В.А. Щаренский
РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ АТМОСФЕРНОГО УЧАСТКА СПУСКА И ПОСАДКИ ОРБИТАЛЬНОГО КОРАБЛЯ "БУРАН"
 
Рассматривается задача повышения точности фор-мирования навигационной информации при использовании радиодальномерной системы (РДС), обеспечивающей коррекцию показаний инерциальной навигационной системы (ИНС). Решение данной проблемы позволяет обеспечить минимальную зону ошибок координатной информации путем рационального размещения ретрансляторов наземных дальномеров (РНД) в районе места посадки и выбора оптимальной группы наземных радиомаяков, позволяющих существенно уменьшить влияние геометрического фактора на точность получения навигационной информации в зависимости от пространственного положения орбитального корабля (ОК).

 
Обеспечение успешной работы системы управления ОК "Буран" на участках спуска, предпосадочного маневрирования и посадки на аэродром потребовало решения новых нетрадиционных задач повышения точности формирования навигационной информации на борту орбитального корабля. Это связано прежде всего с особенностями управления движением ОК, к которым можно отнести:
 
•  возможность спуска ОК с любого направления относительно аэродрома посадки;
•  предпосадочное маневрирование по самолетной схеме для выхода в заданную область пространства и на посадочный курс;
•  бездвигательную посадку на аэродром в автоматическом режиме с высокой точностью.
 
Указанные особенности существенно повысили технические требования к точности определения параметров местоположения и скорости движения ОК "Буран" в пространстве. При этом радиокоррекция показаний ИНС на этапе спуска возможна только на высотах менее 50 км, когда заканчивается процесс плазмообразования, препятствующий прохождению радиоволн. К указанной высоте погрешности автономно работающей ИНС могут составлять десятки километров по координатам и десятки метров в секунду по скорости. Радиодальномерная система (РДС) позволяет на всех траекториях движения ОК с высоты 40 км, удалениях 400 км от места посадки и до высоты 4 км осуществлять коррекцию ИНС с высокой точностью.
 
Анализ существовавших в тот период навигационных средств, традиционно использовавшихся в авиационных системах навигации и посадки самолетов, показал, что они не удовлетворяли предъявленным требованиям, а также не позволяли решать задачу пространственной навигации при одновременном обеспечении высокой точности и круговой обзорности навигационных измерительных средств. Использование РДС с высоты 40 км в качестве основного корректирующего навигационного средства позволило к началу этапа предпосадочного маневрирования уменьшить ошибки по координатам до 300...500 м и по составляющим скорости до 5 м/с, а к высоте 4 км по координатам до 100 м и по скорости до 3 м/с.
 
Научно-техническая проблема оптимизации характеристик системы "Земля - Борт" определялась необходимостью получения высокоточной навигационной информации на основе комплексного использования инер-циальной навигационной системы, радиотехнических измерительных корректирующих средств и математических методов обработки информации. В качестве радиотехнических измерителей используются радиодальномеры (РНД), размещаемые на поверхности Земли в опорных радионавигационных точках (РНТ). Вектор положения ОК в прямоугольной системе координат ОХУ2 (рис. 1) может быть определен по результатам измерений трех наклонных дальностей
(di, dj, dk) до соответствующей группы РНТ с номерами i, j, k. Измерение бортовой аппаратурой наклонных дальностей до РНТ в реальных условиях эксплуатации производится с ошибками измерения, которые обусловлены погрешностями бортовой и наземной аппаратуры, а также условиями распространения радиоволн. Ошибки измерения дальностей приводят к возникновению зоны неопределенности положения ОК в пространстве выбранной системы отсчета.
 
Рис. 1. Схема определения местоположения ОК
 
Разработка теоретических основ создания такой системы, минимизирующей зону ошибок информации, потребовала более полного учета источников ошибок измерения и проектирования комплексной навигационной системы, обеспечивающей не только компенсацию методических и инструментальных погрешностей, но и существенное уменьшение влияния геометрического фактора при измерениях на точность определения навигационных параметров.
 
