АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПОСАДКА БЕСПИЛОТНОГО МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ «БУРАН»

УДК 629.786.2.077

АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПОСАДКА БЕСПИЛОТНОГО

МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ «БУРАН»

© 2014 г. Бровкин А.Г.1, Кравец В.Г.2

ФГУП «Московское опытно-конструкторское бюро «МАРС» (МОКБ «Марс»)

1

1-й Щемиловский пер., 16, г. Москва, Россия, 127473, e-mail: [email protected] ОАО «Ракетно-космическая корпорация “Энергия” имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») 2 Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070, e-mail: [email protected] В статье приведены проблемы, с которыми пришлось столкнуться при решении задач автоматической посадки многоразового орбитального корабля «Буран». Дано краткое описание состава аппаратно-программных бортовых и наземных средств, примененных для решения этой задачи. Приведены результаты полета ОК «Буран» на стадии спуска при первой в мировой практике автоматической посадке орбитального корабля на аэродром.

Ключевые слова: многоразовый орбитальный корабль, автоматическая посадка, бортовые средства автономной системы управления орбитального корабля, наземные и бортовые средства для коррекции информации автономной системы управления, посадочный комплекс орбитального корабля.

AUTOMATIC LANDING OF THE UNMANNED

REUSABLE ORBITER BURAN

Brovkin A.G.1, Kravets V.G. FGUP Moscow Experimental Design Bureau MARS (MEDB MARS) 16 1st Shchemilovskiy per., Moscow, Russia, 127473, e-mail: [email protected] S.P. Korolev Rocket and Space Public Сorporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail: [email protected] The paper discusses the problems that had to be solved in order to make it possible for the reusable orbiter BURAN to land in automatic mode. It provides a brief description of hardware and software configuration used both onboard and on the ground in order to achieve this objective. It presents the results of the BURAN orbiter flight obtained during the descent phase of the world’s first automatic landing of an orbiter on a runway.

Key words: reusable orbiter, automatic landing, orbiter autonomous control system onboard equipment, ground and onboard equipment for autonomous control system data updating, orbiter landing complex.

БРОВКИН А.Г. КРАВЕЦ В.Г.

№ 1 (4)/2014 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Бровкин А.Г., Кравец В.Г.

БРОВКИН Александр Григорьевич — ктн, зам. главного конструктора ФГУП МОКБ «Марс», e-mail: [email protected] BROVKIN Alexander Grigorievich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Chief Designer of

MEDB MARS

КРАВЕЦ Вадим Георгиевич — дтн, профессор, главный специалист РКК «Энергия», руководитель полета ОК «Буран» в 1988 г., e-mail: [email protected] KRAVETS Vadim Georgievich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Chief specialist at RSC Energia. Flight director of the BURAN orbiter mission in Введение отработке было назначено НПО автоматики и приборостроения (НПО АП) (Лапыгин В.Л.).

Ключевым элементом в задаче автомати- Была уточнена ответственность организаческой посадки орбитального корабля (ОК) ций за создание средств управления посадкой «Буран» была разработка бортовых и наземных ОК, основные из которых:

средств управления полетом. • МОКБ «Марс» (Сыров А.С.) отвечало Работы по созданию и подготовке средств за разработку алгоритмов и МО на участках атсистемы управления (СУ) ОК «Буран» были мосферного спуска и посадки ОК  «Буран» на начаты в конце 1970-х гг. практически одновре- аэродром;

менно с развертыванием работ по многоразовой • ВНИИ радиоаппаратуры (ВНИИРА) ракетно-космической системе (МРКС) «Энер- (Громов Г.Н.) разрабатывал комплекс аэрогия–Буран» в целом. Постановление Прави- дромных радиолокационных и радиомаячных тельства СССР о создании МРКС «Энергия– средств и ответной бортовой аппаратуры, исБуран» было выпущено в феврале 1976 г. В пользуемых для траекторного контроля полета конце 1976 г. был разработан эскизный проект ОК на спуске и для коррекции бортового навиОК «Буран», а в 1977 г. — технический проект, гационного вектора состояния;

содержащий всю необходимую информацию • Центральный аэрогидродинамический для начала разработки рабочей документации институт им. проф. Н.Е. Жуковского (ЦАГИ) по ОК «Буран», в т. ч. по его СУ [1]. (Свищев Г.П.), Летно-исследовательский инАппаратно-программные бортовые и назем- ститут им. М.М. Громова (ЛИИ) (Васильные средства системы управления ОК «Буран» ченко К.К., Манучаров А.А.) проводили должны были обеспечить весь полет, включая аэродинамические и прочностные испытаавтоматическую посадку первого беспилотного ния, экспериментальную летную отработку на многоразового корабля. Средства СУ с такими летающих лабораториях (ЛЛ);

