограммы; 6 — электроразъем;
8 — датчик регистрации пневмограммы; 10 — электрод с нулевым потенциалом
Рис. 14.16. Шапочка с датчиками электроэнцефалограммы:
1 — маска; 2 — датчики; 3 — электроразъем
Рис. 14.17. Раздвижной шейный держатель с датчиком сфигмограммы:
/ — датчик; 2 — держатель; 3 — кабель с электроразъемом
Рис. 14.18. Маска с датчиком легочной вентиляции:
1 — выходной клапан; 2 — индукционный датчик; 3 — входной клапан; 4 — фикси¬
рующий ремень; 5 — маска; 6 — электроразъем

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
279
Рис. 14.18. Контрольный пульт для медицинских исследований
шейном держателе (рис. 14.17). Датчик легочной вентиляции размещен в маске
(рис. 14.18). Фиксация датчиков на конечностях испытуемого осуществляется
с помощью'эластичных манжет с застежками из «ворсовых молний».
С помощью электронно-лучевого осциллоскопа и индикаторов контрольного
пульта космонавт может визуально проверить качество сигналов датчиков и тем
самым проконтролировать их исправность и правильность установки. Осцилло¬
скоп позволяет следить за формой сигнала, а индикаторы пульта — за амплиту¬
дой. Для проверки любого датчика нужно нажать соответствующую кнопку на
контрольном пульте (рис. 14.19). При нажатии кнопки загорается лампа, указы¬
вающая местоположения датчика. На центральном индикаторе появляется полоса,
длина которой соответствует амплитуде сигнала, а на осциллоскопе появляется
график изменения сигнала во времени.
Для того чтобы обеспечить автоматическое измерение артериального давле¬
ния, в состав системы введен пневмоблок, изменяющий по заданной циклограмме
давление в пережимной манжете.
Рассматриваемая система позволяет производить обследование космонавтов
по нескольким методикам. В каждой методике используется свой состав датчиков
и своя программа регистрации физиологических показателей. Выбор нужной
программы регистрации осуществляется с пульта управления, а ее реализация
обеспечивается работой автоматического коммутатора. Результаты измерений
передаются в ходе экспериментов на Землю либо записываются на бортовой маг¬
нитный регистратор. Космонавту для прохождения обследования достаточно вы¬
полнить относительно простые операции по установке и проверке датчиков, затем
включить заданную программу регистрации и вести себя в соответствии с методи¬
кой (находиться в состоянии покоя, выполнять физические упражнения, произ¬
водить задержки дыхания и т. д.). Анализ поступающей с борта информации про¬
водится наземными службами.
Задача биологических исследований состоит в изучении влияния факторов
полета на жизнь и развитие различных биологических объектов. Устройство аппа¬
ратуры для этих исследований зависит как от вида тест-объектов, так и от задач
экспериментов.
На борту космического аппарата биообъекты размещаются в контейнерах.
Среда обитания для них обычно выбирается нормальной, применительно к зем¬
ным условиям. Остальные условия, создаваемые в контейнерах, определяются
совокупностью тех факторов, влияние которых анализируется. Если, скажем,
нужно изучить эффект комплексного воздействия всех факторов полета, то уело-

280
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 14.20. Схема культивационного блока:
1 — распределительный клапан; 2 — клапаны подачи воды на полив; 3 — корпус; 4 —
светильники; 5 — вентилятор; 6 — вегетационные сосуды; 7 — емкость с водой; 8 —
клапан подачи воды в дозатор; 9 — дозатор
Рис. 14.21. Схема эмбриологического контейнера:
/ — ручка; 2 — шток; 3 — сетчатый цилиндр; 4 — корпус контейнера; 5 — поршень;
6 — крышка патрона; 7 — патрон с животными
вия обеспечиваются те же, что и в жилом отсеке. Когда должно быть исключено
влияние колебаний температуры, контейнер помещается в термостат. Если надо
исключить невесомость, контейнер устанавливается на бортовой центрифуге и т. д.
На рис. 14.20 изображена схема культивационного блока, предназначенного
для проведения экспериментов с высшими растениями. В нижней части блока за¬
креплены два вегетационных сосуда с субстратом. Перед началом эксперимента
в этих сосудах производится посев семян. В процессе эксперимента в субстрат
периодически в дозированных количествах подается вода для полива. Вода хра¬
нится в баке, имеющем жидкостную и газовую полости. Газовая полость соединена
с ручным насосом. Подача воды выполняется поэтапно. Вначале с помощью руч¬
ного насоса космонавт создает избыточное давление в полости бака. Затем он
открывает клапан подачи воды в дозатор и после его заполнения закрывает этот
клапан. Наконец, установив распределительный клапан в положение «Сосуд-1»
или «Сосуд-2», космонавт открывает клапан полива и вода под действием упругих
сил сильфона дозатора поступает в субстрат. После израсходования воды бак
может дозаправляться из бортовой системы водообеспечения. В верхней части
блока установлены светильники и вентилятор. Для контроля теплового режима
в блоке имеется пять температурных датчиков. Регистрация роста растений осу¬
ществляется с помощью специальной кинокамеры, которая приводится в действие
космонавтом после появления всходов и работает в автоматическом режиме по¬
кадровой съемки. Отдельные экземпляры растений на разных стадиях развития
обрабатываются биофиксатором и отправляются на Землю для лабораторного
анализа.
Иного вида устройства используются для исследования эмбрионального раз¬
вития водных животных. Схема одного из таких устройств приведена на рис. 14.21.
Основным элементом установки является заполненный водой контейнер. Сверху
контейнер закрыт пористой крышкой, которая не допускает проливания воды и
в то же время обеспечивает газообмен с окружающей средой. На крышке имеется
два гнезда, предназначенных для установки патронов с животными.Каждое гнездо
закрыто поршнем со штоком и рукояткой. При установке патрона его крышка

НАУЧНАЯ АППАРАТУРА
281
Рис. 14.22. Схемы термо¬
стата и вкладышей для
биологических исследо¬
ваний:
а — термостат: 1 — разъемы
системы измерений и элек¬
тропитания; 2 — тумблер
включения прибора; 3 —
отверстие для измерителя
температуры; 4 — кнопки
управления заслонками
вкладышей; 5 — отверстие
для доступа воздуха; 6 —
крышка; 7 — изоляция; 8 —
термоэлектрическая бата¬
рея; 9 — плата термочув¬
ствительных элементов; б —
вкладыши: 10 — помещение
для биообъектов; 11 — окно;
12 — емкость с питательным
субстратом
наворачивается на выступающий из поршня конец штока, а сам патрон крепится
к корпусу контейнера с помощью накидной гайки. Крышка и поршень имеют
небольшие перепускные отверстия. После того как патрон установлен, поршень
вместе с крышкой* опускается в крайнее нижнее положение и внутренние полости
патрона и контейнера объединяются. Пространство, в котором перемещается
поршень, ограничено сетчатым цилиндром. Таким образом, в процессе экспери¬
мента животные плавают в объединенном объеме сетчатого цилиндра и патрона.
Передвинув поршень в верхнее положение, животных можно снова собрать в гер¬
метичный патрон. После проведения эксперимента патрон снимается с контейнера
и соединяется с бачком, заполненным фиксирующей жидкостью. Животные об¬
рабатываются этой жидкостью и доставляются на Землю для лабораторного
анализа.
На рис. 14.22 показаны схемы приборов, предназначенных для изучения влия¬
ния факторов космического полета на наследственные изменения дрозофилы.
Эксперименты с дрозофилами рассчитаны на получение нескольких поколений
насекомых в условиях невесомости. Чтобы исключить влияние колебаний тем¬
пературы, эксперименты проводятся в термостатируемом контейнере. Принцип
действия этого контейнера основан на использовании эффекта Пельтье. В зависи¬
мости от температуры окружающей среды термоэлектрические батареи контейнера
работают либо в режиме охлаждения, либо в режиме нагрева. Рабочая камера
термостата изолирована от наружного корпуса пенопластом. Между боковыми
стенками камеры и корпуса установлены термоэлектрические батареи. Под дном
камеры расположена плата с термочувствительными элементами системы упра¬
вления температурой. Сама система управления размещена в нижней части
прибора. На передней панели контейнера закреплены электрические разъемы,
через которые осуществляется подача питания и выход сигналов датчиков на бор¬
товую систему измерений. Термостат имеет отверстие для входа воздуха. Сверху
эн закрывается крышкой.
Исследуемые насекомые размещаются во вкладышах, которые устанавлива¬
ется в контейнер в начале эксперимента и извлекаются после его окончания,
каждый вкладыш частично заполнен питательным субстратом и имеет свободный
эбъем. На боковых стенках вкладышей установлены окна с заслонками R ис¬
282	ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ходном состоянии насекомые находятся в одном из крайних вкладышей и все окна
закрыты. По истечении срока, равного средней продолжительности жизни дрозо¬
фил, космонавты с помощью кнопки, имеющейся на лицевой стенке контейнера,
открывают заслонки окон между обитаемым и соседним с ним вкладышами. На¬
секомые перелетают в новое помещение и содержатся там столько же времени,
сколько и в первом. Затем открываются окна в следующий вкладыш и т. д. По
окончании эксперимента все окна закрываются, вкладыши извлекаются из кон¬
тейнера и возвращаются на Землю.
Из приведенных выше примеров видно, что биологическая аппаратура может
иметь принципиально разное устройство. В то же время при ее разработке так
же, как при разработке всей научной аппаратуры, следует учитывать те же тре¬
бования по минимизации массы, габаритов, энергопотребления и по безопасности
применения, которые предъявляются к служебным системам космического ап¬
парата.