Рассмотрим основные принципы комп-лексирования навигационной системы на основе дальномерных измерений. Дальномерный способ определения координат является известным методом навигации и заключается в нахождении точек пересечения поверхностей положения постоянного расстояния по результатам измерения дальностей между орбитальным кораблем и радиодальномерами, размещенными на поверхности Земли вокруг аэродрома посадки. В общем случае точек пересечения поверхностей положения может быть несколько, и тогда задача определения координат местоположения становится неоднозначной. Для однозначного решения надо учитывать направление полета и размещение радиодальномеров на поверхности Земли и относительно орбитального корабля. При этом пространственному положению орбитального корабля соответствует точка пересечения трех сферических поверхностей положения.
 
Однако ошибки приводят к неточному определению поверхностей положения, и местоположение орбитального корабля определяется не точкой, а областью или зоной ошибок координатной информации в выбранной системе отсчета. Зона ошибок представляет собой сложную пространственную фигуру, ограничиваемую шестью пересекающимися сферическими поверхностями с центрами, совпадающими с местом установки радиодальномеров на поверхности Земли. Размеры и конфигурации зоны ошибок существенным образом зависят от таких геометрических факторов, как базовые расстояния между радиодальномерами, установленными на поверхности Земли, их количество, удаление орбитального корабля от радиодальномеров, высота полета и т.д. Для решения такой многофакторной задачи необходимо было получить аналитические зависимости, определяющие соотношения между ошибками измерения дальностей и геометрическим фактором системы "орбитальный корабль - радиодальномерные системы".
 
В качестве иллюстрации на рис. 2 показано сечение вертикальной плоскостью пространственной фигуры, образующейся при пересечении четырех сферических поверхностей положения, соответствующих дальномерным измерениям до двух РНТ. Как видно из рисунка, размеры и конфигурация зон ошибок существенно зависят от геометрии взаимного положения ОК и РНТ. При этом размеры и конфигурация зон ошибок изменяются тем значительнее, чем меньше угол а (а = E
i - Еk), под которым пересекаются поверхности положения. При малых углах а (уменьшение высоты полета H на малых углах места) существенным образом проявляется влияние геометрического фактора, и ошибки определения высоты резко возрастают.
 
Рис. 2.  Зона ошибок информации
 
Задача осложняется тем, что на малых высотах при малых углах места и удалениях орбитального корабля, существенно превышающих базовые расстояния между наземными радиодальномерами, нарушается принцип суперпозиции между ошибками измерения навигационных параметров и ошибками определения местоположения орбитального корабля. Следовательно, обнаруживается нелинейное проявление геометрического фактора на достаточно малых значениях углов места.
 
Существенное влияние, которое оказывает геометрический фактор на точность определения параметров движения, вызывает необходимость подробного исследования взаимосвязи геометрических характеристик системы РНТ с точностью формирования навигационной информации. Рациональный выбор числа и схемы размещения наземных радиодальномеров относительно аэродрома посадки позволяет существенно снизить геометрическую потерю точности - увеличение погрешности определения координат по сравнению с ошибками дальномерных измерений. При дальномерном методе определения местоположения ОК влияние геометрического фактора зависит от конкретных значений геометрических характеристик (R
r, a, H, Q и т.д.).
 
Необходимость обеспечения высокой точности на любых возможных удалениях ОК от аэродрома посадки предъявляет противоречивые требования к схеме размещения РНТ. С одной стороны, необходимо увеличивать базовые расстояния между РНТ, что позволяет повысить точность определения высоты на удалениях R
r >> a за счет большей точности определения горизонтальных координат. С другой стороны, базовые расстояния между РНТ желательно уменьшать для получения высокой точности на удалениях Rr << a, где определяющая геометрическая характеристика - дальность от ОК до ближайшей РНТ. Следовательно, задача может быть решена путем реализации на борту ОК алгоритма выбора оптимальной группы РНТ.
 
