Транспортний корабель постачання

ВА (рос. Возвращаемый аппарат) Спускний апарат комплексу «Алмаз» створювався на базі аналогічних розробок, здійснених ЦКБМ при створенні місячних кораблів ЛК та ЛК-700, з урахуванням результатів стендових випробувань малорозмірних моделей і з використанням доступної інформації про відпрацювання американських кораблів Джеміні і Аполлон.

У початковій концепції РКК «Алмаз» ВА (виріб 11Ф74) був невід'ємною частиною ОПС, і встановлювався в її передній частині. Ідея полягала в тому, щоб екіпаж починав працювати одразу після виведення станції на орбіту. На орбіті космонавти переходили б у відсіки станції через люк у теплозахисному екрані ВА. Після закінчення роботи ВА відстиковувався від ОПС і повертав на Землю екіпаж і матеріали. Крім того, він мав використовуватись для екстреного порятунку екіпажу з ОПС на усіх ділянках польоту — від запуску і виведення до роботи на орбіті.

Рішення вирізати перехідній люк у найбільш теплонавантаженому місці ВА викликало дуже гарячі суперечки, але генеральний конструктор РКК «Алмаз» В. М. Челомей наполягав на цьому.

Згодом від застосування ВА у складі ОПС відмовились і його передбачалось використовувати тільки у складі ТКС, для таких функцій:

• доставка на станцію і спуск з орбіти екіпажу і вантажів, що повертаються;
• автономний двовитковий політ орбітою в режимі очікування часу посадки і автономної орієнтації для видачі гальмівного імпульсу.

За первинними планами всередині апарату могли здійснювати політ три космонавти у скафандрах. Надалі передбачалося збільшити розміри ВА і екіпаж мав зрости до п'яти-шести осіб.

Особливості апарату:

• лобовий теплозахисний екран, який не відокремлювався і забезпечував багаторазові повторні спуски ВА з орбіти;
• висока аеродинамічна якість, що дозволяло зменшити термодинамічні навантаження на конструкцію апарату і екіпаж і здійснити керований спуск у визначену точку посадки при проходженні максимально можливої кількості обертів;
• забезпечення автономного польоту і спуску з орбіти, що давало можливість продовження роботи ТКС у складі РКК «Алмаз» після відокремлення ВА.

Спускний апарат корабля ТКС

Виріб 11Ф74 складався з трьох основних блоків:

• ВА з кабіною екіпажу;
• порохова гальмівна рушійна установка (рос. тормозная двигательная установка, ТДУ) для сходу з орбіти;
• порохова аварійна рушійна установка (рос. аварийная двигательная установка, АДУ).

Параметри

Порятунок екіпажу при аварії ракети-носія мав здійснюватись відокремленням ВА за допомогою потужної АДУ, що складалась з основного і керуючого порохових двигунів. ТЗ на систему аварійного порятунку встановлювало жорсткі установки щодо її використання, зокрема на відведення від ракети-носія на старті або при втраті керування.

За конфігурацією ВА нагадував американську капсулу Джеміні і мав розміри подібні до командного модуля корабля Аполлон. Основний відсік ВА — кабіна екіпажу мав форму зрізаного конуса з напівсферичним днищем у широкій основі.

Прагнення проектантів досягти високих аеродинамічних властивостей призвело до вибору відповідної форми ВА, на відміну від сегменто-конічної («фароподібної») в кораблі «Союз», де обмеження накладав також максимально можливий внутрішній об'єм спускного апарата, при меншому граничному діаметрі днища.

У конструкції ВА переважали рішення, характерні для авіаційної промисловості. Гермооболонку утворювали вафельні панелі, скріплені автоматичним зварюванням з повним рентгенографічним контролем зварних з'єднань. Її випробували при тиску 1,9 атм, що більш ніж в 1,5 рази перевищував максимальний розрахунковий тиск, який мала витримати кабіна екіпажу. У процесі запуску ВА у виробництво переглянули численні технології зварювання, штампування і механообробки для можливості виконання технічного регламенту і ремонту.

