Научный орбитальный комплекс

К. П. ФЕОКТИСТОВ,

профессор, доктор технических наук, летчик-космонавт СССР

НАУЧНЫЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС

НЕМНОГО ИСТОРИИ

В 1958 г. в конструкторском бюро С. П. Королева начались работы над будущим первым космическим кораблем «Восток». И уже тогда участники этих работ думали: «А что же дальше? Куда идти после «Востока»? Одни считали — Луна, другие — Марс, третьи — орбитальные станции. В следующем году, когда еще только приступили к выпуску чертежей, электрических схем и в заводских цехах начали появляться первые детали корабля, споры о будущем разгорелись еще больше.

Инженеры оказались едины в одном — путь к развитию пилотируемых космических полетов лежит через решение проблемы сближения и стыковки космических аппаратов на орбитах. Была выделена группа, которой поручили исследовать этот вопрос. Им поставили задачи — выявить технические проблемы, связанные со сближением и стыковкой, наметить варианты решения, поискать организации, которые смогли бы разработать нужную аппаратуру. К началу 1962 г. усилиями этой группы создан теоретический задел, на базе которого можно было приступить к проектированию.

Задача на проектирование ставилась самими проектантами, затем неоднократно уточнялась С. П. Королевым. Решили проектировать новый корабль, на котором можно было бы отработать все проблемы сближения и стыковки. Одновременно с помощью этого корабля предполагалось увеличить продолжительность полета, улучшить условия жизни и работы экипажа, снизить перегрузки, воздействующие на человека при возвращении на Землю, расширить возможности для проведения исследований и экспериментов. Подразумевалось, что на базе этого корабля со временем можно будет создать транспортное средство для обслуживания орбитальных станций.

Работы по проектированию нового корабля (впоследствии названного «Союзом») начались в 1962 г. Этот год, по-видимому, и следует читать годом начала работ над орбитальными станциями.

Основные задачи, которые решались при разработке корабля «Союз», — это создание и отработка средств измерения параметров движения двух космических аппаратов относительно друг друга, управление процессом сближения и причаливания, механическая и электрическая стыковка двух кораблей, создание маршевых и координатных двигателей, обеспечивающих процессы сближения и причаливания. Кроме того, требовалось создать и отработать в полетах новые системы ориентации и управления, средства спуска на Землю с использованием аэродинамической подъемной силы (для снижения перегрузок при спуске и уменьшения рассеивания точки приземления корабля при возвращении на Землю), новой системы приземления с резервированием парашютной системы и т. д.

В середине 1962 г. были подготовлены первые исходные данные на разработку технической документации и начата работа над эскизным проектом. По мере разработки чертежей, электрических схем отдельных систем и корабля в целом, инструкций по испытаниям и т. п. становилось ясным, что корабль «Союз» существенно сложнее «Востока». Сотни приборов, тысячи деталей, десятки километров кабелей. Все это следовало соединить в единое работающее целое, отработать на десятках экспериментальных установок.

Если от начала проектирования корабля «Восток» (еще беспилотного) до его первого полета прошло примерно полтора года, то сроки создания нового корабля оказались существенно длиннее. Много времени отняли, например, работы над макетированием внутренней компоновки спускаемого аппарата, разработка теплозащитного покрытия, средств его нанесения и проверки работоспособности, аэродинамические и тепловые исследования, теоретические исследования устойчивости и управления спускаемого аппарата при возвращении его в атмосферу. Работы по новой системе приземления потребовали создания специальных макетов спускаемого аппарата, сбрасываемых с самолета, и большого количества натурных экспериментов. Пришлось создать новую двигательную установку, систему управляющих двигателей, новые агрегаты для систем терморегулирования, обеспечения жизнедеятельности и т. п.

Принципиальные трудности возникли не только при разработке системы определения параметров относительного движения двух космических аппаратов (при сближении), системы управления этим процессом, но и при создании средств контроля таких систем на Земле до полета. Такие средства создаются для всех бортовых систем и агрегатов, поскольку без контрольной проверки в автономной схеме и на собранном корабле ни один прибор, ни одна система не может быть допущена в полет. Сложность проверки системы измерения параметров относительного движения на Земле связана с тем, что нужно было при проверке системы имитировать движение двух кораблей относительно друг друга и проверять ее работу при различной взаимной ориентации кораблей. Причем проверять не только функционирование системы, но и точность измерений дальности, скорости, углов и т. п.

Все эти работы заняли несколько лет, и первый пилотируемый полет состоялся только в апреле 1967 г. Он закончился трагически: при посадке погиб пилот корабля — космонавт В. М. Комаров. Причиной этой аварии явилось нарушение в работе парашютной системы приземления. Нерасчетный режим работы парашютной системы проявился именно в этом полете, хотя полету первого корабля «Союз-1» предшествовали успешные самолетные испытания системы приземления и беспилотные полеты.

В 1967–1968 гг. был проведен большой объем дополнительных испытаний системы приземления. И с октября 1968 г. опять начались полеты корабля. Полеты «Союзов» в 1968–1970 гг. позволили накопить тот необходимый опыт, который разрешил перейти к использованию их в качестве транспортных кораблей. Наиболее важными вехами на этом пути явились полеты спутников «Космос-186» и «Космос-188», «Космос-212», «Космос-213» для отработки стыковки в автоматическом режиме в 1967 и 1968 гг., стыковка двух пилотируемых кораблей «Союз-4» и «Союз-5» в 1969 г., длительный полет одиночного корабля «Союз-9» в 1970 г.