В качестве примера на рис. 3 для различных углов подхода (0...900) и фиксированной дальности приведены относительные ошибки определения высоты полета по результатам измерения до различных групп (троек РНТ) при общем количестве РНТ, равном пяти. На этом же рисунке показана линия минимальных ошибок определения высоты полета (Hmax)min, получения с помощью алгоритма
выбора оптимальных троек РНТ.
 
Рис. 3. Диаграммы ошибок высоты полета для различных групп РНТ
В результате проведенных исследований были решены основные задачи оптимального размещения минимально необходимого количества радиодальномеров на поверхности Земли с учетом возможных траекторий полета и особенностей рельефа местности для основного и запасных аэродромов. Кроме того, были разработаны бортовые алгоритмы обработки измерений, учитывающие влияние геометрического фактора, и обеспечено комплексирование радиотехнических измерительных систем с системами, функционирующими на других физических принципах (комплексирование инерциальной системы и радиотехнической дальномерной системы).
 
При проведении аналитических расчетов и математического моделирования исследовались различные схемы размещения наземных радиомаяков относительно аэродрома посадки. Рассматривались схемы, содержащие от 24 радиомаяков, симметрично расположенных по окружности относительно центра посадочной полосы, до 5 радиомаяков, размещенных вокруг аэродрома посадки.
 
При этом для ОК "Буран"
была принята и реализована схема размещения 6 радиомаяков в зоне аэродрома посадки, обеспечивающая необходимую точность формирования навигационной информации. В принятой схеме два радиомаяка располагаются вдоль оси посадочной полосы симметрично относительно центра полосы на расстоянии 20 км, а четыре радиомаяка - в вершинах квадрата, вписанного в окружность радиусом 54 км с центром, совпадающим с центром полосы посадки.
 
Получена достаточно простая схема размещения наземных радиомаяков, обеспечивающая получение высокоточной навигационной информации при минимально необходимом их количестве, что привело к уменьшению затрат на создание посадочного комплекса в целом.
 
Весь цикл этих весьма сложных и трудоемких работ, начиная от теоретического обоснования и выбора инженерного решения, разработки математических моделей, всестороннего моделирования, стендовой отработки и проведения испытаний в реальных условиях эксплуатации, до подготовки и выдачи заключения на использование системы в испытательном полете ОК "Буран" выполнила группа специалистов отдела навигации, руководимого О.Н. Некрасовым: В.А. Щаренский, В.Х. Рисенберг, В.В. Огнева, И.П. Прощицкий, А.М. Ерюков. Во многих этапах моделирования и отработки системы приняли активное участие А.Г. Бровкин, Ю.В. Голубев (МОКБ "Марс"), А.Д. Гуськов, И.Ф. Возгилевич (НПО АП), Н.А. Кузьмина и А.С. Жуков (ЛИИ).
 
Методика учета влияния рельефа местности и геометрического фактора на размещение радиодальномерной системы на поверхности Земли была использована в работе трех рекогносцировочных экспедиций и существенно повлияла на выбор запасных аэродромов. Специалисты НПО "Молния" на практике применяли полученные результаты при работе в рекогносцировочных комиссиях, возглавляемых П.Р. Поповичем, С.А. Микояном и Г.С. Титовым. В результате проведенных работ были выбраны запасные аэродромы посадки орбитального корабля "Буран" и разработаны схемы размещения наземных радиодальномерных систем в зоне этих аэродромов.
 
В настоящее время в НПО "Молния" ведутся работы по проектированию новых авиационно-космических систем с использованием спутниковой навигации. При этом оказалось, что проблема оптимального выбора созвездий навигационных спутников для точного определения местоположения орбитальных кораблей может быть с успехом решена на основе результатов оптимизации влияния геометрического фактора, полученных при исследовании наземных радиодальномерных измерительных систем, используемых в системе управления орбитального корабля "Буран".
 