При проектуванні усіх підсистем і блоків ВА розробники керувалися принципами допустимості одиничної відмови і методами управління надійності, властивими для пілотованих систем. Основною метою технологічного опрацювання ВА стала простота експлуатації та відновлення. Єдиний відступ від правил — гермокабіна. Її відмова (розгерметизація) вважалась неприпустимою (хоча екіпаж у скафандрах і міг продовжувати роботу після наддуву останніх). І все це попри те, що через оболонку гермокабіни проходять численні вузли введення трубопроводів, кабелів тощо, а також три люки (один — з ілюмінатором) і оптичне вікно системи ручної орієнтації.

Для підвищення надійності ілюмінатори мали по три кварцові скляні панелі з ущільненнями між ними і спеціальною системою розвантаження від надлишкового тиску. Простір між панелями заповнювався сухим азотом.

ВА мав 39 піротехнічних пристроїв 12 типів. Усі вони створювались за безосколковим принципом, з високою надійністю, відмовостійкістю, невеликою масою та високою швидкодією. Значне використання піротехніки також було відмінною рисою проекту ВА.

Система розгортання парашутів оснащувалася спеціальними пристроями, що запобігали заплутуванню строп і куполів.

Відмінною особливістю ВА був люк для переходу екіпажу з гермокабіни апарату у внутрішній відсік ФГБ. Люк діаметром близько 550 мм був влаштований у лобовому теплозахисному екрані-щиті. Кришка люка відкривалась всередину гермокабіни апарату. З відсіком ФГБ люк з'єднувався сильфонним переходом-лазом, який перерубався пірошнуром біля основи перед відділенням ВА. Згодом пірошнур замінили спеціальним механізмом з кульовими замками, що спрацьовують від дубльованих піропатронів. Люк мав виключно продуманий механізм замикання, не вимагав від екіпажу значних зусиль для відкривання і для герметизації апарату. Система ущільнень не давала високотемпературній плазмі потрапити у зазор люка.

Попри те, що люк був влаштований практично в найбільш теплонапруженому місці ВА, жодного випадку його прогорання за результатами наземних і льотних (зокрема трьох повторних орбітальних) випробувань не зареєстрували.

Основний теплозахист ВА складався з трьох основних елементів змінної товщини:

Капсула ПА

• донного напівсферичного сегмента (лобового екрану);
• сегмента у формі зрізаного конуса (бічний теплозахист);
• сегмента носового відсіку.

Краплеподібний наріст тефлону нижче центру донного сегменту забезпечував захист при піку нагрівання під час входження в атмосферу, що виникав при згорянні залишків перехідного тунелю екіпажу.

Підхід до проектування теплозахисту ВА комплексу «Алмаза» значно відрізнявся від використовуваного до цього розробниками в СРСР для СА кораблів «Восток» і «Союз» і у США для капсул Меркурій, Джеміні і Аполлон, де застосовувалась абляційна система теплозахисту одноразового використання. Технічне завдання на комплекс «Алмаз» вимагало високої частоти польотів ВА, у зв'язку з чим обрали підхід, який дозволяв багаторазово використовувати основні системи апарата. Від якості виготовлення і нанесення теплозахисту на ВА багато в чому залежить безпека життя космонавтів, тому до нього висувались надзвичайно високі вимоги.

ФВБ (рос. ФГБ) складається з секцій різного діаметру.

Спереду, на зоні малого (2,9 м) діаметру на нього встановлювався спускний апарат, ззаду відсік мав розширення, утворене двома конічними проставками з максимальним діаметром 4,1 м. У хвостовій частині ТКС розташовувався активний стикувальний агрегат, спеціально пристосований для стикування об'єктів масою по 20 т. У передній частині блоку знаходяться два двигуни корекції (11Д442) тягою по 447 кгс.