Этапы
создания ПКА
К разработке ПКА приступают после того, как определено его
назначение, т. е. определены главные задачи его полета. Если
создается типовой ПКА или ПКА многократного использования,
то должны быть заранее определены основные задачи, которые
предстоит решить в течение всего планируемого периода эксплу¬
атации такого ПКА.
Знание задач полета позволяет сформулировать исходные дан¬
ные для проектирования. К ним относятся состав служебных си¬
стем и научной аппаратуры, приближенные массовые и габаритные
характеристики элементов оборудования, энергопотребление, тре¬
бования к условиям эксплуатации, виды и объем передаваемой на
Землю информации. Из задач полета вытекают также требования
к орбите, точности ориентации, составу экипажа, длительности
полета. На основе этих сведений оценивают суммарную массу и га¬
бариты ПКА, определяют тип ракеты-носителя, которая может
осуществить доставку ПКА на орбиту.
Получив общее представление о будущем ПКА, проводят пред¬
варительный анализ того, какие из элементов конструкции и бор¬
тового оборудования должны разрабатываться заново, а какие
могут быть заимствованы у других космических аппаратов. После
такого анализа производится оценка объема, стоимости и продол¬
жительности предполагаемых работ. При этом учитывают не
только работы, связанные с созданием летного образца ПКА, но
и все исследовательские работы, которые необходимо выполнить
на этапе проектирования, все, что связано с наземной отработкой
и испытаниями ПКА, с обеспечением его пуска и полета. Обычно
для нового космического корабля требуется изготавливать боль¬
шое количество экспериментальных образцов приборов, систем,
агрегатов, элементов конструкции и всевозможных макетов с це¬
лью осуществления качественной наземной отработки. Необхо¬
димо создавать моделирующие стенды и тренажеры для подготовки
космонавтов, разрабатывать новые средства управления полетом.
На основе сопоставления ожидаемых результатов полета со
стоимостью и сложностью предстоящих работ принимается реше¬
Глава "|

284
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ние о целесообразности создания ПКА. В случае, если решение
принято положительное, приступают к организации работ. Пре¬
жде всего назначается основная организация по созданию ПКА,
определяется состав других участвующих организаций и раз¬
рабатывается единый план работ, предусматривающий все необ¬
ходимые этапы — от начала проектирования до пуска.
15.1.	Проектирование
На начальной стадии проектирования основная организация раз¬
рабатывает подробные технические задания на все вновь разраба¬
тываемые бортовые системы, оборудование и элементы конструк¬
ции. В технических заданиях указываются назначение системы,
узла или агрегата, технические характеристики, режимы работы,
условия эксплуатации, максимально допустимые масса и габариты,
размещение на ПКА, требования по надежности и безопасности,
а также состав документов, которые необходимо иметь к моменту
сдачи изделия. Документы должны содержать подробное описа¬
ние устройства изделия, чертежи, схемы, логику работы, харак¬
теристики, инструкции, определяющие порядок установки изде¬
лия на ПКА и подключения его к бортовой кабельной сети, мето¬
дики испытаний и правила эксплуатации. Технические задания
согласовываются с организациями-исполнителями, чтобы указан¬
ные в заданиях требования были выполнимыми.
В соответствии с техническими заданиями разрабатывается
проект будущего ПКА. Он является основой для создания всей
конструкторской, схемной и технологической документации и поэ¬
тому должен содержать подробные сведения о технических харак¬
теристиках ПКА и его элементов.
На этапе создания проекта выполняется большой объем теоре¬
тических и экспериментальных исследовательских работ, направ¬
ленных на решение проблемных вопросов проектирования. Та¬
кие работы бывают необходимы при выборе аэродинамической
формы и компоновочной схемы ПКА, при проведении баллисти¬
ческих, прочностных и тепловых расчетов. Они требуются для
выполнения сравнительного анализа различных конструктивных
схем и технологических процессов, для выбора конструкционных
материалов и теплозащитных покрытий. Специальные исследова¬
ния посвящают поиску принципов построения бортовых систем:
управления движением, обеспечения жизнедеятельности, электро¬
питания, двигательных установок и др. По результатам исследова¬
ний принимаются окончательные технические решения об устрой¬
ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
285
стве и режимах функционирования ПКА. Все эти решения и их
обоснование находят отражение в проекте. В нем окончательно
формулируется назначение ПКА, указываются его основные ха¬
рактеристики и приводятся сведения, необходимые для дальней¬
шей разработки.
Проект содержит описание баллистической схемы полета.
Здесь оговариваются условия старта ПКА, указываются параметры
орбиты выведения, виды маневров, время и способы их проведения,
способы осуществления спуска с орбиты, описываются условия
проведения исследований и способы ориентации, приводятся
сведения о затратах энергии на управление движением центра
масс и другие данные.
В проекте излагается также содержание программы полета,
в которой определены режим труда и отдыха экипажа и в хроноло¬
гической последовательности указаны все основные полетные опе¬
рации, в том числе управление движением ПКА и бортовыми си¬
стемами, выполнение исследований и экспериментов, проведение
проверочных и профилактических работ, осуществление связи
с центром управления полетом. Здесь же имеются сведения о том,
каким образом должна изменяться номинальная программа при
возникновении тех или иных нерасчетных ситуаций.
В материалах проекта имеется детальное описание компоно¬
вочной схемы ПКА, его геометрические и массовые характери¬
стики, сведения об изменении этих характеристик по этапам по¬
лета. На компоновочной схеме указывается размещение всех эле¬
ментов бортовых систем и оборудования. Приводится описание
конструкции с указанием используемых материалов.
Ряд разделов отводится для подробного описания бортовых
систем. В них указывается назначение системы, режимы работы,
алгоритмы управления, приборный состав, функциональные схемы
и точностные характеристики приборов, способы контроля и диаг¬
ностики, методы резервирования. Приводятся сведения о средствах
отображения информации экипажу, о средствах управления систе¬
мой со стороны экипажа и с Земли. В эти же разделы помещают
результаты моделирования работы систем в лабораторных усло¬
виях, подтверждающие правильность выбора схемы и технические
характеристики элементов.
В проекте рассматриваются также методы и средства сборки
ПКА, заправки, транспортировки, проведения испытаний, под¬
готовки к старту. Указывается стендовая база, перечень макетов
и опытных образцов, необходимых для проведения эксперимен¬
тальной отработки и подтверждения надежности.