В. А. Яхно
 
ПОСАДОЧНЫЙ КОМПЛЕКС ОК "БУРАН"
 
Напряженным трудом инженерно-технических работников многих организаций и предприятий на космодроме Байконур был построен, оснащен и испытан уникальный авиационно-космический объект - посадочный комплекс орбитального корабля "Буран". Рассматриваются вопросы создания посадочного комплекса (ПК) для орбитального корабля "Буран" на космодроме Байконур, включающего внеклассный аэродром "Юбилейный" и комплекс наземных средств, обеспечиваюгцих автоматическую посадку орбитального корабля и его послеполетное техническое обслуживание.
 
Согласно решению правительства СССР, НПО "Молния", наряду с созданием планера орбитального корабля (ОК) "Буран", было также поручено разработать посадочный комплекс (ПК) ОК. Для выполнения этой задачи НПО "Молния" как головным разработчиком ПК было привлечено большое количество организаций и предприятий промышленности, а также научно-исследовательских и проектных институтов Министерства обороны. Головной проектной организацией был определен 20-й Центральный проектный институт МО (20 ЦПИ МО - начальник института Ю.В. Кудрявцев, главный инженер проекта С.М. Симонов). Строительство осуществляло Главное управление специального строительства МО (руководитель Н.В. Чеков).
 
После совместных проработок задания на проектирование и технического задания на разработку комплекса был определен состав участников работ, в том числе разработчиков, изготовителей и поставщиков систем, агрегатов и оборудования комплекса, а также этапность, сроки готовности и ввода ПК в эксплуатацию.
 
В соответствии с техническим заданием посадочный комплекс предназначался для выполнения следующих основных задач:
 
-обеспечения совместно со средствами наземного комплекса управления и полигонного измерительного комплекса привода и посадки ОК;
- послеполетноготехнического обслуживания ОК;
- управления полетами самолетов-транспортировщиков, самолетов военной транспортной авиации, летающих лабораторий, а также обеспечения их технического обслуживания;
- погрузки и съема грузов с самолетов-транспортировщиков и транспортировкиихна технический комплекс.
 
Аэродром "Юбилейный" ПК является:
по назначению и по оборудованию средствами связи и радиотехническому обеспечению полетов - специальным;
по степени оборудования - постоянным;
по техническим характеристикам ИВПП - внеклассным.
 
Общая площадь ПК - 11 млн.кв.м.. Аэродром расположен в 45-ти км севернее железнодорожной станции Тюра-Там в приаральской пустыне Кара-Кум. Аэродром был принят в эксплуатацию и определен годным для приема всех типов летательных аппаратов, что подтвердила посадка сверхзвукового пассажирского самолета "Конкорд" с президентом Франции господином Ф. Миттераном на борту.
 
Стоящие перед ПК ОК задачи определяли его состав:
- летное поле;
- служебно-техническая застройка с сооружением № 1 - Объединенным командно-диспетчерским пунктом (10 сооружений);
- парк аэродромно-эксплуатационных машин для размещения средств эксплуатации и содержания аэродрома (16 сооружений);
- базово-расходный склад ГСМ (19 сооружений);
- централизованная заправка топливомсамолетов;
- техническая зона ОК с площадкой слива компонентов топлива (ПСКТ,11 сооружений);
- гаражная группа спец. машин для размещения средств наземного обслуживания общего применения (18 сооружений);
- инженерные сети, коммуникации, высоковольтные и низковольтные сети, сети связи, водоводы, сети теплоснабжения, железные дороги и автодороги;
- казарменный городок;
- комплексная котельная со складом мазута.
 
Табельные средства связи и радиосветотехнического обеспечения полетов, включая средства метеообеспечения, размещались внутри периметра аэродрома на участках самолетной системы посадки, за исключением дальней радиолокационной группы.
 