В 1969 г. стало ясно: проблема сближения и стыковки космических аппаратов практически решена. На очередь встал вопрос о создании самой орбитальной станции, и в 1970 г. начались работы по созданию станции «Салют». Первоначальная постановка задачи определялась как завоевание своего рода плацдарма в области пилотируемых орбитальных станций. Решено было разрабатывать первую станцию как лабораторию, на которой предполагалось провести проверку основных принципов создания пилотируемых орбитальных станций, провести ряд научных и технических экспериментов, исследовать возможности длительной работы человека на орбите. В работе над станцией «Салют» участвовали многие коллективы конструкторов и специалистов различных конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов.

Одновременно велась модернизация корабля «Союз» с целью его превращения в транспортный корабль для обслуживания орбитальной станции. При этом главной задачей ставилось обеспечение возможности перехода в станцию через стыковочный узел (после пристыковки корабля к станции), с тем чтобы не нужно было пользоваться для перехода шлюзами и переходить через внешнее пространство в скафандрах. Для решения данной задачи пришлось существенно переделать стыковочные агрегаты, не затрагивая, впрочем, принципиальную схему их работы.

Документацию на станцию и на доработку корабля «Союз» (перевод в транспортный вариант) в основном выполнили в первой половине 1970 г., причем чертежи на корпус станции — еще весной. Это позволило к концу года изготовить станцию и 19 апреля 1971 г, осуществить ее выведение на орбиту. Первая станция «Салют» эксплуатировалась до 11 октября 1971 г., проработав на орбите около полугода.

В ходе этого первого полета орбитальной станции типа «Салют» всесторонне проверялась работоспособность станции, исследовались ее оборудование, системы обеспечения жизнедеятельности в реальных условиях космического полета. Не менее важной считалась и другая задача. Перспективы дальнейшего развития орбитальных станций, пилотируемых космических полетов, освоения непосредственно человеком космического пространства зависят в значительной степени от того, как долго может человек находиться и работать в условиях невесомости. Во время полета станции «Салют» был сделан новый шаг по пути увеличения продолжительности полета человека на орбите. На борту станции 23 сут жил и работал экипаж в составе космонавтов Г. Т. Добровольского, В. Н. Волкова и В. И. Пацаева, которые удовлетворительно чувствовали себя в течение самого длительного в то время полета.

Надо отметить, что до этого полета космонавтам еще никогда не приходилось иметь дело с таким количеством бортовой аппаратуры. Достаточно сказать, что общая масса аппаратуры, установленной на борту станции, измерялась тоннами. В дальнейшем насыщенность станций аппаратурой должна была только возрастать, и поэтому следовало проверить, как экипаж справится с выполнением обширной разнообразной программы, работая со столь большим количеством приборов в условиях длительного полета.

Экипаж станции выполнил серию астрофизических исследований, технических экспериментов, провел много визуальных наблюдений и медико-биологических исследований и, главное, осуществил испытания первой орбитальной станции в космическом полете. Опыт, приобретенный в ходе выполнения программы полета, позволил перейти к созданию более совершенных станций. Одновременно этот полет показал, что при создании «Салюта» удалось найти достаточно простые и надежные инженерные решения для всех узлов станции. К тому же это удалось сделать, как говорится, с первого захода: ведь «Салют» — самый первый вариант орбитальной лаборатории.

При возвращении «Союза-11» на Землю, еще до входа в атмосферу, произошла аварийная разгерметизация космического корабля, в результате которой экипаж погиб.

После этого полета в конструкцию корабля был введен ряд изменений, экипаж снабжен скафандрами на случай аварийной разгерметизации корабля на наиболее сложных участках полета: выведение на орбиту, спуск, стыковка (на этих участках экипаж должен находиться в скафандрах). Проведенные доработки проверялись в наземных испытаниях и в одиночном полете корабля «Союз-12» в 1973 г. В последующие годы были созданы и запущены на орбиту несколько станций «Салют».

Здесь хотелось бы остановиться на станциях «Салют-4» и «Салют-6», так как эти станции наиболее длительное время эксплуатировались в пилотируемом режиме. На основе накопленного опыта станция «Салют-4» была существенно модернизирована. В первую очередь следует отметить модернизацию системы энергопитания (начиная с «Салюта-3» введены ориентирующиеся на Солнце солнечные батареи), создание экономической системы ориентации, улучшение связи с Землей (телеграфная связь Земля — станция с буквопечатающим устройством), разработку экспериментальной системы регенерации воды, получаемой из конденсата атмосферной влаги, расширение состава научного оборудования и т. п.

Станция «Салют-4» была запущена в конце 1974 в. и только в 1977 г. по команде с Земли прекратила работу. На ней работали две экспедиции с продолжительностью примерно один и два месяца. Тем самым сделан очередной важный шаг в увеличении длительности советских пилотируемых космических полетов. В конце 1975 г. к станции пристыковали беспилотный корабль «Союз-20» для проведения длительных ресурсных испытаний корабля в условиях орбитального полета в составе станции. Во время полета станции выполнялись многочисленные исследования, наблюдения и эксперименты по астрофизике, геофизике, в области отработки методов изучения природных ресурсов и окружающей среды, медико-биологические опыты.

Следующим принципиальным этапом в развитии работ по модернизации орбитальных станций явилось создание станции «Салют-6», благодаря которой удалось значительно расширить возможности осуществления длительных пилотируемых полетов.