задачами готовились к использованию впер- • НПО «Молния» (Лозино-Лозинский Г.Е.) вые в мире. В американской программе Space отвечало за исходные данные по аэродинамике Shuttle, по которой с апреля 1981 г. по август ОК на спуске, создание стендов по отработке 1983 г. было выполнено уже восемь запусков, алгоритмов управления аэродинамическис самого начала полеты были пилотируемыми, и ми исполнительными органами, комплексную на завершающем участке захода на посадочную отработку СУ при горизонтальных летных полосу, с высоты 9-10 км, пилоты-астронавты испытаниях ОК и за создание посадочного выполняли посадку корабля Space Shuttle в комплекса (ПК) ОК «Буран»;

ручном (директорном) режиме. • НПО «Энергия» (Глушко В.П.) было утверждено головной организацией и коордиКооперация разработки системы нировало все работы по созданию и отработавтоматической посадки ке бортовых и наземных средств управления полетом и посадкой ОК «Буран» в целом.

О том, какое большое внимание уделялось ходу разработки СУ ОК «Буран», свидетельствует выпуск в августе 1983 г. специального решения Правительства СССР по вопросу Сложность задачи создания системы управускорения создания СУ ОК «Буран» и его ма- ления автоматической посадкой ОК «Буран»

тематического обеспечения (МО). В этом реше- [3, 4] и ответственность всех участников ее нии был уточнен состав предприятий-разработ- решения, помимо того, что такая система гочиков СУ и МО, и оговорены мероприятия по товилась к применению впервые в мире, была форсированию этих работ [2, 3]. обусловлена в т. ч. и тем, что трасса спуска ОК Головной организацией по разработке СУ с высоты H = 100 км и торможения его в ати МО и созданию комплексных стендов по их мосфере имела протяженность более 8 000 км,

АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПОСАДКА БЕСПИЛОТНОГО МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ «БУРАН»

что более чем вдвое продолжительнее, чем у ПК ОК, т.е. посадочная полоса для «Бурана»

одноразовых космических кораблей, а требуе- и соответствующая аэродромная инфраструкмая точность приземления на аэродром выше тура, создавались на космодроме «Байконур»

посадкой спускаемых аппаратов одноразовых Для выполнения точностных требований на кораблей). Для ориентации и движения ОК заключительном участке спуска (с H  50 км), «Буран» с высоты H 100 км использовалась после выхода из плазмы и вхождения в зону комбинация реактивных и аэродинамических приаэродромных радиосредств, производилась Последовательность задействования орга- «Буран» по измерениям сначала от наземных нов управления ориентацией ОК на спуске радионавигационных дальномеров, затем от в зависимости от роста скоростного напора курсовых и глиссадных радиомаяков. По мере в интервале высот спуска 20 Н 100 км снижения ОК поправки в систему управления Последовательность задействования органов осуществлялась в «бездвигательном» режиме, полета на участке спуске, кг/м2 ориентации направления (Н = 4 км) и при посадке приведены в табл. 2.

спуска, км рии спуска (H 100…90 км) в качестве управляющих органов по всем трем каналам ис- Радиолокационные средства слежения пользуются только реактивные управляющие за полетом с обработкой и отображением двигатели (УД). По мере роста скоростного траекторной информации ОК (три группы напора УД отключаются вначале в канале кре- дублированных радиолокаторов с радиусом на (), затем — в канале тангажа () и в канале действия 500, 200 и 25 км), резервированные С высоты Н = 20 км управление ко всем бортовой аппаратурой для коррекции автотрем каналам осуществлялось по «самолетной» номной системы управления, были созданы схеме уже только аэродинамическими испол- как единый радиотехнический навигационнонительными органами: элевонами и рулем на- посадочный комплекс «Вымпел» (разработправления — воздушным тормозом. Для кор- ка ВНИИРА). Эти средства отрабатывались рекции балансировочного положения элевонов до пуска при моделировании на наземных и их разгрузки при изменении центровки ОК стендах и с использованием специальной ЛЛ использовался балансировочный щиток, рас- ТУ-134. Следует отметить, что система «Вымположенный на обрезе кормовой части фюзе- пел» по срокам развертывания и надежности ляжа. Устойчивость движения было необходи- выиграла техническое соревнование у рассмамо обеспечить в диапазоне от гиперзвуковых триваемой параллельно, но так и не принятой скоростей (от числа Маха М > 20) до посадоч- радионавигационной маячной системы (затем ной скорости на аэродром 320…340 км/ч, при однопунктовой радионавигационной систесравнительно малом аэродинамическом каче- мы) разработки НПО космического приборостве ОК при посадке — Кmax = 5,4…5,6 [5, 6]. строения (НПО КП).

№ 1 (4)/2014 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ Бровкин А.Г., Кравец В.Г.

Построение навигационной системы • программно-временные устройства автоматической посадки (ПВУ) для синхронизации работы всех резервированных комплектов аппаратуры СУ.