Для обеспечения посадки ОК в составе посадочного комплекса были разработаны и размещены технологические системы:
- наземная часть радиотехнической системы навигации, посадки и управления воздушным движением "Вымпел-Н";
- система технологической связи;
- система телевизионного наблюдения;
- комплекс средств наземного обслуживания орбитального корабля;
- технологическая система слива компонентов топлива из ОК;
- подъемно-установочные агрегаты грузоподъемностью 50 т и 100 т;
- транспортный агрегат грузоподъемностью 100 т для доставки ОК и крупногабаритных частей ракет-носителей на технический комплекс;
- средства связи с экипажем ОК и самолетов из состава системы "Раскат-Н";
- средства приема, обработки, документирования и выдачи телеметрической информации из состава измерительного комплекса.
 
Общим для выполнения полетов летательных аппаратов и обеспечения посадки ОК является летное поле, которое по своему составу практически ничем не отличается от существующих аэродромов, за исключением длины и ширины искусственной взлетно-посадочной полосы (ИВПП), размеры которой определены в соответствии с требованиями и возможностями системы управления ОК "Буран". ИВПП позволяет осуществлять посадку ОК как в автоматическом, так и в ручном режиме с двух направлений с магнитным курсом 60° и 240°.
 
Координаты центра ИВПП: 46° 03' с.ш. и 63° 14' в.д.
 
Покрытие ИВПП - из армированного бетона, длина - 4500 м и ширина - 84 м. Поперечный профиль полосы - симметричный двухскатный с уклонами 0,01. Ее отличительная особенность - общий уклон 0,001...0,003 при ровности покрытия с просветом 3 мм под рейкой длиной 3 м (!). По контуру ИВПП устроены переходные полосы (отмостки) шириной 3 м из фракционного щебня толщиной 30 см, обработанного битумом на глубину 8 см и закрытого асфальтобетоном. Концевые полосы безопасности (КПБ) с двух направлений имеют размер 500 х 90 м, а боковые полосы безопасности (БПБ) примыкают к отмосткам ВПП и имеют ширину 50 м по всей ее длине.
 
Научно-техническое сопровождение работ по созданию летного поля аэродрома "Юбилейный" и его строительства осуществлял 26-й ЦНИИ МО (начальник института В.С. Удальцов, зам. нач. института по науке Ю.А. Павлов, начальник управления института В.А. Долинченко и др.). Всего строителям предстояло построить на комплексе более 140 зданий и сооружений, 26 участков системы средств связи и РТО, из них 8 выносных участков за периметром комплекса и удаленных от него растояния от 6 км до 58 км, проложить не одну сотню километров кабельной канализации.
 
Для организации строительства зданий и сооружений, разработки, изготовления, поставки, испытаний и ввода в эксплуатацию систем, агрегатов и оборудования ПК были определены три этапа создания ПК, которые логически вписывались в общий директивный процесс создания и отработки ОК "Буран" в целом.
 
Первый этап - прием самолета-транспортировщика ВМ-Т, доставлявшего планеры орбитального корабля и крупногабаритные отсеки ракеты-носителя "Энергия" с заводов-изготовителей на космодром Байконур.
 
Второй этап - проведение полигонных летных испытаний орбитального корабля "Буран".
 
Третий этап - завершение создания посадочного комплекса в полном объеме его готовности к летным испытаниям системы "Энергия" - "Буран".
 
На первом этапе вводились в эксплуатацию необходимые для приема самолета-транспортировщика ВМТ части летного поля, радиосветосигнальное оборудование и связь. В результате были доставлены элементы системы с заводов-изготовителей на технический комплекс для сборки и проведения летных испытаний, в том числе четыре планера ОК и все необходимые для пуска элементы ракеты-носителя. Крупногабаритные элементы разгружались с самолета-транспортировщика на транспортный агрегат и доставлялись на технический комплекс, расположенный в 25 км от ПК.
 
На втором этапе проводились испытания систем, агрегатов и оборудования, обеспечивающих привод, посадку и послеполетное обслуживание орбитального корабля "Буран". Эти испытания проводились строго в определенной последовательности, сначала - автономные испытания, затем комплексные испытания всех составных частей посадочного комплекса. В результате этих испытаний была проведена оценка систем на соответствие частным техническим заданиям по основным тактико-техническим характеристикам. При этом проверялись эксплуатационная документация и подготовка личного состава к проведению натурной работы.
 