Двигуни могли вмикатися до 100 разів; їх ресурс становить 2600 с. Для корабля настільки великої маси виявилося більш вигідним використовувати рухову установку з турбонасосного системою подачі, а не з витіснювальною як на «Союзі». Все паливо (АТ+НДМГ) розміщувалося в восьми циліндричних баках на зовнішній поверхні ФГБ. Там же встановлені основні агрегати рухової установки (ДУ), двигуни орієнтації та стабілізації, антени і датчики, радіатори системи терморегулювання[1].

Система життєзабезпечення екіпажу складалась з основних і дублюючих агрегатів, розташованих у навісному відсіку (забезпечували автономний політ ВА по орбіті, необхідний для вибору відповідної точки посадки), а також засобів вентиляції і постачання киснем скафандрів при спуску в атмосфері після відділення навісного відсіку. Електроживлення систем ВА здійснювалося від акумуляторних батарей.

Система терморегулювання ВА — комбінована. При польоті апарату у складі ТКС його тепловий баланс підтримувався активною газо-рідинною системою. Після відділення і перебування в автономному польоті терморегулювання здійснювалося пасивними елементами — багатошаровою теплоізоляцією та покриттями з певними оптичними властивостями. Найбільшого захисту потребували реактивна система управління з ємностями компонентів палива, які мали захищатись від замерзання, а також агрегати системи життєзабезпечення.

Спочатку припускали, що всім кораблем (а при стикуванні з орбітальною станцією — і комплексом «Алмаз») керуватиме єдина система управління (СУ), встановлена у ВА. Після оцінки габаритно-масових параметрів СУ вирішили розділити її на дві автономні частини, завдяки чому функціонально-вантажний блок (ФГБ) і спускний апарат отримали різні СУ. ФГБ міг працювати самостійно, забезпечуючи виведення, політ на орбіті й підготовку умов для спуску ВА. Система управління ВА забезпечувала підготовку на орбіті до спуску і керування спуском в автономному режимі.

СУ корабля містила цифровий контур, що на той час було новаторствам. Однак розробники не наважились одразу переходити на «цифру», залишивши аналогові прилади, тому СУ вийшла «аналогово-цифровою» з різними режимами роботи при відповідальних операціях (наприклад, порятунок екіпажу). Для виконання пошуку та зближення ТКС оснащувався системою «Ігла-1Р» — варіантом тієї, що застосовувалася на ДОС «Салют».

Два двигуни корекції ТКС (КРД-442, або 11Д442) з турбонасосною системою подачі компонентів палива розташовувались в передній частині блоку і мали трохи відхилені від горизонталі сопла, щоб витікаючі гази мінімально впливали на поверхню корабля. Тяга РРД — по 447 кгс; їх розробили в КБ хімічного машинобудування (колишнє ОКБ-2 А. М. Ісаєва). Двигуни могли вмикатися до 100 разів; їхній ресурс становив 2600 сек. ТКС мав достатній запас палива для багаторазового виконання усіх динамічних операцій, пов'язаних з автономним польотом, стикуванням і корекцією орбіти комплексу «Алмаз».

Двигуни управління орієнтацією ФГБ розташовувались у чотирьох групах, по дві з кожного кінця блоку. У кожній встановлювалося по п'ять РРД причалювання і стабілізації тягою по 40 кгс. У двох передніх групах стояло по вісім РРД точної стабілізації. Усі двигуни оснащувалися витискальною системою подачі компонентів палива і були розроблені також в ОКБ А. М. Ісаєва.

Система теплозахисту спускного апарата складалася з шарів кремнеземної тканини спеціального плетіння, просякнутих фенолформальдегідною смолою. При спуску з орбіти під дією теплових навантажень смола починає випаровуватися з об'ємно структурованої матриці; продукти її піролізу утворюють газоподібний шар-подушку, що захищає екран від обгорання і деформації. Фахівці ЦКБМ розробили конструкцію теплозахисту і технологічний процес її відновлення для повторного (до 10 разів) використання.