286
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Кроме того, в проекте приводятся сведения о средствах под¬
готовки космонавтов и наземного персонала управления, о сис¬
теме управления полетом, о средствах, обеспечивающих поиск
ПКА после приземления и эвакуацию экипажа и ПКА из района
посадки.
По окончании проектирования приступают к конструированию
ПКА и наземного оборудования, разработке электрических
схем и созданию математического обеспечения бортовых вычисли¬
тельных машин, моделирующих комплексов и информационно¬
вычислительных средств Центра управления полетом. Одновре¬
менно осуществляют подготовку технологической документации
и оборудования для начала изготовления опытных образцов.
В это же время готовится стендовая база для проведения экспери¬
ментальных работ.
15.2.	Экспериментальная отработка
Программа экспериментальной отработки охватывает большой
объем разных по назначению исследований. На первом этапе про¬
водится экспериментальная проверка работоспособности отдель¬
ных приборов. Определяются их фактические передаточные
функции, точностные характеристики, ресурсы, прочность, взры-
во- и пожаробезопасность, нетоксичность, устойчивость к воз¬
можным изменениям температурных и других климатических усло¬
вий. Одновременно выполняются прочностные испытания элемен¬
тов конструкции. Если в процессе испытаний обнаруживаются
отклонения в работе аппаратуры или элементов конструкции от
заданных требований, то анализируются их причины, слабое звено
дорабатывается и направляется на повторные испытания.
После того как поэлементные проверки завершены, присту¬
пают к отработке всей конструкции и систем в сборе. Остановимся
кратко на некоторых видах такой отработки, наиболее характер¬
ных для космических аппаратов.
Начнем с того, что должна быть проверена прочность корпуса
со всеми силовыми элементами конструкции космического аппа¬
рата. Чтобы эту проверку осуществить проводят несколько видов
испытаний.
Во-первых, исследуют вибропрочность. С этой целью создают
специальный макет аппарата с реальными корпусом, узлами креп¬
ления и механизмами. Вместо штатных бортовых приборов в ма¬
кете обычно устанавливают их габаритно-массовые имитаторы.

ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
$87
Собранный макет закрепляется на гидродинамическом или элект¬
родинамическом вибростенде и подвергается воздействию синусо¬
идальных вынуждающих сил. Исследования проводятся примени¬
тельно к разным направлениям действия этих сил. Для измерения
параметров вибрации макет оснащается большим количеством
акселерометрических датчиков. По их показаниям определяют
амплитудно-частотные характеристики элементов конструкции,
резонансные частоты, коэффициенты передачи колебаний и лога¬
рифмические декременты затуханий. После проведения испытаний
осуществляется контроль состояния конструкции с целью вы¬
явления разрушений или недопустимых деформаций, проверяется
работа механизмов и герметичность отсеков. На основе результа¬
тов проверок делается вывод о вибропрочности.
Вторым видом проверок являются испытания на статическую
прочность. Корпус аппарата многократно подвергается стати¬
ческому действию осевых сил, крутящих и изгибающих моментов
в соответствии со всеми теми схемами нагружения, которые могут
быть реализованы на разных этапах наземной подготовки и полета
аппарата. Для проведения испытаний используется специальное
оборудование (рис. 15.1). Снаружи на корпусе устанавливаются
технологические кольца, крестовины, бандажи, силовые ленты
или накладываются брезентовые лямки. К каждому из этих при¬
способлений через тяги прикладываются постоянные заданные
усилия от силовозбудителей,
закрепленных на силовом полу,
силовой стене или силовом
стапеле. Если имитируется
полетная ситуация, то в газо¬
наполненных отсеках создается
избыточное давление.
Рис. 15.1. Схема системы нагружения
корпуса космического корабля при
испытаниях на статическую прочность:
1 силовой пол; 2 — снловозбудители;
3 — силовые тяги; 4 — лямки; 5 — кор¬
пус космического корабля; 6 — силовые
кольца; 7 — силовая лента; 8 — силовая
стена

288
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Цель статических испытаний состоит в том, чтобы определить
напряжения в конструкции и фактические запасы прочности.
Измерение напряжений и деформаций осуществляется с помощью
тензорезисторов и преобразователей перемещений. По окончании
этих испытаний так же, как после проверки вибропрочности, про¬
изводится анализ состояния конструкции и контролируется гер¬
метичность отсеков.
Заметим, что спускаемый аппарат отдельно проходит проверку
не только на внутреннее, но и на внешнее избыточное давление.
Связано это с тем, что аппарат должен сохранять свою форму даже
в том случае, если он потеряет во время полета герметичность и
будет выполнять аварийный спуск. Для контроля соблюдения
этого требования пользуются простым приемом: корпус аппарата
герметизируется, затем изнутри его откачивается воздух и про¬
веряется отсутствие деформаций. На самом деле перепад давления
будет меньше, поскольку при парашютировании внутренний объем
спускаемого аппарата сообщается с атмосферой.
К спускаемому аппарату предъявляется еще одно специфиче¬
ское требование. Он должен сохранять свою целостность после при¬
земления, т. е. после воздействия ударных перегрузок. Исследо¬
вание ударной прочности аппарата проводится на так называемых
копровых стендах. Схема одного из них приведена на рис. 15.2.
На горизонтальной рельсовой балке установлена подвижная
каретка. К ней с помощью подвесного устройства крепится макет
спускаемого аппарата. Макет имеет в своем составе реальный
корпус, габаритно-массовые имитаторы внутреннего оборудова¬
ния и систему измерений. Каретка через трос связана с грузом.
Перед началом каждого эксперимента каретка приводится в ис¬
ходное (крайнее левое) положение и удерживается в нем защел¬
кой, а груз лебедкой поднимается на заданную высоту. Затем за¬
щелка убирается и каретка начинает практически равноускоренно
Рис. 15.2. Схема стенда
для испытаний спускае¬
мого аппарата на ударные
перегрузки:
/ — опора; 2 — тормозное
устройство; 3 — каретка;
4 — балка; 5 — подвесное
устройство; 6 — макет спу¬
скаемого аппарата; 7 — груз;
8 — лебедка

ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
289
Рис. 15.3. Схема стенда
для испытаний системы
отделения спускаемого
аппарата корабля «Союз»
от орбитального отсека:
I — тележка; 2 — барока¬
мера; 3 — спускаемый ап¬
парат; 4 — динамометр; 5 —
орбитальный отсек; 6 —
устройство удерживания ор¬
битального отсека после
отделения
скользить по балке. После того как груз опускается на основание
колодца, движение каретки становится равномерным. Скорость
этого движения определяется начальной высотой груза. На участке
равномерного скольжения открываются замки подвесного устрой¬
ства и макет свободно падает на грунт, который насыпан на полу
стенда. В процессе исследований грунт меняют, имитируя тем
самым разные географические условия посадки. Эксперименты
проводятся при разных значениях вертикальной и горизонталь¬
ной составляющих скорости приземления. Чтобы изменять эти
значения, варьируют длину подвесного устройства и высоту подъ¬
ема груза. После каждого сброса проводится анализ величин
перегрузок, появляющихся в разных местах макета, а также ана¬
лиз состояния корпуса, механизмов, узлов крепления, амор¬
тизаторов кресел космонавтов и других элементов обору¬
дования.
Выше говорилось, что одноразовые корабли перед входом
в атмосферу разделяются на отсеки. Эта операция является,
весьма ответственной и довольно сложной. В ней участвует
большое количество пирозамков, пироножей, толкателей и дру¬
гое оборудование. Очевидно, что процесс разделения должен
быть тщательно отработан на Земле, а для этого нужны особые
стенды. На рис. 15.3 показана схема стенда, на котором отра¬
батывалось разделение спускаемого аппарата и орбитального
отсека корабля «Союз». Чтобы исключить влияние аэродина¬
мического сопротивления, отработка проводилась в барокамере.
Спускаемый аппарат устанавливали на подвижную тележку, й
орбитальный отсек крепили с помощью троса к потолку. Затем
на тросе создавали усилие, которое компенсировало действие
силы гравитационного притяжения. При таком состоянии отсеков
выдавали команду на разделение. В процессе экспериментов
290
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
анализировали работу пирозамков и толкателей, измеряли пере¬
грузки, действующие на элементы конструкции, и скорости рас¬
хождения отсеков. Для того чтобы избежать повторного соударе¬
ния отсеков после их разделения, стенд был оборудован специаль¬
ным устройством, которое удерживало орбитальный отсек в от¬
клоненном положении. На других стендах проводились аналогич¬
ные эксперименты по отработке отделения приборного, агрегат¬
ного и переходного отсеков от спускаемого аппарата, по отработке
отделения крышек парашютных контейнеров, теплозащитного
экрана и наружной части оптического визира.
Всесторонние испытания проходят двигательные установки
космических аппаратов. Их работоспособность проверяется
после предварительного воздействия динамических нагрузок и
различных климатических факторов. Вначале двигатели подвер¬
гаются так называемым холодным проливкам. При этих испыта¬
ниях топливные баки заправляются дистиллированной водой
с ингибитором коррозии, баллоны наддува заполняются сжатым
газом и производится имитация работы двигателей: открыва¬
ются нужные клапаны, вода поступает в двигатели и через них
сливается наружу.
В процессе холодных проливок предварительно проверя¬
ются режим заправки установки, функционирование отдельных
элементов, величины давлений в разных точках установки и
характер изменения давления в магистралях, работа датчиков
системы измерений.
По окончании всех этих проверок двигательная установка
поступает на стенд огневых испытаний (рис. 15.4). Здесь она за¬
правляется реальным топливом и газом, а затем последовательно
работает во всех тех режимах, которые могут встретиться в полете.
При огневых испытаниях отрабатываются режимы предстартовой
заправки установки топливом и дозаправки ее в ходе полета, оп¬
ределяются фактические временные характеристики установки,
замеряются величины гидроударов и провалов давления в маги¬
стралях, гидравлических сопротивлений, подтверждаются тре¬
бования по надежности, ресурсу и другим параметрам. По резуль¬
татам огневых испытаний делается окончательное заключение
о допуске установки к полету и о готовности эксплуатационной
документации.
Специальным испытаниям подвергаются и стыковочные агре¬
гаты. Их проверяют на прочность, геометрическую и функциональ¬
ную совместимости, правильность выбранной логики управления.
Для проведения этих испытаний создается особый комплекс,

ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
291
Рис. 15.4. Схема стенда огневых испытаний двигательной установки станции
«Салют»:
1 — баллоны со сжатым газом; 2 — клапаны; 3 — агрегатный отсек станции; 4 — дви¬
гатели малой тяги; 5 — двигатель большой тяги; 6 — цилиндр охлаждения выхлопных
газов; 7 — дожигатель выхлопных газов; 8 — отсек компонентов дозаправки грузового
корабля; 9 — емкость с окислителем; 10 — емкость с горючим
Рис. 15.5. Схема динами¬
ческого стенда для испы¬
тания стыковочных уст¬
ройств:
/ — приводы перемещений
вдоль оси ОХ; 2 — привод
вращения вокруг оси ОХ;
3 — активный стыковочный
узел; 4 — пассивный стыко¬
вочный узел; 5 — привод
вращения вокруг оси OZ;
6 — приводы перемещений
вдоль оси OY; 7 — приводы
перемещений вдоль оси 0Z;
8 — привод вращения вокруг
оси QY
в состав которого входят динамический стенд, система измерений,
вычислительная машина и пульт управления.
Испытываемые стыковочные агрегаты размещаются в двух
подвижных опорах динамического стенда (рис. 15.5). Опоры имеют
202
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
шесть степеней свободы. Их приводы позволяют имитировать с до¬
статочной точностью динамику относительного движения и сило¬
вого взаимодействия агрегатов. Фактические параметры дви¬
жения и реально возникающие нагрузки регистрируются системой
измерений.
Управление комплексом осуществляется с помощью вычисли¬
тельной машины. С пульта управления машине задаются началь¬
ные условия стыковки, определяющие взаимное положение кос¬
мических аппаратов перед первым касанием, а также их исходные
линейные и угловые скорости. На основе этой информации и с уче¬
том показаний датчиков системы измерений машина решает урав¬
нения движения, вычисляет силы и моменты, которые должны
возникнуть при таком движении во время механических кон¬
тактов между агрегатами, и формирует управляющие команды на
приводы. Процесс моделирования непрерывно продолжается до
образования герметичного соединения стыковочных шпангоутов.
Особое внимание при подготовке пилотируемых полетов уде¬
ляется системам жизнеобеспечения. Эти системы не могут быть
полноценно проверены на автоматических аппаратах, поэтому их
окончательные испытания проводятся на Земле. Программа ис¬
пытаний так же, как и для остальных бортовых систем, осуществ¬
ляется поэтапно. Вначале в лабораторных условиях изучается
автономное функционирование приборов и систем при разных ус¬
ловиях эксплуатации и проверяется соответствие каждого из эле¬
ментов оборудования требованиям технического задания по на¬
дежности, электропотреблению, ресурсу, пожаробезопасности и
другим характеристикам. Затем проводится совместная отработка
взаимосвязанных систем. Например, система регенерации воды
отрабатывается вместе с холодильно-сушильными агрегатами,
скафандры — с системой подачи в них газовой смеси и т. д. На¬
конец, на заключительном этапе одновременным испытаниям под¬
вергается весь комплекс бортового оборудования. Для этих ис¬
пытаний создаются специальные полноразмерные макеты жилых
отсеков. В макетах устанавливаются полный комплект средств
жизнеобеспечения и внутренние элементы системы терморегули¬
рования в реальном исполнении. Кроме того, здесь устанавли¬
ваются натурные образцы либо имитаторы всего того оборудова¬
ния, которое так или иначе может влиять на жизнедеятельность.
Скажем, для максимального приближения атмосферы к полетной
макеты оснащаются всеми элементами, способными выделять пыль
или вредные примеси (реальными обшивкой интерьера, кабель¬
ной сетью и т. д.). Если на космическом аппарате имеются шлю¬
ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
293
зовые камеры, то на макетах устанавливаются их действующие
образцы и система откачки газа из них. Тепловыделяющая аппа¬
ратура устанавливается на макетах в виде тепловых имитаторов.
Остальные приборы бывают обычно представлены своими габарит¬
ными макетами, имеющими приблизительно такую же теплоем¬
кость, что и реальные образцы.
Температура в макетах регулируется за счет совместной ра¬
боты реальных внутренних контуров и имитаторов наружных
контуров системы терморегулирования.
Функции космонавтов при наземной отработке выполняют ис¬
пытатели. Они в течение длительного времени живут в загермети¬
зированных макетах жилых отсеков в соответствии с тем режимом
труда и отдыха, который предписан экипажу, и при этом поль¬
зуются только бортовыми средствами жизнеобеспечения.
Программа комплексных исследований обычно предусматри¬
вает проведение экспериментов как при нормальной работе обо¬
рудования, так и в условиях возникновения различных отказов,
в том числе нарушения герметичности корпуса космического ап¬
парата. На рис. 15.6 показана принципиальная схема эксперимен¬
тальной установки, которая использовалась при подготовке к по¬
лету орбитального космического комплекса «Салют—Союз». Уп¬
равление работой установки, а также контроль регулируемых
параметров и медицинский контроль состояния испытателей осу¬
ществляются с помощью специальной аппаратуры, размещаемой
снаружи макетов.
По результатам комплексных испытаний делается окончатель¬
ное заключение о достаточности наземной отработки средств
жизнеобеспечения, правильности построения режима дня эки¬
пажа, допустимости запланированных энерготрат со стороны кос¬
монавтов, пригодности рационов питания и готовности к полету
тех' разделов бортовой документации, которые касаются экс¬
плуатации участвовавшего в испытаниях оборудования.
Комплексная экспериментальная проверка работоспособности
системы терморегулирования и исследование теплового режима
космического аппарата осуществляются на специальном тепловом
макете аппарата. Этот макет имеет в своем составе реальный кор¬
пус с терморегулирующим покрытием и экранно-вакуумной изо¬
ляцией, реальную действующую аппаратуру терморегулирова¬
ния и тепловые имитаторы бортового оборудования. Макет уста¬
навливается на поворотном устройстве внутри термобарокамеры,
которая обеспечивает достаточно точное воспроизведение ус¬
ловий полета (рис. 15.7).