Продолжительность пилотируемого полета при отсутствии на борту станции систем, обеспечивающих замкнутый круговорот веществ,[1] определяется запасами средств жизнедеятельности и возможностями длительного хранения кислорода, воды, пищи, белья, бытовых элементов, гигиенических средств и т. п. Кроме того, необходимо топливо для управления ориентацией станции, а также для борьбы с ее торможением в верхних слоях атмосферы.

Рис. 1. Зависимость времени существования от высоты круговой орбиты

Рис. 2. Зависимость затрат топлива на поддержание орбиты от высоты орбиты

На рис. 1 и 2 приведены два графика, иллюстрирующих зависимость времени существования станции от высоты орбиты и количества топлива, которое нужно тратить в год на поддержание ее орбиты. Следует отметить, что топливо необходимо также и для проведения коррекций орбиты, чтобы обеспечить оптимальные условия для сближения стартующих с Земли транспортных кораблей: перед стартом каждого очередного корабля приходится «подправлять» орбиту таким образом, чтобы трасса станции проходила над точкой старта корабля ко времени его запуска.

Если оставаться на уровне середины 70-х годов, то оказывается, что только запасов средств по обеспечению жизнедеятельности требуется около 10 кг на человека в сутки. А к этому еще нужно прибавить топливо и оборудование, которое приходится заменять в ходе полета. Если все посчитать, то окажется, что для обеспечения работы станции в пилотируемом полете в течение двух лет потребовалось бы создать на борту станции запасы средств жизнедеятельности и топлива массой около 20 т. Но это превышает массу всей станции «Салют-6». А она ведь имеет еще корпус, оборудование и предназначена для работы на ее борту космонавтов.

Решить проблему длительной работы станции в пилотируемом режиме удалось за счет создания грузовых транспортных кораблей для доставки на станцию оборудования, пищи, воды, кислорода, топлива и т. п. Для того чтобы станция могла принимать эти грузовые корабли, на ней установили еще один причал со стыковочным узлом, размещенным со стороны агрегатного отсека, и новую объединенную двигательную установку, которая могла дозаправляться в полете топливом от грузовых кораблей. В результате этого советскими конструкторами был создан научный орбитальный комплекс «Салют-6» — «Союз».

Работы над станцией «Салют-6» и кораблем «Прогресс» начались в 1973 г. Станция запущена в 1977 г. За прошедшее время на станции побывало несколько экспедиций, в том числе и международных, к станции много раз прилетали грузовые корабли «Прогресс», которые доставляли оборудование и обеспечивали дозаправку двигательной установки станции топливом. Важнейшим достижением, полученным на станции «Салют-6», явилось существенное увеличение длительности полета человека в условиях невесомости, благодаря чему наша страна заняла лидирующее положение в этой области.

КОНСТРУКЦИЯ ОРБИТАЛЬНОГО КОМПЛЕКСА «САЛЮТ-6» — «СОЮЗ»

В состав орбитального комплекса «Салют-6» — «Союз» входят собственно орбитальная станция (или орбитальный блок), пилотируемые транспортные корабли «Союз» и грузовые транспортные корабли «Прогресс». Орбитальный блок является основой комплекса: он предоставляет возможность экипажу жить и работать в условиях космического полета, обеспечивает функционирование комплекса (снабжение станции и космических кораблей электроэнергией, обеспечение необходимых условий для работы экипажа и функционирования аппаратуры, поддержание высоты орбиты, ориентации, связь с Землей и т. п.) и, наконец, позволяет проводить научно-технические исследования и эксперименты.

Рис. 3. Отсеки станции:

1 — передний стыковочный узел; 2 — выходной люк; 3 — зона малого диаметра рабочего отсека; 4 — коническая часть рабочего отсека; 5 — зона большого диаметра рабочего отсека; 6 — агрегатный отсек; 7 — задний стыковочный узел; 5 — переходный отсек; 9 — переднее днище; 10 — люк между переходным и рабочим отсеком; 11 — отсек научной аппаратуры; 12 — лют между промежуточной камерой и рабочим отсеком; 13 — промежуточная камера

Орбитальная станция для обеспечения необходимых условий жизни и работы на ней экипажа должна иметь внутренний герметичный объем с приемлемой для человека газовой атмосферой и с соответствующей температурой, средства питания, бытового обслуживания и т. п., средства связи с Землей, допускать возможность наблюдения за внешним пространством, иметь средства управления (ориентацией и бортовой аппаратурой), оборудование для научно-технических исследований и экспериментов, в проведении которых требуется непосредственное участие членов экипажа.

При этом желательно, чтобы герметичный объем и масса станции были как можно большими: в этом случае на ней разместится достаточно большое количество научного оборудования, кислорода, пищи, воды, топлива и т. п. Однако с увеличением внутреннего объема растут размеры и масса конструкции станции, что вступает в противоречие с возможностями современных ракет-носителей, имеющихся или специально создающихся для выведения орбитального блока.

Ракета-носитель, используемая для запуска станции «Салют-6», позволяет вывести орбитальный блок с максимальным диаметром 4,15 м и длиной около 13,5 м. Большие размеры станции (в длине или диаметре) привели бы к увеличению нагрузок на конструкцию ракеты-носителя и поэтому недопустимы. Кроме того, орбитальный блок размещается в верхней части ракеты-носителя, и, следовательно, соответствующая его «верхняя часть», там где размещается так называемый переходный отсек (рис. 3), должна укладываться в обводы конуса, которым заканчивается верхняя часть всего комплекса ракета—орбитальный блок. Это необходимо для обеспечения приемлемого уровня нагрузок на носитель и затрат топлива на преодоление аэродинамического сопротивления на участке движения комплекса в атмосфере.