Крізь лобовий теплозахисний екран проходили чотири механічні вузли кріплення спускного апарату до суміжного відсіку, вузли кріплення навісного агрегату, а крізь бічний теплозахист — механізм введення ліній для електропостачання, охолодження, газопостачання та передачі даних. При розділенні відсіків ТКС окремі піромеханізми розрізали перехідний тунель, службові лінії і місця механічного кріплення, а пружинні штовхачі забезпечували початкову швидкість відходу ВА від ФГБ.

Під час автономного польоту на орбіті космонавти могли двічі спробувати «зайти на посадку». У розрахунковий момент починались процедури підготовки до спуску. Система управління розгортала спускний апарат днищем за напрямком вектора швидкості, вмикалась ТДУ і відбувався схід з орбіти, після чого бортова автоматика видавала команди на скидання навісних агрегатів перед входом у щільні шари атмосфери.

При русі в атмосфері з номінальним кутом атаки 18° аеродинамічна властивість спускного апарата на гіперзвуковій швидкості становила приблизно 0,25. Управління поздовжньою і поперечною («бічною») дальністю спуску досягалось зміною положення апарата в потоці за допомогою двигунів РСУ. Балістичний коефіцієнт змінювався від 472 кгс/м² до 647 кгс/м², що можна порівняти з 379 кгс/м² для командного відсіку Аполлона. Це дозволяло здійснювати спуск в атмосфері при перевантаженнях менше 3 одиниць. Однак, оскільки основне завдання СУ — вивести спускний апарат у потрібний район посадки, розмір і напрям підйомної сили не залишались постійними і перевантаження в деякі моменти спуску могло досягати 4 одиниць.

В останній фазі польоту спускного апарата на висоті 10 км і при динамічному тиску 900 кгс/м² відокремлювався головний обтічник та послідовне розкривались витяжний, гальмівний і основний трикупольний парашути, висувались антени, вкмикалась система радіопеленгу, світловий проблисковий маяк і відстрілювався пошуковий радіомаяк «Комар» (спускався окремо на своєму парашуті). Після розгортання трьох основних куполів загальною площею 1770 м² швидкість спуску ВА знижувалась до 6,5 м/с. Безпечна посадка була можлива і з двома куполами.

Перед приземленням вмикався твердопаливний ракетний двигун м'якої посадки тягою 2,5 тс, змонтований не у стропах парашутів, як у «Восхода», і не на днищі спускного апарата, як у «Союза», а ззовні верхньої частини кабіни екіпажу, під вертлюгами парашутної системи. Його сопла були спрямовані уздовж твірної конуса. Номінально він вмикався на висоті 1-5 м від землі й уповільнював швидкість спуску до 3 м/с. Момент запалювання визначав кінцеву швидкість перед посадкою і обчислювався з використанням сигналу гамма-променевого висотоміра «Кактус», який відсіював перешкоди від підстилаючої поверхні (крони дерев, глибокий пухкий сніг, лід, вода, шар опалого листя). У момент дотику землі амортизатори у кріслах поглинали залишковий удар. Можлива була і посадка на воду — при перевірках встановили, що Ва мав єдине стійке положення у воді — лобовим екраном донизу.

Точка посадки ВА після керованого спуску в атмосфері перебувала всередині еліпса розсіювання (великий радіус — 27 км, малий радіус — 13 км), розташування якого визначалося, найперше, умовами орієнтації перед спуском.

Якби автоматика не змогла б зорієнтувати апарат, то була резервна ручна система: екіпаж мав стабілізувати апарат, визначивши розташування горизонту за допомогою оптичного візира або інфрачервоного датчика, після чого спускний апарат орієнтувався за курсом вручну або з використанням іонного датчика потоку. Визначивши реперні точки, екіпаж запускав гіроскопи, які утримували орієнтацію апарата до вмикання ТДУ.

Якщо ВА втрачав стабілізацію після успішного вмикання гальмівного двигуна до входу в атмосферу, скиданням частини кожуха ТДУ апарат набував аеродинамічної конфігурації з єдиним стійким положенням на гіперзвукової швидкості — лобовим теплозахисним екраном вперед. Використовуючи цю особливість і природне аеродинамічне демпфування, спускний апарат правильно орієнтувався у верхніх шарах атмосфери до піку нагріву та динамічного тиску.