294
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 15.6. Схема экспериментальной установки для отработки систем жизне¬
обеспечения комплекса «Салют»—«Союз»:
1 — макет станции «Салют»; 2 — имитатор наружного контура обогрева; 3 — имитатор
наружного контура охлаждения; 4 — насосы откачки газа из шлюзовых камер; 5 —
баллоны наддува отсеков газами; 6 — насос откачки газа из полости между стыковочными
устройствами; 7 — наземный технологический переходный тоннель; 8 — макеты жилых
отсеков корабля «Союз»; 9 — стыковочные устройства; 10 — насос имитации утечек;
11 — пульты управления и контроля
Рис. 15.7. Схема термобарокамеры, предназначенной для испытаний СТР:
1 — емкость с жидким азотом; 2 — ксеноновые газоразрядные лампы; 3 — оптическая
система; 4 — макет космического аппарата; 5 — криогенные экраны; 6 — элементы
имитатора излучения Земли; 7 — насосы; 8 — опорно-поворотное устройство; 9 — кор¬
пус камеры
С внутренней стороны стенки камеры закрыты панелями,
охлаждаемыми до криогенных температур. Они практически пол¬
ностью поглощают тепловые потоки, излучаемые макетом, и тем
самым моделируют «черноту» космического пространства. В ка¬
ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
295
мере установлены имитаторы лучистых потоков от Солнца и Земли.
С помощью откачной системы, состоящей из группы специализи¬
рованных насосов, в камере создается вакуум.
При проведении экспериментов имитаторы бортового обору¬
дования работают в соответствии с программой предстоящего
полета. Имитатор Солнца включается на время нахождения ап¬
парата на освещенной части орбиты. Макет внутри камеры пово¬
рачивается и меняет свое положение относительно имитаторов
Солнца и Земли аналогично тому, как это происходит в реальном
полете. Что касается системы терморегулирования, то ее автома¬
тика работает полностью в полетном режиме. Конечно, следует
учитывать, что в гидродинамике теплоносителя имеются некоторые
отличия. Связаны они с тем, что в наземных условиях присутствует
сила тяжести.
В целях сокращения продолжительности исследований в про¬
цессе экспериментов обычно моделируется не весь космический
полет, а только наиболее характерные и напряженные его участки.
Тепловой режим аппарата изучается как при нормальной работе
системы терморегулирования, так и при имитации отказов или из¬
менения характеристик отдельных ее элементов. Для измерения
тепловых полей на макете устанавливают большое количество
температурных датчиков.
В условиях, близких к реальным, проходит испытания комп¬
лекс средств приземления космического корабля. В этих испыта¬
ниях участвует полноразмерный макет спускаемого аппарата со
всем оборудованием, которое обеспечивает посадку. В макете
устанавливаются парашютные системы, вытеснительные емкости,
двигатели системы управления спуском, двигатели мягкой посад¬
ки, кресла космонавтов (в них обычно размещают манекены),
система электропитания, барореле, приборы управления, авто¬
номная система регистрации, сигнальные маяки и т. д. Аппара¬
тура, не участвующая в обеспечении приземления, заменяется
габаритно-массовыми имитаторами. Для экспериментальной про¬
верки надежности крепления оборудования при испытаниях
используются реальные средства крепления.
Перед началом испытаний системы макета приводятся в такое
состояние, которое они должны иметь на заключительном участке
спуска с орбиты. Затем макет устанавливается на самолете. Само¬
лет с макетом взлетает, набирает заданные высоту и скорость
полета, после чего макет сбрасывается и начинает автономное сни¬
жение. Исходный режим полета самолета выбирается таким, чтобы
к началу работы парашютной системы условия спуска макета
296
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
соответствовали реальным условиям возвращения спускаемого
аппарата.
Во время спуска бортовая система измерений регистрирует
широкий круг параметров: команды, формируемые автоматикой;
данные о движении аппарата (угловые скорости и перегрузки);
состав атмосферы; давление в вытеснительной емкости; параметры,
характеризующие слив топлива, и др. Все эти сведения записы¬
ваются на бортовой магнитофон. Процессы раскрытия парашю¬
тов и отделения элементов конструкции (крышек парашютных
контейнеров, лобового теплозащитного экрана), а также угловые
и линейные перемещения макета при спуске и после посадки фик¬
сируются с помощью наземных кинокамер с длиннофокусными
объективами.
После приземления проводится анализ данных регистрации
и проверяется состояние макета. Контролируются герметичность
корпуса, отсутствие недопустимых деформаций, целостность креп¬
лений, правильность положения манекенов в креслах и отсутствие
их повреждений, работоспособность оборудования, которое может
быть использовано экипажем после посадки.
С целью подтверждения надежности такого рода испытания
повторяются многократно. Их проводят применительно к разным
траекториям спуска, скорости ветра и подстилающей поверх¬
ности. Часть испытаний завершается посадкой макета на воду.
Во время испытаний имитируются всевозможные отказы в борто¬
вом оборудовании. Иногда, например, вводят искусственный за¬
прет на работу основной парашютной системы. В других случаях
отключают цепи питания двигателей мягкой посадки или взведе¬
ния кресел и т. д.
Поскольку в аварийной ситуации спуск может быть осуществ¬
лен на воду, специальные испытания посвящают исследованию осо¬
бенностей пребывания аппарата и экипажа на плаву, а также от¬
работке методик их эвакуации. Такие испытания, как правило,
проводят на море. Полноразмерный макет спускаемого аппарата
опускается на воду с борта морского судна и совершает свобод¬
ное плавание. Во время длительного плавания макета изучают
динамику его угловых колебаний и влияние водопроницаемости
теплозащитного покрытия на положение макета относительно
водной поверхности. Производится оценка того, при каком вол¬
нении моря выходной люк находится над водой, и космонавты могут
безопасно покидать спускаемый аппарат без посторонней помощи.
После завершения этих исследований приступают к отработке
средств и методик эвакуации аппарата. Обычно готовят два спо¬
ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
297
соба эвакуации. Один из них предусматривает непосредственный
подъем аппарата на палубу морского судна с помощью специаль¬
ных сетей; второй — подъем аппарата с воды вертолетом и транс¬
портировку его по воздуху на сушу либо на судно.
На заключительной стадии испытаний изучаются вопросы,
связанные с пребыванием и работой экипажа после приводнения.
Функции космонавтов на этом этапе выполняют испытатели. Они
на себе проверяют все возможные варианты деятельности: дли¬
тельное ожидание в спускаемом аппарате, подъем вместе с аппа¬
ратом на борт морского судна, покидание аппарата и самостоя¬
тельное плавание до прибытия службы поиска, эвакуация с воды
вертолетом и др. При этом испытатели пользуются только теми
средствами, которые предполагается установить на космическом
корабле. Разумеется, для обеспечения безопасности испытателей
принимаются страховочные меры: макет имеет тросовую связь
с подъемным устройством, установленным на судне; ведется по¬
стоянный медицинский контроль испытателей, рядом с ними на
плаву находятся шлюпки со спасательными службами.
Заключение о пригодности средств и методов работы экипажа
и службы эвакуации готовит группа специалистов, которая во
время экспериментов размещается на борту исследовательского
судна. В ее распоряжении имеется вся необходимая контрольная
аппаратура. При подготовке заключения обязательно учитываются
и субъективные оценки испытателей.
15.3.	Комплексное моделирование полета
После завершения разработки всех бортовых систем осу¬
ществляется комплексное моделирование предстоящего полета.
В процессе этого моделирования проверяется согласованность
функционирования всего бортового оборудования и отрабаты¬
ваются методики управления космическим аппаратом в целом как
со стороны экипажа, так и со стороны наземных служб. Для
проведения моделирования создается специальный комплексный
стенд (рис. 15.8), который имитирует условия полета и работу
систем аппарата в соответствии с этими условиями.
> Л Для моделирования деятельности космонавтов в контур стенда
включают макеты жилых отсеков аппарата. Их оснащают всеми
средствами, с которыми экипаж должен будет взаимодействовать
в ходе полета. Здесь устанавливают кресла космонавтов, пульты
управления, органы ручного управления движением, кабинные
части приборов визуальных наблюдений, аппаратуру радиосвязи

298
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Рис. 15.8. Структурная
схема комплексно-моду-
лирующего стенда:
/ — вычислительный ком¬
плекс; 2, 4, 6, 7, 10 — со¬
гласующие устройства; 3 —
реальная аппаратура; 5 —
имитаторы внешней обста¬
новки; 8 — макет жилого
отсека: 9 — пульт контроля
и управления
и телевидения, ручные научные приборы и другое оборудование.
Если в реальном полете предстоит работать в скафандрах, то ма¬
кеты укомплектовываются и скафандрами, и средствами создания
в них избыточного давления.
Изображения объектов окружающего пространства (Земли,
Солнца, Луны, звезд, других космических аппаратов и т. д.),
которые в полете космонавты наблюдают через иллюминаторы
либо с помощью специальных приборов, при моделировании
строятся искусственными методами. Эта задача решается имита¬
торами внешней обстановки. К настоящему времени разработано
несколько типов таких имитаторов. Наибольшее распростране¬
ние получили те, в которых в качестве источников информации
применяются физические модели объектов, а для передачи ис¬
пользуются телевизионные или оптические системы. Первым часто
отдается предпочтение, поскольку они, как правило, проще реа¬
лизуются.	х
На рис. 15.9 показана схема имитатора, используемого при
моделировании сближения. Этот имитатор строит на экранах бор¬
товых приборов изображение космического аппарата, к которому
осуществляется подлет. Уменьшенная модель аппарата установ¬
лена в подвижном кардановом подвесе. Вращение модели относи¬
тельно осей подвеса имитирует угловое движение наблюдаемого
аппарата вокруг центра масс, а перемещения подвеса вверх и вниз
указывают на изменение расстояния до аппарата. Наблюдение мо¬
дели производится с помощью телекамеры, размещенной в ниж¬
ней части установки. Камера закреплена на двухстепенной тележке
и может произвольным образом передвигаться в горизонтальной
плоскости. Такие передвижения позволяют имитировать изме¬
нения углового положения космического аппарата-наблюдателя.
Управление движением модели и телекамеры осуществляется

ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
299
с помощью электропри¬
водов, которые исполня¬
ют команды, поступаю¬
щие из вычислительного
комплекса. Заметим, что
в подобных имитаторах
изменение размеров и
местоположения изобра¬
жения на экране может
производиться не толь¬
ко методом механиче¬
ского перемещения эле¬
ментов установки, но и
путем электрического
трансформирования сиг¬
налов телевизионной
системы.
Оптико-механиче¬
ские имитаторы прин¬
ципиально отличаются
от описанного выше
тем, что в них передача
изображения моделей на экраны выполняются оптическими си¬
стемами.
Центральным элементом моделирующего стенда является вы¬
числительный комплекс. Он работает по программам, которые
в математической форме описывают движение космического ап¬
парата, воздействие на него окружающей среды и работу большей
части бортовых систем. Структура математической модели аппа¬
рата в значительной степени определяется его устройством. Обычно
эту модель строят по модульному принципу так, чтобы каждый
модуль имитировал функционирование одной из систем. Описа¬
ние системы представляется в виде набора уравнений, характе¬
ризующих работу отдельных звеньев, а также логику связи
между ними.-.Организация всего вычислительного процесса осу-
Рис. 15.9. Схема имитатора
изображения космического
аппарата:
1 — тележка; 2 — телекамера;
3 — кардановый подвес; 4 —
модель космического аппарата;
5 — каретка; 6 — электропри¬
вод; 7 — бортовое В КУ

