Авиация и космонавтика 2006 12

В целом, благодаря выбранным характеристикам отделяемой кабины и схеме размещения ее на самолете, составе и функциях ее подсистем, устройство отделяемой кабины получилось относительно простым, что является необходимым условием обеспечения высокой надежности. В заключении ЛИИ им. М.Громова по аванпроекту особо отмечались следующие достоинства системы аварийного спасения:

– постоянная готовность к работе;

– обеспечение необходимых условий жизнедеятельности пилота в сложных условиях на месте приземления;

– исключение необходимости установки фонаря кабины орбитального самолета как отдельного конструктивного агрегата.

Система навигации, автоматического и ручного управления орбитального самолета позволяет осуществлять все необходимые в полете операции:

– строить и удерживать точную ориентацию аппарата на орбите, необходимую при выполнении целевых задач, осуществлении маневра по изменению плоскости орбиты и при выдаче тормозного импульса для спуска с орбиты;

– управление траекторией самолета при спуске в атмосфере и при заходе на посадку (выведение самолета на направление посадочной полосы);

– ручную посадку на заданный аэродром в ночных и сложных метеоусловиях.

Система навигации и автоматического управления (СНАУ) состоит из автономной астроинерциальной системы навигации, из бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), ЖРД газодинамического управления, астрокорректора, оптического визира и радиовертикали-высотомера.

Единая БЦВМ предназначена для сбора и обработки исходной информации, поступающей от бортовых и наземных средств и определения данных, необходимых для систем автоматического и ручного (директорного) управления. Отметим, что при проектировании ОС впервые в практике отечественной авиации создавалась интегрированная система навигации и управления, причем в варианте орбитального самолета-разведчика интеграция охватывала и целевое оборудование.

Облегчая работу летчика, СНАУ не заменяет его, оставляя пилоту принятие решения о необходимости выполнения маневра по изменению плоскости орбиты для повторного прохода над целью, выполнение боевой задачи и последующей посадки, а также контроль за работой автоматики. При необходимости летчик может дублировать своими действиями автоматику, что существенно повышает надежность выполнения задания. Без летчика невозможно реализовать основного преимущества пилотируемого орбитального самолета – оперативности действий.

Алгоритм управления СНАУ на участке схода с орбиты основан на методе пространственного управления траекторией при снижении в атмосфере посредством изменения угла крена при неизменном (балансировочном) угле атаки. К моменту написания аванпроекта «Спирали» такой алгоритм управления на участке спуска в атмосфере уже был предложен для спускаемых аппаратов космических кораблей «Союз» и американских «Аполлонов», имевших малое аэродинамическое качество (К<1), но для крылатых космических кораблей он был предложен впервые. Этот алгоритм, позволяющий получить требуемые из условий нагрева, прочности и устойчивости траектории и осуществить боковое маневрирование в заданных пределах, оказался настолько удачным, что впоследствии он был принят в качестве штатного для всех крылатых спускаемых аппаратов и космических кораблей (БОР-4, БОР-5, «Буран» и «Спейс Шаттл»).

При проектировании СНАУ для «Спирали» впервые были сформулированы принципы построения радиотехнической микроволновой системы посадки. В ОКБ Микояна и в Московском институте электромеханики и автоматики были созданы первые полунатурные стенды для отработки СНАУ на дозвуковых участках полета орбитального самолета. Предельные значения разбросов точек вывода к моменту коррекции бортовой СНАУ не превышают 80-100 км. Алгоритм управления в горизонтальной плоскости основан на принципе вывода орбитального самолета в район посадки с вектором скорости, направленным вдоль ВПП, что достигается выбором точек переключения крена, определяемых по текущим параметрам движения для угла крена, заданного контуром управления в вертикальной плоскости.

Для гарантированного вывода самолета на посадочную полосу заданного аэродрома в сложных метеоусловиях предусматривается радиокоррекция фактических координат самолета после выхода его из плазмы на высоте 50-55 км (М=1 1 -12) с помощью бортовой аппаратуры, использующей информацию штатных аэродромных радиомаяков и перспективных (напомним, речь идет о 1966 г.) радиотехнических средств. Это позволяет летчику и автоматической системе управления полностью компенсировать инструментальные ошибки системы навигации до подхода к аэродрому и вывести самолет на направление посадочной полосы с динамическими ошибками не более 4-6 км на дальности 35-40 км от аэродрома и осуществить заход на посадку с работающим ТРД по курсоглиссадной зоне радиомаяка.

Для управления траекторией самолета при спуске помимо основной автоматической системы управления предусматривалась резервная упрощенная ручная система управления по директорным сигналам.