Функциональное объединение, называ- Поступающие в БЦВК сигналы ГСП слуемое навигационной системой, состоит из жат для образования ИНС, сигналы от ДУС бортовых навигационных датчиков (вклю- используются для решения задачи ориентачая инерциальную систему на базе гироста- ции ОК относительно центра масс, сигналы билизированной платформы в составе СУ), от ААКС — для поддержания траектории с заназемного радионавигационного оборудо- данным профилем перегрузки. При работе всех вания и алгоритмов, реализуемых в составе перечисленных средств СУ, с учетом их резерпрограммного обеспечения (ПО) бортово- вирования, для защиты от неисправностей и го цифрового вычислительного комплекса сбоев используются схемы голосования «два из и посадки работает в двух режимах: «Нави- До выхода из плазмы (Н 50 км) ИНС не гация» и «Посадка». корректируется. Расчет и отслеживание «поВ режиме «Навигация» с Н    100 км до падающей» траектории спуска осуществляется, Н 20 км управление исполнительными орга- исходя из прогнозируемой дальности до цилиннами ОК осуществляется для формирования и дра рассеивания энергии (ЦРЭ). При этом проотслеживания «попадающей» траектории в за- должают выполняться ограничения по нагреву данную область на высоте 20 км. Область при- конструкции ОК, скоростному напору и переведения на высоту H = 20±0,1 км определяется грузкам.

радиусом R = 13 км, скоростью ОК в пределах В интервале высот 20 < Н 50 км ИНС наV = 520±60 м/с (M = 1,8) и допустимой ошиб- чинает корректироваться по показаниям боркой направления скорости по курсу  = ±15°. товых датчиков радиодальномерной системы Управление движением на этих высотах (РДС), измеряющей дальность до определяпроизводится посадочными алгоритмами и ПО емых бортовыми алгоритмами ПО посадки БЦВК разработки НПО АП с использованием трех наземных ретрансляторов навигационного данных инерциальной системы (ИНС) СУ. дальномера (РНД), а также по данным бортовоТекущими управляемыми параметрами го радиовысотомера больших высот (РВБ).

наведения на этом участке спуска являются В режиме «Навигация» с Н 20 км управоставшаяся дальность до заданной области на ление движением ОК осуществляется уже H = 20 км и угловой промах по направлению только аэродинамическими исполнительными на цилиндр рассеивания энергии. «Попадаю- органами через посадочные алгоритмы и ПО щая» траектория формируется через расчет разработки МОКБ «Марс». Информация программной зависимости продольной пере- ИНС продолжает корректироваться, при этом грузки от скорости полета ОК. Поиск «попа- по-прежнему используются сигналы РДС и дающей» траектории осуществляется в ПО РВБ [5, 6].

Для обеспечения эффективного торможе- на Н = 20 км начинается движение ОК на ЦРЭ ния на «попадающей» траектории, при выпол- (радиус 25 км с центром 22,5 км от центра посанении ограничений по нагреву конструкции и дочной полосы аэродрома). Движение по ЦРЭ перегрузкам, полет ОК при входе в атмосфе- происходит со снижением до Н 10 км и гашеру на гиперзвуковых скоростях происходит нием скорости ОК с V 450 м/с до V 230 м/с.

с большими углами атаки = 34° при M 28 После схода с ЦРЭ ОК выходит на высоте и последующим уменьшением угла атаки до H 7 км на касательную к цилиндрам выверзначений = 22° при M = 5 и = 15° при M = 3. ки курса (ЦВК) и дальше — в ключевую точку Надежную работу СУ на этапе посадки обе- траектории спуска на H = 4 км, с удалением от спечивает использование следующих резерви- центра взлетно-посадочной полосы (ВПП) на рованных средств: L = 15…18 км при скорости с V 150 м/с (с догиростабилизированная платформа пустимыми ошибками, приведенными в табл. 1).

(ГСП) с устанавливаемыми на каждом ком- В режиме «Посадка» с Н 4 км при управплекте ГСП акселерометрами и интегрирую- лении движением ОК ИНС продолжает коррекщими гироскопами, с полной развязкой про- тироваться со сменой источников коррекции. В странственного положения от движения ОК; этом режиме для коррекции ИНС используютдатчики угловых скоростей (ДУС); ся сигналы:

АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПОСАДКА БЕСПИЛОТНОГО МНОГОРАЗОВОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ «БУРАН»

точек размещения наземных курсового (КРМ) Общая структура алгоритмов и ПО автои глиссадного (ГРМ) радиомаяков; матической посадки ОК приведены в табл. 3.

• РДС, измеряющей на этом участке полета ОК дальность до наземного ретрансляСтруктура алгоритмов и ПО посадки тора посадочного радиодальномера (РПД);

(Н = 4 км) была принята двухглиссадная схебез коррекции) ма: вначале полет по крутой глиссаде с углом ке спуска с Н = 100 км до посадки составляло полета после выхода из плазмы около 12 мин.