«Энергия» - «Буран»

     - разбросов массово-центровочных, аэродинамических характеристик ракеты и тяг двигателей.

     С учетом особенностей старта "Энергии" решались следующие задачи:

     - разработка динамической модели ракеты применительно ко всем этапам начального участка движения;

    - нахождение и реализация способов обеспечения безударности движения на неуправляемом этапе и формирование благоприятных кинематических параметров ракеты на момент включения автомата стабилизации;

    - формирование закона управления на управляемом этапе, обеспечивающего безударное движение с учетом возможности возникновения нештатной ситуации и действия возмущающих факторов.

     Все эти задачи были в принципе решены при проектных разработках, а первые летные испытания "Энергии" показали полное качественное и количественное соответствие расчетных данных применительно к штатному старту с данными летных испытаний и подтвердили правильность принятой концепции старта.

     Отказ от системы сопровождения означал новый этап в решении проблемы динамики старта. Это позволило:

     - упростить и облегчить систему "ракета - стартово-стыковочный блок";

     - повысить надежность старта;

     - получить более четкий способ управления ракетой на начальном участке за счет сокращения заневоленного участка.

     Возможность обеспечения безударного движения на этапе выхода из стартового блока без системы сопровождения и формирования требуемых кинематических параметров на момент включения автомата стабилизации вытекает из того обстоятельства, что действие со стороны системы сопровождения, в принципе, может быть воспроизведено с помощью отклонения вектора тяги. Действительно, при отклонении этой силы на некоторый угол появляется поперечная составляющая, а продольная составляющая практически не изменяется при достаточно малом угле. Очевидно, если этот угол изменять во времени таким образом, чтобы поперечная составляющая тяги изменилась по такому же закону, как и сила со стороны системы сопровождения при конкретной нештатной ситуации и детерминированных возмущениях, то будет осуществлено, если пренебречь разностью по высоте точек приложения двух сравнительных сил, равной 1,5 метра, воспроизведение силы со стороны системы сопровождения, и движение ракеты будет проходить так же, как и при наличии системы сопровождения.

     Однако такое воспроизведение было бы очень трудно осуществить: потребовалась бы сложная программа отклонения камер двигателей. Но, как показали исследования, такая имитация и не требуется, достаточно воспроизвести импульс силы при простейшем законе формирования поперечной составляющей тяги - за счет отклонения всех камер всех двигателей или только первой ступени по каналам тангажа и рыскания на постоянные углы, определяемые характером нештатных ситуаций.

     Напомним, что приведенные рассуждения предназначались для обоснования принципиальной возможности отказа от системы сопровождения и как бы передачи ее функции на органы управления. На самом деле воспроизведение силы возмущения с их помощью со стороны системы сопровождения не является обязательным. Наоборот, этот метод является более гибким, потому что он не связан с формированием однозначного закона изменения поперечных сил и позволяет как обеспечить безударное движение на этапе выхода из стартового блока, так и сформировать кинематические параметры ракеты на момент включения автомата стабилизации. В частности, этот метод позволяет начинать управление сразу после схода со шпилек, когда ракета становится свободной.

     В результате был решен комплекс научно-технических задач, составляющих проблему динамики старта:

     - разработана математическая модель ракеты, описывающая ее движение на всех фазах начального участка траектории, учитывающая упругость элементов конструкции, упругость стартово-стыковочного блока, подвижность жидкого наполнения баков, а также всю совокупность действующих возмущений и разбросов характеристик ракеты. Проведен расчет параметров математической модели ракеты применительно к штатной и нештатной ситуациям;

     - внедрен способ компенсации возмущений при отказах двигателей первой ступени на начальном этапе движения, позволяющий исключить применение специальных гидромеханических ограничителей поперечных движений хвостовой части ракеты в нештатных ситуациях (системы сопровождения); произведен расчет компенсирующих воздействий для ввода их в систему управления. Это мероприятие позволило упростить конструкцию, уменьшить объем экспериментальной отработки, повысить надежность, снизить материальные затраты;

     - произведен расчет кинематических параметров, учитывающий все степени свободы ракеты, для использования их в качестве начальных условий на момент включения автомата стабилизации;

     - предложен и реализован метод программного управления ракетой в нештатных ситуациях, обусловленных отказом двигателей первой ступени в процессе их запуска, по которому программные функции углов тангажа и рыскания определяются номером бланка, на котором произошел отказ двигателя и пространственной конфигурации сооружений стартового комплекса;