Так определяются ограничения по размерам, а, следовательно, и по внутреннему объему. Масса орбитального блока, которая может быть выведена этой ракетой-носителем, составляет около 19 т, что и составляет ограничение по массе блока. При разработке станции приходится исходить из этих ограничений и следить за рациональным распределением объемов (и соответственно размеров) и масс между различными «потребителями»: объемами, необходимыми для жизни и работы экипажа; объемами и массами, выделяемыми под двигательные установки, оборудование, запасы средств жизнедеятельности, научную аппаратуру и т. п.

Таким образом, во время проектирования станции необходимо составлять и на всех дальнейших этапах работ постоянно контролировать балансы масс, размеров и объемов, все время соизмеряя технические потребности и возможности. В процессе разработки проектантам приходится вести и контролировать целый ряд «балансов»: энергопитания (сколько в различных режимах тратят электроэнергии приборы, системы станции и сколько ее можно получить, используя, например, солнечные батареи при данной ориентации станции и при данном положении ее орбиты относительно направления на Солнце), тепла (сколько выделяется тепла внутри станции экипажем, приборами, сколько его приходит внутрь станции от внешних источников, таких, как излучение Солнца и Земли, и сколько излучается тепла во внешнее пространство через радиаторы и другие внешние элементы), кислорода и углекислого газа в атмосфере станции, воды на борту (сколько потребляет экипаж, сколько выделяется им же в станционную атмосферу, сколько воды можно очистить и использовать, сколько воды будет поглощаться регенераторами, сколько адсорбируется на конструкции и оборудовании, сколько надо тратить воды в сутки, чтобы замкнуть баланс) и т. п.

Наконец, приходится учитывать и «баланс» времени, которое затрачивается на выполнение соответствующих операций в космосе (коррекции орбиты, сближения, стыковки, заправки, перенос грузов, ремонты, уборки и т. п.), на медицинский контроль, на связь, на отдых, питание, на физические тренировки и на выполнение исследований и экспериментов. Фактически по всем своим параметрам станция, как и космический корабль, как и любая сложная машина, проектируется с учетом компромисса между желаемым и возможным.

Размеры станции «Салют-6» практически определяют ее внутренний герметичный объем, равный примерно 90 м3, основная часть которого приходится на рабочий отсек. Кроме рабочего отсека, на станции есть еще два герметичных объема (соединяющихся с рабочим отсеком через люки): переходной отсек (диаметром 2 м) и промежуточная камера (см. рис. 3). К переходному отсеку пристыковывают пилотируемые транспортные корабли, и он служит связующим звеном между космическим кораблем и орбитальным блоком.

Кроме того, переходной отсек используется в качестве шлюза во время выхода космонавтов в открытое космическое пространство. Поэтому в нем размещены скафандры для работы, в открытом космосе, их бортовое оборудование, арматура, клапаны сброса давления, пульты контроля и управления. В стенках этого отсека имеется семь иллюминаторов, используемых экипажем во время визуальных наблюдений или экспериментов, связанных с визуальными наблюдениями Земли, Луны, горизонта.

К промежуточной камере пристыковывают грузовые и пилотируемые транспортные корабли. Эта камера диаметром 2 м и длиной 1,3 м используется в качестве буферного объема между рабочим отсеком станции и транспортными кораблями. Она же применяется для частичного размещения доставляемых грузов. Через переходной отсек и промежуточную камеру после пристыковки кораблей прокладываются воздуховоды из станции в корабли для вентиляции обитаемых отсеков кораблей.

Рабочий отсек — главный отсек станции, в нем живет и работает экипаж, там же размещается основное оборудование станции. Конструкция корпуса этого отсека должна обеспечивать надежную герметизацию внутреннего объема (естественно, эти требования справедливы и для переходного отсека, и для промежуточной камеры), защиту от воздействия внешнего вакуума, предохранять экипаж и приборы от воздействия микрометеоритов, на его внешних поверхностях допускать размещение тех приборов и агрегатов, которым полагается «смотреть» во внешнее пространство: чувствительные элементы системы ориентации, солнечные батареи, оптические приборы, научная аппаратура (которая не может «работать» через иллюминаторы), антенны, радиаторы и т. п.

Идеальным для решения задачи по герметизации космического аппарата было бы создание цельносварной конструкции его корпуса, однако это практически невозможно. Есть целый ряд факторов, мешающих такому решению. В частности, пока не удается надежно сварить стекло и металл без нарушений в оптических характеристиках стекла. Из технологических же соображений нежелательно сваривать корпуса рабочего и переходного отсеков, рабочего отсека и отсека научной аппаратуры: сквозь гермоконтур отсеков наружу должны выходить тысячи электрических проводов, большое количество гидромагистралей. Наконец, требуется периодически соединять внутренний объем с внешним пространством (например, для выбрасывания отходов).

Поэтому в конструкцию корпуса станции приходится вводить сотни разборных герметичных соединений, уплотняемых, как правило, с помощью резиновых прокладок. Подбор материалов и конструкций этих уплотнений должен производиться с учетом температурных условий мест уплотнения, подвижности соединения, требуемого ресурса по открытию-закрытию, воздействия внешнего жесткого (главным образом ультрафиолетового) излучения (если это уплотнение находится непосредственно на внешней поверхности) и т. д.