Третий этап - этап межведомственных испытаний, по результатам которых была подтверждена полная готовность посадочного комплекса к запуску ракеты-носителя "Энергия" и посадке ОК "Буран". Эти испытания проводились в условиях, максимально приближенных к реальным, боевыми расчетами, прошедшими многократную тренировку. Привод и посддка отрабатывались с использованием самолета-лаборатории Ту-154 № 83, на котором была установлена бортовая аппаратура, аналогичная аппаратуре ОК.
 
Самолет-лаборатория Ту-154 № 83 совершал полеты по расчетной глиссаде посадки орбитального корабля, начиная с пролета над ВПП на минимальной высоте безопасности и до посадки.
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Оборудование
салона
летающей
лаборатории -
самолета
Ту-154.
 
(зав.№ 74A083,
с/н 0083, 1974 г. постройки,
бортовой № CCCP-85083)
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Рабочее
место
оператора
 в салоне
самолета
ЛЛ Ту-154.
 
 
 
 
 
 
 
Рабочее
место
пилота
летающей
лаборатории, 
оборудованное
аналогично
орбитальному
кораблю
«Буран».
 
 
 
 
 
Попытки автоматической посадки Ту-154Б (ЛЛ-083) в сопровождении самолета оптико-навигационого наблюдения (СОТН) МиГ-25 (ЛЛ-22).
 
Фото: www..buran.ru          
 
Для отработки средств послеполетного обслуживания в расчетной точке остановки ОК после пробега на ВПП устанавливался технологический макет ОК. При этом отрабатывались регламентированные по времени начало охлаждения колес шасси ОК газообразным азотом и термостатирования планера специально созданными установками с большим расходом охлажденного сжатого воздуха. Все наземные средства послеполетного обслуживания были выполнены в подвижном варианте с целью подъезда к ОК с площадки ожидания, расположенной в безопасной зоне вблизи ВПП.
 
Управление боевыми расчетами осуществлялось из объединенного командно-диспетчерского пункта, оснащенного всеми необходимыми видами связи и средствами телевизионного наблюдения. По штатным каналам связи осуществлялся информационный диалог с ЦУП, включая передачу телевизионного изображения.
 
Положительное заключение по итогам проведения межведомственных испытаний посадочного комплекса в целом явилось основанием для подписания Акта готовности комплекса к выполнению своих функциональных обязанностей в МКС "Буран".
 
В работах по созданию ПК ОК принимали участие инженеры и конструкторы НПО "Молния", в числе которых Ю.Н. Труфанов, В.В. Студнев, Д.И. Кошкин, О.Н. Некрасов, П.А. Лехов, М.А. Палагин, Д.Г. Козбенко, В.А. Яхно, Ю.И. Лобанов, В.В. Шепелев, В.А. Ляхова и многие другие.
 
Созданный посадочный комплекс орбитального корабля МКС "Буран", единожды использованный по своему назначению, еще не смог показать всех своих потенциальных возможностей, заложенных в его системы, агрегаты и оборудование. Инженерно-техническая универсальность ПК ОК требует профессиональных знаний и опыта специалистов, которые призваны обеспечивать его функционирование. К сожалению, недостаточные финансирование и организованность, а также нехватка авиационных специалистов в Военно-космических Силах РФ привели ПК в неработоспособное состояние. Потребовались значительные инвестиции ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в реконструкцию и модернизацию составной части комплекса - аэродрома "Юбилейный", которую безвозмездно обеспечили специалисты НПО "Молния" со своей кооперацией.
 
Новый владелец и пользователь посадочного комплекса в лице Российского Космического Агентства должен не только сохранить его, но и найти рациональное применение в интересах народного хозяйства РФ, стран СНГ и дальнего зарубежья, с целью "разгрузки" бюджета России в части платы Республике Казахстан за аренду космодрома Байконур и за эксплуатацию ПК.