Якщо неможливо було зорієнтуватись по крену для керованого спуску, апарат закручувався навколо поздовжньої осі і переходив на балістичний спуск. Пікове перевантаження при цьому могло перевищити 8 одиниць.

З 1975 по 1979 роки з 51-го майданчика космодрому Байконур відбулось п'ять випробувань системи аварійного порятунку.

На стартовому столі розробки ЦКБЕМ, який раніше використовувався для запуску ракети Р-9А, монтувався імітатор верхньої части ФГБ, на якому встановлювався ВА зі штатними вузлами розділення, пірозамками, перехідним сильфонним тунелем, піроножами і пружинними штовхачами, які спрацьовували після команди «Аварія». Потім одночасно запускались двигуни порохової аварійної рушійної установки (рос. аварийная двигательная установка, АДУ) і порохової гальмівної установки (рос. тормозная двигательная установка, ТДУ) загальною тягою 86 тс.

ВА споряджались комплексом приладів, які вимірювали перевантаження у кріслах при вмиканні АДУ, при розкриванні парашута, переворотах, ударі об землю. Одночасно в екстремальних умовах відпрацьовувалась парашутно-реактивна система посадки — апарат піднімався над столом на 1,5 км і майже одразу після скидання АДУ спрацьовувала парашутна система.

Тричі випробувався «виріб 005» і двічі «виріб 007» (останній відрізнявся комплектацією, зокрема наявністю штатного люка, що дозволило виміряти акустичні навантаження у відсіку екіпажа. Усі випробування закінчились успішно.

Під час цих запусків випробувалась можливість спільної роботи ТДУ і АДУ при аварійній ситуації під час запуску. Це дозволило зменшити масу системи аварійного порятунку і надавало системі певної гнучкості, зокрема три режими тяги: ТДУ і АДУ; тільки АДУ; тільки ТДУ — в цьому випадку двигун вмикався на ділянках польоту після скидання АДУ. НВОмаш запатентував спільний режим роботи ТДУ і АДУ.

1974 року почались роботи зі створення системи 82ЛБ72 — офіційна назва означала: на 82-му носії («Протон») встановлено льотний блок, який імітує 72-й виріб (ТКС). Створили апарат, обводи і центровка якого імітували ТКС під обтічником. Корпус складався з двох частин, у верхній частині й усередині встановлювались штатні проставки з усіма засобами розділення. На останні закріплювались ВА — згори АДУ і ТДУ, усередині — тільки з ТДУ. В корпусі під верхнім ВА були «кишені» для заповнення баластним вантажем (спочатку — пісок, потім — чавунний шріт). Корпус без ВА називався 82ЛВІ, закінчення назви стало неофіційним позначенням «подвійних запусків».

• Перше вдале випробування апарата-аналога відбулось 15 грудня 1976 року коли ракета-носій УР500К(Протон) вивела на орбіту Космос-881 і -882. Після одного оберту ВА успішно приземлились.
• Другий запуск апарата-аналога відбувся 30 березня 1978 року, Після одного оберту ВА Космос-997 і -998 успішно приземлились.
• Третій запуск апарата-аналога 5 січня 1979 року закінчився невдало внаслідок аварії ракети-носія. Система аварійного порятунку успішно повернула на Землю верхній ВА.
• Четвертий запуск апарата-аналога 23 травня 1979 року — Космос-1100 і -1101 — відрізнявся від попередніх польотів тим, що верхній ВА здійснив два оберти на орбіті і увійшов в атмосферу через 90 хвилин після першого.