В последние годы, когда продолжительность пилотируемых полетов сильно увеличилась, обострился вопрос защиты от микрометеоритов. Во времена полетов космических кораблей «Восток», «Восход» и в первые годы полетов кораблей «Союз» этой проблемы практически не было. На базе теоретических и экспериментальных исследований было установлено, что вероятность пробоя герметизирующей стенки корабля микрометеоритом очень мала и составляет сотые и даже тысячные доли процента при продолжительности полета космонавтов несколько суток (с учетом размера космического корабля). Эти результаты расчета вероятностей основаны на различных моделях микрометеоритного облака в окрестностях орбиты Земли и на свойствах взаимодействия метеоритов с материалом стенки корабля.

В настоящее время продолжительность космических полетов исчисляется месяцами (для космических кораблей) и даже годами (для орбитальных станций). При этом вероятность пробоя однооболочечной конструкции космического аппарата микрометеоритами становится уже достаточно большой, и ее необходимо учитывать при проектировании научного орбитального комплекса, В современных станциях просто нельзя использовать однооболочечную конструкцию для корпуса герметичных отсеков.

Обычно в конструкции корпуса рабочего отсека, помимо герметизирующей оболочки, применяются еще и экраны, устанавливаемые на определенном расстоянии от самой оболочки. Суть данного метода защиты от микрометеоритной опасности заключается в следующем. При столкновении с экраном микрометеорит взрывается поскольку скорость движения частицы относительно станции составляет 10–30 км/с!.), и остатки микрометеорита и разрушенного материала экрана, быстро расширяясь (в виде струи), теряют энергию, которая позволила бы частице проникнуть в герметичный объем.

Часть корпуса рабочего отсека «Салюта-6» закрыта радиатором системы терморегулирования станции, который в этом месте играет роль и противометеоритного экрана. Остальная же часть корпуса рабочего отсека, корпуса переходного отсека и промежуточной камеры защищена либо специальными противометеоритными экранами-кожухами, либо другими элементами конструкции (панелями агрегатов системы терморегулирования, оболочкой агрегатного отсека и т. п.).

Гермокорпус рабочего отсека образован двумя сферическими днищами (передним — со стороны переходного отсека и задним — со стороны промежуточной камеры) и двумя цилиндрическими поверхностями (одна диаметром 2,9 м и длиной 3,5 м, другая диаметром 4,1 м и длиной 2,7 м). Эти две цилиндрические конструкции соединены конической поверхностью (длиной 1,2 м). На оболочке цилиндра большего диаметра (4,1 м) имеется отверстие, в которое устанавливается отсек научной аппаратуры. Там же, в стороне, противоположной отсеку научной аппаратуры, установлены две шлюзовые камеры для выброса отходов. Корпус отсека научной аппаратуры одновременно является частью гермокорпуса рабочего отсека (см. рис. 3).

Выбор такой геометрической схемы рабочего отсека обусловлен следующими ограничениями: общая длина гермоотсеков не должна превосходить 13,5 м, максимальный диаметр (с учетом теплозащитного кожуха) — 4,15 м, а конфигурация передней части должна укладываться в конус внешнего обвода верхней части комплекса ракета—орбитальный блок. Правда, можно и весь рабочий отсек сделать в виде одного цилиндра диаметром 4,15 м. Но тогда нельзя было бы разместить солнечные батареи внутри обусловленной внешней границы комплекса. Уменьшение диаметра рабочего отсека на части до длины 2,9 м и предназначается для установки там сложенных вокруг этого цилиндра солнечных батарей системы энергопитания.

Вся эта часть корпуса рабочего отсека вместе с солнечными батареями и переходным отсеком закрывается головным обтекателем, который сбрасывается, когда ракета на участке выведения на орбиту выходит из плотных слоев атмосферы. Головной обтекатель защищает от воздействия скоростного и теплового потоков (на участке выведения) не только солнечные батареи, но и расположенные на внешних поверхностях переходного и рабочего отсеков (диаметром 2,9 м) антенны и оптические индексы системы сближения, оптические датчики автоматических систем ориентации станции и солнечных батарей, оптические приборы для визуальной ориентации при ручном управлении станцией, научную аппаратуру, панели с агрегатами системы терморегулирования, радиатор системы терморегулирования (на внешней поверхности части рабочего отсека).

Внутренний объем рабочего отсека разделяется на две главные зоны: приборную (где главным образом размещаются приборы и агрегаты) и жилую (где живет и работает экипаж). Приборная зона размещается вдоль стен станции по ее «правому» и «левому» бортам, на потолке, на полу и в районе заднего днища. Конечно, и «правый» и «левый» (и соответственно подразумеваемые понятия «вперед» и «назад») являются для космического аппарата условными понятиями. Для станций «Салют» под ними подразумевается следующее. На одной из сторон рабочего отсека располагаются оптические инфракрасные датчики для построения местной вертикали, ось которых перпендикулярна продольной оси станции. При орбитальной автоматической ориентации их оси совпадают с местной вертикалью, и именно эта сторона обращена к Земле (т. е. «вниз») при орбитальной ориентации.