300
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ществляется с помощью управляющих программ. Моделирование
производится в реальном масштабе времени в соответствии с теми
сигналами, которые поступают из макетов жилых отсеков от ор¬
ганов ручного управления.
В состав вычислительного комплекса входят цифровые и ана¬
логовые машины. Для их связи с другими элементами стенда ис¬
пользуются аппаратура передачи данных и разного рода согла¬
сующие устройства.
Нередко в контур стенда помимо математических моделей
систем включают и реальную аппаратуру. Так поступают, если
требуется проверит^ работу того или иного прибора во взаимо¬
действии с другими бортовыми системами либо, если применение
реальных устройств позволяет существенно сократить трудоза¬
траты на разработку математического обеспечения. Во многих
случаях, например, чтобы упростить вычислительные средства,
в составе стенда используют натурные БЦВМ.
Управление работой стенда и контроль результатов модели¬
рования осуществляются с помощью специальных многофункцио¬
нальных пультов. Эти пульты обеспечивают ввод в вычислитель¬
ный комплекс начальных баллистических условий полета, позво
ляют выбирать нужные режимы работы бортовых систем, вводить
в системы различные неисправности, имитировать команды на¬
земных станций слежения. На пультах установлена аппаратура
связи, позволяющая вести переговоры с испытателями, которые
во время моделирования находятся в макетах жилых отсеков.
Здесь же имеются повторители индикаторов и сигнализаторов,
установленных в макетах, а также средства контроля изображе¬
ний, формируемых имитаторами внешней обстановки. Кроме того,
пульты оборудованы приборами, которые дают возможность наб¬
людать и регистрировать действия испытателей, работу борто¬
вой автоматики, значения регулируемых параметров, расходы
топлива, электроэнергии и другую информацию о моделируемом
полете.
Даже беглое рассмотрение структуры показывает, что комплекс-
но-моделирующий стенд имеет весьма сложное устройство и в то же
время он является совершенно необходимым средством наземной
отработки космического аппарата. Только в процессе комплекс¬
ного моделирования удается проводить исследования совместной
работы всего бортового оборудования при любых допустимых
значениях характеристик его элементов и при наличии отказов
в бортовых системах. Кроме того, моделирование позволяет де¬
тально проверить инструкции, подготовленные для экипажа и
ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
301
для наземного персонала управления. Наконец, у этого стенда
есть еще одна очень важная область применения. Он может быть
связан по информационным каналам с Центром управления поле¬
том и использован для отработки имеющихся там средств и мате¬
матического обеспечения, а также для тренировок персонала уп¬
равления в условиях, максимально приближенных к реальным.
По результатам проведения различных испытаний в конструк¬
цию аппарата и в его оборудование вносятся изменения, направ¬
ленные на устранение выявленных недостатков либо на улучше¬
ние характеристик. После того как такие изменения внесены и
проверена их эффективность, изготавливаются летные образцы
всех компонентов и проводится сборка космического аппарата.
15.4.	Комплексные испытания и подготовка
космического аппарата к пуску
Собранный аппарат поступает на контрольно-испытательную
станцию для проведения комплексных электрических испытаний.
Задача их состоит в том, чтобы проверить совместную работу реаль¬
ных бортовых систем во всех основных и резервных режимах,
предусмотренных программой полета. Испытания проводятся
поэтапно. Вначале проверяется правильность соединения при¬
боров и отсутствие электрических связей между шинами системы
электроснабжения и корпусом аппарата. Затем проводится кон¬
троль функционирования каждой из систем по сигналам, поступаю¬
щим из СУБС. И на заключительной стадии осуществляется про¬
верка работы всего комплекса бортового оборудования примени¬
тельно к программе полета.
Для удобства проведения комплексных испытаний в программе
полета обычно выделяют характерные участки (выведение на ор¬
биту, маневрирование, сближение и стыковка, зоны выполне¬
ния экспериментов, пассивный полет, расстыковка и т. д.) и каж¬
дый из этих участков исследуется отдельно.
Очевидно, что условия проведения электрических испытаний
на Земле во многом не соответствуют полетным. Во-первых, ап¬
парат не совершает свободных движений в пространстве. Он ли¬
шен реальных внешних источников информации. В помещении,
где проходят испытания нельзя запускать двигатели. Здесь не
удается воспроизводить невесомость, вакуум, радиационные по¬
токи. Имеются и другие ограничения. По этой причине для кон¬
троля работы систем приходится прибегать к целому ряду искус¬
ственных приемов. Например, для проверки режимов ориентации
302
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
снаружи космического аппарата устанавливают имитаторы Земли,
Солнца, звезд, потока ионов. Гироскопические приборы выносят
за пределы аппарата и закрепляют в кардановом подвесе. С по¬
мощью наземных средств его рамки разворачиваются по тем же
законам, по которым вращается аппарат во время полета. Акселеро¬
метры также размещают вне аппарата на поворотных столах и
вместо ускорения аппарата они измеряют одну из проекций силы
тяжести. Искусственным образом формируют сигналы датчиков
давления в камерах сгорания двигателей и т. д. Все это требует
создания специального оборудования.
Управление работой бортовой аппаратуры при испытаниях
производится с пультов космонавтов либо с наземных испыта¬
тельных комплексов. Контроль функционирования систем осу¬
ществляется с помощью ЭВМ. Вычислительные машины получают
информацию от телеметрических систем аппарата, обрабатывают
ее, анализируют и передают на пульты испытателей для отобра¬
жения на экранах. При высоком уровне автоматизации в машинах
может содержаться и программа испытаний в виде временной,
либо логической последовательности управляющих воздействий.
В этом случае машины сами должны определять правильность
функционирования систем в текущем режиме, и если замечаний
нет, формировать команды на переход к следующему режиму.
Все результаты испытаний, как правило, документируются.
По окончании комплексных электрических испытаний кос¬
мический аппарат доставляется на космодром. При этом, чтобы
упростить транспортировку, аппарат иногда подвергается частич¬
ной разборке (производится разделение на отсеки, снимаются
некоторые наружные элементы оборудования и т. п.). На космо¬
дроме в монтажно-испытательном корпусе осуществляется окон¬
чательная сборка аппарата и заново проводятся его электрические
испытания. На этот раз проверяется, в основном, правильность
соединения всех цепей после транспортировки и отсутствие пов¬
реждений в кабелях. Собранный и проверенный на функциониро¬
вание аппарат направляется в барокамеру для контроля герметич¬
ности корпуса, шлюзовых камер, топливных баков, арматуры и
магистралей двигательной установки, контуров системы термо¬
регулирования и другого оборудования. После этого на заправоч¬
ной станции производится заполнение системы терморегулиро¬
вания и двигательной установки жидкими и газообразными компо¬
нентами. Все заполненные емкости вновь проверяются на герме¬
тичность. По окончании заправки аппарат возвращается в мон¬
тажно-испытательный корпус. Здесь в него укладываются контей¬
ЭТАПЫ СОЗДАНИЯ ПКА
303
неры с водой, рационы питания, ручная научная аппаратура,
инструменты, бортовая документация, средства личной гигиены,
белье, одежда и другое снаряжение космонавтов. Затем снаружи
аппарата устанавливается головной обтекатель, производится
стыковка аппарата с ракетой-носителем, и ракетно-космический
комплекс выводится на стартовую позицию.
После установки комплекса на месте старта осуществляется
проверка совместного функционирования бортовых систем кос¬
мического аппарата и ракеты. При положительных результатах
этой проверки ракета заправляется топливом. Затем производится
посадка экипажа в корабль, закрывается входной люк и кон¬
тролируется его герметичность. Системы аппарата приводятся
в исходное для старта состояние. Космонавты занимают свои
рабочие места, включают пульты управления, устанавливают
радиосвязь с наземными службами и ожидают старта. Порядок
дальнейшей работы экипажа и бортовых систем аппарата опре
деляется программой полета.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Аграновский К. Ю., Златогурский Г. Н., Киселев В. Г. Радиотехниче¬
ские системы. М.: Высшая школа, 1979. 336 с.
2.	Алексеев С. М., Уманский С. П. Высотные и космические скафандры.
М.: Машиностроение, 1973. 279 с.
3.	Астроследящие системы/Под ред. Б. К- Чемоданова. М.: Машинострое¬
ние, 1977. 304 с.
4.	Баррет Э., Куртис Л. Введение в космическое землеведение. М.: Про¬
гресс, 1979. 368 с.
5.	Белецкий В. В. Движение искусственного спутника относительно центра
масс. М.: Наука, 1965. 416 с.
6.	Виноградов Б. В. Космические методы изучения природной среды.
М.: Мысль, 1976. 288 с.
7.	Воронин Г. И. Системы кондиционирования воздуха на летательных
аппаратах. М.: Машиностроение, 1973. 439 с.
8.	Воронин Г. И., Поливода А. И. Жизнеобеспечение космических поле¬
тов. М.: Машиностроение, 1967. 211 с.
9.	Туровский Н. Н., Космолинский Ф. Н., Мельников Л. Н. Проектирова¬
ние условий жизни космонавтов. М.: Машиностроение, 1980. 168 с.
10.	Ермилов Ю. А., Иванова Е. Е., Пантюшин С. В. Управление сближе¬
нием космических аппаратов. М.: Наука, 1977. 448 с.
11.	Ивандиков Я. М. Оптические приборы наведения и ориентации косми¬
ческих аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. 208 с.
12.	Иванов Д. И., Хромушкин А. И. Системы жизнеобеспечения чело¬
века при высотных и космических полетах. М.: Машиностроение, 1968.
251 с.
13.	Инженерный справочник по космической технике. М.: Воениэдат, 1977,
430 с.
14.	Испытания жидкостных ракетных двигателей/Под ред. В. Я. Левина.
М.: Машиностроение, 1981. 199 с.
15.	Калашников И. Д., Степанов В. С., Чуркин А. В. Адаптивные системы
сбора и передачи информации. М.: Энергия, 1975. 240 с.
16.	Каргу Л. И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов.
М.: Машиностроение, 1980. 176 с.
17.	Коваленко А. П. Магнитные системы управления космическими лета¬
тельными аппаратами. М.: Машиностроение, 1975. 248 с.
18.	Корлисо У., Уарви Д. Источники энергии на радиоактивных изотопах.
М.: Мир, 1967. 413 с.
19.	Космическая съемка и тематическое картографирование/Под ред.
А. К- Салинцева, Ю. Ф. Книжникова. М.: Изд-во МГУ, 1979. 232 с.
20.	Кочетков В. И. Системы астрономической ориентации космических
аппаратов. М.: Машиностроение, 1980. 144 с.
21.	Куландин А. А., Тимашев С. В., Иванов В. П. Энергетические системы
космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. 320 с.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
305
22.	Максимов Г. Ю. Теоретические основы разработки космических аппа¬
ратов. М.: Наука, 1980. 320 с.
23.	Малоземов В. В. Тепловой режим космических аппаратов. М.: Машино¬
строение, 1980. 232 с.
24.	Мановцев А. П. Введение в цифровую радиотелеметрию. М.: Энергия,
1967. 460 с.
25.	Мановцев А. П. Основы теории радиотелеметрии. М.: Энергия, 1973.
592 с.
26.	Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружа¬
ющей среды/Под ред. Г. И. Петрова. М.: Машиностроение, 1971. 380 с.
27..	Ольховский Ю. Б., Новоселов О. Н., Мановцев А. П. Сжатие данных
при телеизмерениях. М.: Сов. радио. 1971. 304 с.
28.	Охоцимский Д. Е., Голубев Ю. Ф., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритмы упра¬
вления космическим аппаратом при входе в атмосферу. М.: Наука, 1975. 400 с.
29.	Пилотируемые космические корабли: Пер. с англ. М.: Машиностроение,
1968. 476 с.
30.	Плавление, кристаллизация и фазообразование в невесомости/Под
ред. Н. Н. Рыкалина. М.: Наука, 1979. 256 с.
31.	Раушенбах Б. В., Токарь Е. Н. Управление ориентацией космических
аппаратов. М.: Наука, 1974. 600 с.
32.	Романов В. В., Хашев Ю. М. Химические источники тока. М.: Сов.
радио, 1978. 263 с.
33.	Сафранович В. Ф., Эндин Л. М. Маршевые двигатели космических
аппаратов. М.: Машиностроение. 1980. 240 с.
34.	Тепляков И. М., Калашников И. Д., Рощин Б. В. Радиолинии косми¬
ческих систем передачи информации. М.: Сов. радио, 1975, 399 с.
35.	Фильштих Д. Топливные элементы. М.: Мир, 1968. 419 с.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие	  5
Введение	 7
Глава 1. Назначение ПКА 	 15
1.1.	Астрофизические исследования	 15
1.2.	Исследования земной поверхности и атмосферы	 17
1.3.	Технологические исследования	 19
1.4.	Медико-биологические исследования	 20
1.5.	Технические исследования	 22
Глава 2. Компоновочные схемы ПКА. Общие требования к системам. .	24
2.1.	Одноразовые космические корабли 	 26
2.2.	Многоразовые летательные аппараты 	 31
2.3.	Орбитальные станции	 39
2.4.	Общие требования к бортовым системам	и	оборудованию. .	46
Глава 3. Системы управления движением	 49
3.1.	Датчики, индикаторы 	 51
3.2.	Исполнительные органы 	 77
3.3.	Законы управления 	 82
3.4.	Применение БЦВМ в системах управления движением. . .	106
Глава.4. Системы управления спуском	 108
Глава 5. Системы реактивных двигателей управления движением. . .	121
Глава 6. Системы обеспечения жизнедеятельности экипажа	 129
6.1.	Поддержание заданных параметров	атмосферы	 130
6.2.	Контроль параметров атмосферы	 136
6.3.	Обеспечение космонавтов пищей	и	водой 	 140
6.4.	Средства личной гигиены	 146
6.5.	Бытовое оборудование	 150
6.6.	Оборудование для физических упражнений и медицинская
аппаратура 	 154
Глава 7.	Космические скафандры	 158
Глава 8.	Системы терморегулирования	171
Глава 9.	Системы электроснабжения	 188
Глава 10.	Система управления бортовыми системами	 204
Глава 11.	Радиотехнические системы	 223
11.1.	Система радиотелефонной и радиотелеграфной связи....	223
11.2.	Система телевизионной связи 	 226

ОГЛАВЛЕНИЕ
307
11.3.	Система радиотелеметрии 	 229
11.4.	Система радиоуправления	 235
11.5.	Аппаратура радиоизмерений	параметров движения ....	240
Глава 12. Стыковочные агрегаты 	 241
Глава 13. Комплекс средств приземления	 251
13.1.	Парашютные системы	 253
13.2.	Средства обеспечения мягкой посадки	 258
13.3.	Средства поддержания заданного положения на плаву . .	261
13.4.	Средства амортизации удара	 262
13.5.	Управление средствами приземления	 263
Глава 14. Научная аппаратура 	 265
14.1.	Астрофизическая аппаратура	 265
14.2.	Аппаратура для изучения Земли 		 268
14.3.	Аппаратура для технологических исследований	 272
14.4.	Аппаратура для медико-биологических исследований. . . .	277
Глава 15. Этапы создания ПКА	 283
15.1.	Проектирование	 284
15.2.	Экспериментальная	отработка	 286
15.3.	Комплексное моделирование	полета 	 297
15.4.	Комплексные испытания и подготовка космического аппарата
к пуску	 301
Список литературы	 304