• Перший запуск повністю укомплектованого випробувального ТКС відбувся 17 липня 1977 року з космодрому Байконур ракетою-носієм «Протон-К». Космічний апарат «Космос-929» призначався для випробувань конструкції і систем. 17 серпня ВА успішно приземлився. Автономний політ ФГБ тривав до 3 лютого 1978 року.
• Другий ТКС запустили 25 квітня 1981 року як Космос-1267. 24 травня 1981 року від ТКС відокремився і приземлився ВА. 19 липня 1981 року апарат автоматично зістикувався зі станцією Салют-6. Для сумісності стикувальних агрегатів корабля і станції останній, шостий, основний екіпаж станції (Ковальонок і Савіних) до повернення на землю встановили у конусі переднього стикувального вузла станції спеціальний перехідник, який забезпечував стикування ТКС без закривання замків агрегату. ТКС і ДОС разом літали понад 400 діб, корабель коректував орбіту станції. 29 липня 1982 року ТКС видав гальмівний імпульс і увійшов разом зі станцією у щільні шари атмосфери.
• Третій ТКС запустили 2 березня 1983 року як Космос-1443. 10 березня корабель зістикувався зі станцією Салют-7. Стикувальні вузли обох космічних апаратів були уніфікованими, тому другий основний екіпаж станції — Ляхов і Алєксандров — зміг розвантажити ТКС і завантажити до ВА 350 кг вантажів. 14 серпня ТКС відстикувався від станції, а 23 серпня від нього відокремився і приземлився ВА з результатами досліджень. Політ ФГБ тривав до 19 вересня 1983 року[2].
• Четвертий ТКС під назвою Космос-1686 запустили 27 вересня 1985 року РН «Протон-R», який п'ять днів потому зістикувався зі станцією «Салют-7». Цей КА, що мав також позначення 11Ф72 №16501, був цікавим і етапним апаратом. Його називають останнім Транспортним кораблем постачання (ТКС), який так і не став новим апаратом для польотів людини в космос. Але частіше - першим модулем 77-й серії (ТКС-М), до якої належать і чотири модуля станції «Мир» («Квант-2», «Кристал», «Спектр» і «Природа»), а також перший елемент МКС - ФВБ «Заря».

У першому варіанті модулі дооснащення станції Салют-7 пропонувалося виконувати у вигляді послідовної зв'язки невеликого 11-ти тонного герметичного відсіку з обладнанням (власне модуля) і спеціального рухового блоку (буксира) приблизно такої ж маси. Буксир доставляв модуль до комплексу, забезпечував стикування, а потім відстиковувався і припиняв свій політ[3].

Перший модуль такого типу (транспортний корабель модульний експериментальний - ТКМ-Е) був розроблений в КБ "Салют" і з 1983 року створювався для станції "Салют-7". У ньому в якості буксира використовувався модернізований ТКС, що забезпечувало певну економію часу і коштів.

Модуль «Квант» з ТКМ-Е

Конструктивно зв'язкa являла собою науковий модуль дооснащення 37КЕ №010 (ЦМ-Е) - модуля Квант та функціонально вантажний блоком ФГБ (з рос. Функционально грузовой блок) 77КЕ "166-01. ФГБ не був розрахований на відвідування космонавтами. Він також не був обладнаним стикувальним вузлом - блок кріпився до модуля квант через проставку, а його відділення відбувалося шляхом розриву пірозамків.

Завершити роботи по інтеграції модуля дооснащення 37КЕ №010 (ЦМ-Е) - модуля Квант та функціонально вантажний блоком ФГБ до завершення експлуатації станції Салют-7 не встигли. Тому запускали таку зв'язку вже для станції Мир. Перед стартом з блоку демонтували 4 баки низького тиску, а баки високого тиску заправили на 60%. Після доставки модуля Квантдо станції Мир, ФГБ відділився і був затоплений в Тихому океані. Після відділення було звільнено другий стикуальний вузол модуля Квант.

Досвід отриманий під час запуску і стикування зв'язки модуль Квант] та функціонально вантажного блоку (ФГБ) дозволив КБ "Салют" розробити ряд спеціалізованих модулів дооснащення для станції Мир.

Модулі дооснащення станції Мир творено в КБ "Салют" на базі транспортного корабля постачання (ТКС):

• Квант-2
• Кристал
• Спектр
• Природа

• Наука
• Заря