Рис. 4. Приборная и жилая зоны рабочего отсека

На этой стороне установлены приборы для осуществления визуальной орбитальной ориентации при ручном управлении (которые тоже обращены «вниз»). В эту же сторону «смотрят» и фотоаппараты МКФ-6М и КАТЭ-140, предназначенные для фотографирования поверхности Земли. Поэтому данная сторона условно и считается полом станции.[2] Направление «вперед» определяется как направление в сторону переходного отсека (соответствует направлению «вперед» на участке выведения на орбиту). И, наконец, из этих двух определенных направлений однозначно определяют «правый» и «левый» борта станции.

Приборная зона (рис. 4) отделена от жилой зоны панелями, большей частью легкосъемными, для доступа к приборам и агрегатам на случай необходимости их осмотра или замены в полете. Пульты управления, индикационные устройства либо располагаются непосредственно в жилой зоне, либо врезаны в эти панели. В приборной зоне размещены аппаратура систем управления бортовым комплексом, ориентации и управления движением станции, телефонной связи с Землей, командной радиолинии, телевизионные системы, а также системы телеметрии, контроля орбиты, энергопитания (буферные батареи и автоматика), обеспечения жизнедеятельности, медицинского контроля, часть автоматики системы терморегулирования. С помощью вентиляторов, газожидкостных и холодильно-сушильных агрегатов обеспечиваются циркуляция воздуха через приборную зону и отбор тепла, выделяемого приборами при их работе, от воздуха, идущего через приборную зону в систему терморегулирования станции.

Рис. 5. Размещение постов управления:

1 — пост № 1; 2 — пост № 2; 3 — пост № 3; 4 — пост № 4; 5 — пост № 5; 6 — пост № 6; 7 — пост № 7; 8 — правый борт; 9 — левый борт

Жилая зона занимает весь остальной объем рабочего отсека. В ней можно выделить посты управления, на которых экипаж осуществляет управление станцией, проводит исследования и эксперименты, медицинский контроль состояния своего организма, а также зоны выполнения физических упражнений, места для сна и приема пищи, для санитарно-бытовых нужд (туалет, душ).

В рабочем отсеке размещаются пять постов управления, связанных с выполнением определенных работ (рис. 5). Пост № 1 — центральный пост управления. Он имеет два рабочих места. Здесь находится главный пульт управления с командно-сигнальными устройствами для выдачи команд, с индикатором положения станции (как точки) относительно поверхности. Земли, индикаторами идущих автоматических программ, оптическими и звуковыми сигнализаторами, часами и т. п. Тут же установлены оптические приборы для визуальной ориентации по Земле, пульт управления бортовой вычислительной машиной, справочно-информационное устройство.

Пост № 2 используется для осуществления ручной астроориентации станции, он оборудован пультом, средствами связи, астроприборами и рукояткой управления. Пост № 3 предназначен для управления субмиллиметровым телескопом и автономной системой охлаждения приемников телескопа. Пост также оснащен пультами, средствами связи, визиром и ручками управления. На посту № 4 проводятся работы с медико-биологическим оборудованием. Этот пост находится в нижней центральной части рабочего отсека на стыке цилиндров большого и малого диаметров. Здесь же размещено оборудование для проведения кино- и фотосъемок. Наконец, пост № 7 (посты № 5 и № 6 располагаются в переходном отсеке) используется для работы с пультами управления системы регенерации воды из конденсата и научной аппаратуры. Все посты оснащены светильниками и средствами связи.

Зоны выполнения физических упражнений размещены неподалеку от поста № 4. Уже при первых длительных полетах выявилась необходимость так называемой профилактики невесомости. Дело в том, что в условиях длительного орбитального полета, когда на человека не воздействует сила тяжести, заметно снижается нагрузка на сердце (последнему не нужно преодолевать гидростатическое давление крови порядка 0,15 — 0,2 атм), не нагружены группы мышц, обеспечивающие возможность стоять, ходить, сидеть и т. д., а также внутренние мышцы, поддерживающие внутренние органы (легкие, желудок, печень, кишечник п т. п.), наконец, не нагружен сам скелет.

Все это, если не принять профилактических мер, может привести к некоторой атрофии мышц и к определенным трудностям реадаптации к земной силе тяжести при возвращении экипажа на Землю после длительного полета. Такое наблюдалось, например, у американских космонавтов Ф. Бормана и Дж. Ловелла после их возвращения на Землю после 14-суточного полета в корабле «Джемини-7» в 1965 г., поскольку они во время этого полета были практически лишены возможности активно двигаться, а также у А. Г. Николаева и В. И. Севастьянова после их возвращения из 18-суточного полета на корабле «Союз-9» в 1970 г.

В настоящее время наиболее подходящим средством борьбы с влиянием невесомости является использование на борту орбитальной станции специальных средств — тренажеров, предназначенных для обеспечения заметной дополнительной нагрузки на сердце и основные группы мышц во время выполнения физических упражнений. К этим средствам относятся велоэргометр,[3] бегущая дорожка, пневмовакуумный костюм. Бегущая дорожка, как это ясно из ее названия, представляет собой замкнутую ленту на роликах, приводимую в движение электродвигателем. Скорость движения ленты можно регулировать, тем самым регулируя темп бега, который должен поддерживать космонавт, выполняя упражнение на дорожке.