И Б № 3845
Алексей Станиславович Елисеев
ТЕХНИКА КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Редакторы: Е. И. Кравченко, Г. Б. Костина
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор В. И. Орешкина
Корректор И. М, Борейша
Переплет художника /О. Л. Максимова
Сдано в набор 04.01.83.
Подписано в печать 12.07.83. Т-09187.
Формат 60Х 841/ie- Бумага типографская № 1.
Гарнитура литературная. Печать высокая.
Усл. печ. 18,14. Усл. кр.-отт. 18,37.
Уч.-изд. л. 19,12. Тираж 2500 экз. Заказ 32.
Цена в суперобложке 1 р. 90 к.,
в переплете 1 р. 70 к.
Ордена Трудового Красного Знамени
издательство «Машиностроение»,
107076, Москва, Б-76, Стромынский пер., 4
Ленинградская типография № 6 ордена
Трудового Красного Знамени Ленинград¬
ского объединения «Техническая книга»
им. Евгении Соколовой Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии и книж¬
ной торговли. 193144, г. Ленинград.
ул. Моисеенко, 10.

УВАЖАЕМЫЕ ЧИТАТЕЛИ!
Покупайте книги по космонавтике,
выпускаемые издательством «Машиностроение»
Специализируемый магазин «Техническая книга» (Москва,
К-31, ул. Петровка, 15) принимает предварительные заказы на
новую литературу, а также высылает по почте наложенным пла¬
тежом литературу, имеющуюся в ассортименте.
В 1984 году издательство «Машиностроение» выпустит в свет
следующи е книги.
Лазерная локация/И. Н. Матвее в, В. В. Протопопов,
И. Н. Троицкий и др.; Под общей редакцией Н. Д. У с т и -
нова.
В монографии изложена общая теория лазерной локации и
принципы построения лазерных локационных средств, предназна¬
ченных для решения широкого круга практических задач.
С единых позиций теории статистических решений рассмотрены
основные вопросы оптимального приема лазерных локационных
сигналов, измерение параметров.
Проанализированы методы обработки траекторных измерений,
различные способы получения некоординатной информации, вклю¬
чая голографическую, интерферометрическую и адаптивную.
На конкретных примерах рассмотрены основные построения экс¬
периментальных лазерных средств.
Для научных работников, занимающихся проблемами исполь¬
зования лазерной локации в космонавтике и авиации.

310
Обсерватория в космосе: «Союз-13» — «Орион» /Под общец,
ред. В. А. Амбарцумяна.
Авторами книги являются известные советские ученые и инже¬
неры, создавшие первую в мире космическую обсерваторию.
Приведено описание космической астрофизической обсервато¬
рии «Орион-2» и космического корабля «Союз-13», на котором она
была установлена. Изложены принципы работы системы наведе¬
ния и стабилизации, компоновки обсерватории на космическом
корабле. Рассмотрены вопросы, связанные с работой обсерватории'
на орбите. Представлены результаты теоретических и эксперимен¬
тальных исследований, полученных на основе обработки данных
«Ориона-2». Перечислены научные открытия, сделанные с помощью
«Ориона-2».
Для научных работников и широкого круга специалистов,
работающих в области космической техники, астрофизики и астро¬
номии.
Авдуевский В. С., Успенский Г. Р. Народнохо¬
зяйственные и научные космические комплексы.
В книге проанализированы результаты, полученные при из¬
учении и освоении космического пространства в интересах науки,
техники и народного хозяйства. Исследованы направления даль¬
нейшего эффективного использования космической техники и опре¬
делены требования к космическим комплексам и специальной аппа¬
ратуре для решения рассматриваемых задач. Рассмотрены прин¬
ципы построения космических комплексов и дан их сравнительный
анализ. Разработаны методы системного проектирования и опре¬
деления проектного облика перспективных автоматических и пи¬
лотируемых космических систем научного и народнохозяйствен¬
ного назначения.
Для инженеров, специализирующихся в области космической
техники.
Захаров Ю. А. Проектирование межорбитальных косми¬
ческих аппаратов.
Изложены основы теории проектирования межорбитальных
космических аппаратов (МКА) с двигателями большой и малой
тяги. Рассмотрены методы совместного выбора оптимальных
проектных параметров МКА, управления двигательной установ¬
кой-аппарата и траекторией его полета.
Для инженеров, работающих в области проектирования и ме¬
ханики полета космических аппаратов.

311
Лебедев В. В., К р у т о в В. А. Техническая эффектив¬
ность пилотируемых космических аппаратов.
В книге летчика-космонавта СССР В. В. Лебедева и инженера-
конструктора В. А. Крутова изложены методы комплексного ана¬
лиза технической эффективности пилотируемых космических
аппаратов (ПКА). В основу этих методов положено применение
системы количественных показателей, математическое моделиро¬
вание процесса функционирования ПКА с учетом основных влияю¬
щих факторов и возможных условий полета. При написании книги
использованы результаты отработки и эксплуатации ПКА.
Для инженеров, занимающихся исследованием, проектирова¬
нием и эксплуатацией космических аппаратов.
Абрамов О. В., Хорбенко И. Г., Швегла Ш.
Ультразвуковая обработка материалов.
В совместном труде авторов СССР и ЧССР с единых позиций
обобщен опыт обеих стран по технологическому использованию
ультразвука при обработке металлов давлением, термической обра¬
ботке, очистке, сварке, пайке, нанесении покрытий и др. Описаны
основные технические решения введения колебаний в нагрузку и
современные методы ультразвуковой обработки жидкого и кристал¬
лизующегося металла.
Книга издается одновременно на словацком языке в издатель¬
стве «Альфа» (ЧССР).
Для инженерно-технических работников, занятых модерни¬
зацией технологических процессов в машиностроении и метал¬
лургии.
Следующие книги по космонавтике из плана 1984 года будут
выпущены по подписке:
Брандин В. Н., Васильев А. А., Куниц-
кий А. А. Экспериментальная баллистика космических аппа¬
ратов.
В монографии рассмотрены основные задачи движения как
центра масс, так и вокруг центра масс космических аппаратов.
Предложены методики их решения на ЭВМ, сопровождающиеся
расчетно-графическими иллюстрациями и рекомендациями по
организации вычислительных процессов.
Для научных работников, занимающихся решением задач лет¬
ных испытаний космический техники.
Панкратов Б. М. Спускаемые аппараты.

312
В монографии изложены современные представления о методах
проектирования различных типов спускаемых аппаратов для по¬
садки на планеты Солнечной системы и возвращения на Землю.
Проанализированы аэродинамические схемы, приведены методы
определения основных проектных параметров аппаратов баллисти¬
ческого, планирующего и скользящего спусков, при входе их в ат¬
мосферу с первой и второй космическими скоростями. Рассмотрена
тепловая, защита спускаемых аппаратов и дан расчет на проч¬
ность топливных приборных, двигательных отсеков, конструкций
аппаратов и их посадочных систем.
Для научных работников и инженеров, проектирующих косми¬
ческие аппараты.
Беляев М. Ю. Научные эксперименты на космических ко¬
раблях и орбитальных станциях.
В книге изложены современные направления научных исследо¬
ваний и физические основы проведения экспериментов в космосе.
Дана методология управления полетом исследовательских косми¬
ческих аппаратов (КА). Показано, как в процессе управления
полетом решаются задачи планирования, контроля состояния ис¬
пользуемой аппаратуры, управления движением КА, информаци¬
онными потоками и т. д.
Для инженеров, работающих в области космонавтики.
Постников А. Г., Чуйко В. С. Внешняя баллистика
неуправляемых авиационных ракет и снарядов.
В книге изложены основные вопросы теории внешней балли¬
стики неуправляемых ракет и снарядов. Даны практические реко¬
мендации по решению основных прикладных задач, методика со¬
ставления машинных алгоритмов и примеры их реализации на
современном алгоритмическом языке.
Для инженеров, занимающихся проектированием неуправляе¬
мых авиационных ракет и снарядов.
Подписка будет производиться до 31 декабря 1983 года с мо¬
мента поступления данного плана в книготорг магазинами и отде¬
лами подписных изданий, специализированными магазинами тех¬
нической литературы, а также магазинами — опорными пунктами
издательства.