Естественно, скорость движения ленты регулирует сам космонавт. Чтобы во время бега он не «улетел» с дорожки, на этом тренажере имеется система эластичных притягов (с регулируемым усилием порядка нескольких десятков килограмм), один конец которых закрепляется на поясе космонавта, а другой — на неподвижной части дорожки. Усилие этих притягов обеспечивает в какой-то степени имитацию нагрузок во время ходьбы и бега на ступни, мышцы ног, костные ткани и т. д.

Пневмовакуумный костюм является герметичной емкостью, надеваемой космонавтом на ноги и нижнюю часть тела и герметизируемой на поясе. Вакуумный насос создает разрежение внутри полости порядка 30–60 мм рт. ст., что позволяет создать некоторую дополнительную гидростатическую нагрузку на сердце.

Велоэргометр расположен на «потолке» станции. Дорожка и пневмовакуумный костюм — на «полу», в районе конического переходника. В соответствии с бортовой инструкцией (которая является законом на борту станции) экипаж должен проводить на этих тренажерах 2–2,5 ч в сутки. Практика полетов показала, что такие средства для опробованных продолжительностей полета достаточно эффективны.

В задней части станции расположена туалетная кабина с ассенизационным устройством, которое обеспечивает сбор отходов жизнедеятельности экипажа и очистку станционной атмосферы. Моча и твердые отходы собираются в специальные герметичные контейнеры, выбрасываемые затем по мере их наполнения, во внешнее пространство через шлюзовые камеры. В районе поста № 4 при необходимости разворачивается душевая кабина. После приема душа кабина убирается.

Спальные места экипажа находятся на боковых панелях и на «потолке», где могут закрепляться спальные мешки. Завтракают, обедают и ужинают космонавты за столом, расположенным в районе поста № 1. Здесь же располагаются подогреватели пищи, столовые принадлежности, средства для фиксации бака с водой и пищи.

Кроме герметичных отсеков, в состав станции входят еще два негерметичных отсека: отсек научной аппаратуры и агрегатный отсек. Корпус отсека научной аппаратуры (см. рис. 3), как уже говорилось ранее, является частью герметизирующей оболочки рабочего отсека. Он представляет собой усеченный конус, внутренний объем которого открыт во внешнее пространство. В корпусе устанавливается научная аппаратура, которая не может «работать» через иллюминаторы (на станции «Салют-6» это субмиллиметровый телескоп БСТ-1М, на станции «Салют-4» — солнечный телескоп ОСТ-1, рентгеновские телескопы «Филин» и РТ-4, инфракрасный телескоп ИТСК, спектрометры). На участках орбиты, где научные приборы не используются, отсек закрывается от внешнего пространства негерметичной крышкой с экранно-вакуумной теплоизоляцией, предназначенной для защиты научных приборов от солнечных лучей и обеспечения теплового режима отсека (чтобы отсек не выхолаживался за счет излучения во внешнее пространство).

Агрегатный отсек по своему виду представляет собой цилиндр диаметром 4,15 м и длиной 2,2 м, с двумя торцовыми шпангоутами, один из которых прикреплен к нижнему торцовому шпангоуту рабочего отсека, а другим агрегатный отсек соединяется с опорным шпангоутом ракеты-носителя. В агрегатном отсеке размещаются баки, пневмо-гидроавтоматика, арматура, маршевые и управляющие двигатели объединенной двигательной установки. Кроме того, на этом отсеке устанавливаются антенны, мишени и световые индексы системы сближения, а также антенны других радиосистем.

БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ СТАНЦИИ «САЛЮТ-6»

Система ориентации и управления движением станции (СОУД). Совместно с исполнительными органами (управляющие и маршевые двигатели объединенной двигательной установки) при помощи этой системы решаются следующие задачи: 1) автоматическая ориентация станции (в орбитальной или инерциальной системах координат) для выполнения научных наблюдений или экспериментов; 2) выдача корректирующих направленных импульсов движения для подъема или коррекции орбиты станции (при подготовке орбиты к сближению с транспортными кораблями); 3) ориентация станции в процессе сближения на приближающийся транспортный корабль, участие в радиообмене сигналами с транспортным кораблем, необходимом для определения параметров относительного движения станции и корабля; 4) ориентация станции (в орбитальной или инерциальной системах координат) при «ручном» управлении экипажем.

В состав СОУД входят различные чувствительные элементы: гироскопы, датчики угловых скоростей, интеграторы продольных ускорений, инфракрасные построители местной вертикали, солнечные и ионные датчики, а также оптические приборы ориентации: по горизонту Земли (для построения местной вертикали при ручной ориентации в орбитальной системе координат), по кажущемуся направлению «бега» местности (для построения ориентации относительно направления полета), по звездам (астроориентаторы и секстан). Кроме того, СОУД включает в себя радиоаппаратуру сближения, обеспечивающую совместно с радиоаппаратурой транспортного корабля измерение относительных параметров движения, а также электронные логические, счетно-решающие и коммутационные приборы.

Выполнение той или иной задачи, как правило, может быть обеспечено СОУД в различных режимах и при использовании разных наборов приборов. Так, например, ориентация в орбитальной системе координат может обеспечиваться за счет работы инфракрасного построителя местной вертикали совместно либо с ионными датчиками (с соответствующими счетно-решающими блоками), либо с солнечными датчиками, либо с системой экономичной ориентации «Каскад» и, наконец, ручным управлением.

Это свойство СОУД обусловливает глубокое функциональное резервирование в данной системе.

Объединенная двигательная установка (ОДУ). Ее задачами являются: 1) выдача импульсов движения для изменения скорости и направления движения станции с целью подъема или коррекции орбиты, 2) создание управляющих моментов движения за счет работы управляющих двигателей для ориентации станции или для поддержания заданного положения станции в пространстве. Причем выдача импульсов может осуществляться за счет работы одного или двух маршевых жидкостных реактивных двигателей, расположенных на срезе агрегатного отсека, тягой 300 кгс каждый.

Поскольку требуемый диапазон управляющих моментов достаточно широк (от минимальных для поддержания экономичной ориентации до весьма значительных во время сближения с транспортным кораблем, особенно когда к станции пристыкован уже один корабль), то по каждому из каналов управления установлено несколько управляющих реактивных двигателей, и они могут включаться как поодиночке, так и группами. По каналам тангажа и курса (т. е. для создания моментов вокруг осей, перпендикулярных продольной оси станции) могут включаться от одного до шести управляющих двигателей, а по каналу крена (т. е. вокруг продольной оси) — два или четыре. Тяга каждого управляющего двигателя (всего их 32) около 14 кгс.

Кроме маршевых и управляющих двигателей, в состав ОДУ входят шесть баков (где хранится топливо), баллоны наддува с газом (для выдавливания топлива из баков в магистрали, откуда оно поступает к двигателям), компрессоры, гидропневмоавтоматика (редукторы давления, пневмогидроклапаны, датчики давления и температуры), коммутационные и логические приборы, гидропневмомагистрали.

В баках топливо отделяется от газа наддува с помощью металлических сильфонных разделителей. Если бы таких разделителей не было, то газ и топливо в условиях невесомости перемешались, и к двигателям поступало бы то топливо, то газ, то газожидкостная эмульсия, что могло привести к выходу из строя двигателей или к другим недопустимым отклонениям. Обычно в качестве разделителей топлива и газа наддува в двигательных установках космических аппаратов использовались гибкие разделители из органических пленок. В ОДУ станции «Салют-6» пришлось перейти на металлические разделители с целью обеспечения многократной заправки баков и длительного хранения топлива.

Компрессоры используются для подготовки к заправке ОДУ, во время которой осуществляется откачка газа из газовой полости баков с топливом в баллоны наддува (и маршевые, и управляющие двигатели питаются из одних и тех же баков). В качестве окислителя используется азотный тетраксид, а в качестве горючего — несимметричный диметилгидразин.

Все агрегаты и пневмогидроавтоматика ОДУ размещены в агрегатном отсеке. Внутри отсека и на его поверхности (где расположены двигатели) поддерживаются положительные температуры за счет прокачки жидкого теплоносителя по трубкам, приваренным к оболочке отсека. Температура теплоносителя регулируется системой терморегулирования станции. Приборы двигательной установки установлены в рабочем отсеке.

Система электропитания (СЭП). Ее задачей является, как это следует из названия, снабжение электроэнергией бортовых систем и научной аппаратуры постоянным и переменным электрическим током. В состав СЭП входят солнечные батареи, аккумуляторы, преобразователи постоянного тока в переменный, автоматика управления.

Фотоприемники солнечных батарей устанавливаются на трех панелях, каждая из которых имеет площадь около 20 м2 и представляет собой многократно складывающуюся рамочную конструкцию. Последнее вызвано тем, что на участке выведения станции на орбиту солнечные батареи должны быть уложены в тесном пространстве между головным обтекателем и цилиндрическим корпусом рабочего отсека.

Каждая из панелей после выведения станции на орбиту раскрывается. Причем корень панели закрепляется на специальном приводе, который обеспечивает вращение солнечной батареи вокруг оси, перпендикулярной продольной оси станции. У этого корня имеется экран, который после раскрытия панели препятствует радиационному обмену между солнечными батареями и радиатором системы терморегулирования, расположенным на той же цилиндрической поверхности. Две солнечные панели расположены в «боковых» направлениях («вправо» — «влево») и одна — «вверх». Четвертая панель, которая могла бы занимать «низ», отсутствует, иначе она перекрывала бы поле зрения оптических датчиков, спектрометров и визуальных приборов ориентации, установленных в этой части станции.

Совместная работа солнечных батарей, аккумуляторов и потребителей тока обеспечивается с помощью автоматики СЭП, которая предохраняет аккумуляторы от перезаряда (с использованием датчиков напряжения на основных шинах питания и датчиков давления в отдельных аккумуляторах). Эта же автоматика защищает систему от переразряда, используя датчики минимального напряжения и отключая часть бортовых потребителей, если напряжение падает ниже допустимой величины.

Текущее состояние буферных аккумуляторов контролируется с помощью счетчиков ампер-часов (контролируется и расход, и приход энергии в системе) и датчиков напряжения на шинах питания. Контроль ведется как телеметрически (в центре управления полетом), так и на пульте управления (на борту станции).

Система ориентации солнечных батарей (СОСБ). В состав этой системы входят комплекс чувствительных элементов, «осматривающих» все внешнее пространство; электронные блоки, обрабатывающие сигналы от чувствительных элементов; коммутационные приборы и приводы солнечных батарей. Система работает автономно и практически непрерывно в течение всего времени полета станции.

По сигналам от чувствительных элементов логическое устройство определяет, в каком направлении относительно станции находится солнце и как нужно развернуть каждую панель солнечных батарей вокруг ее оси, чтобы она получала максимум солнечной энергии. Чувствительные элементы расположены группами на переднем торце рабочего отсека и на заднем торце агрегатного отсека.