ИШЕМИЧЕСКАЯ БОЛЕ3НЬ СЕРДЦА

Продолж. табл. 1

Система управления и наведения ракет. Автономная система управления ракетой обеспечивает:

− управление движением по траектории выведения (управление движением центра масс);

− стабилизацию положения корпуса на траектории выведения (управление
движением около центра масс);

− выдачу команд на управление системами ракеты в процессе полета на основе фактической информации, получаемой от систем, и последующей ее логической переработки или от программно-временного устройства;

− управление системами в период подготовки к пуску.

Управление ракетой одноразового использования проводится только на активном участке (участке выведения), а отработавшие ракетные блоки после отделения совершают неуправляемое движение.

Управление движением центра масс ракеты сводится, к управлению величиной и направлением действия сил и моментов. Управление движением вокруг центра масс обеспечивается изменением величин и направ­ления действия моментов в плоскостях тангажа, рысканья и крена, для создания которых каждая ступень ракеты-носителя имеет органы управления. Сигналы на приводы органов управления для создания управляющих усилий выра­батываются бортовой аппаратурой, которая в процессе выведения измеряет фактические параметры линейного и углового движения ракеты, преобразует и сравнивает их с параметрами расчетной траектории движения, т. е. с опорной траекторией. Рассогласование фактических и опорных параметров траектории служит сигналом для выработки системой управления команд на исполнительные органы (двигатели и органы управления).

Систему управления можно представить в виде двух подсистем (рис.2): наведения, предназначенной для управления движением центра масс и разделения ступеней, и угловой стабилизации, решающей задачу движения около центра масс.

Рис.2.Структурная схема системы управления

Подсистема наведения в свою очередь включает:

– блок нормальной стабилизации для уменьшения отклонений центра масс от параметров программной траектории на участке выведения, а также для приведения в момент выключения двигателей вектора скорости, лежащего в плоскости наведения, по направлению касательной к программной траектории;

– блок боковой стабилизации для уменьшения траекторных ошибок в выдерживании направления пуска и вы­полнения функции стабилизации в направлении, нормальном к плоскости наведения; отклонения центра масс измеряются с по­мощью акселерометров, оси которых строго ориентированы от­носительно программной траектории;

– блок регулирования кажущейся скорости (РКС) для обеспечения стабилизации центра масс в продольном направлении за счет регулирования продольной составляющей скорости РН путем изменения тяги двигательной установки.

Скорость полета измеряется гироскопическим интегратором осевых перегрузок, чувствительная ось которого расположена параллельно продольной оси ракеты-носителя. Гироскопический интегратор замеряет не истинную, а так называемую кажу­щуюся скорость полета, т. е. скорость полета с учетом составляющей за счет силы земного притяжения. Измеренное значение скорости поступает в вычислительное устройство и сравнивается с программным, при рассогласовании этих значе­ний вырабатывается управляющий сигнал, который усиливает­ся, преобразуется и подается на привод исполнительного органа системы регулирования кажущейся скорости, которая изменяет режим работы двигателей (уменьшает или увеличивает тягу двигательной установки в пределах возможного диапазона ее регулирования).

Подсистема угловой стабилизации стабилизирует положение корпуса по каналам тангажа, рысканья и крена. Ее основу составляет так называемый автомат стабилизации, вырабатывающий управляющие сигналы, которые стремятся свести к нулю угловые отклонения корпуса от их программных значений.

В процессе полета система управления обеспечивает выдачу необходимых команд в пневмогидравлические системы, системы разделения ступеней и отброса пассивных масс конструкции, а также при необходимости в системы космического аппарата в соответствии с циклограммой функционирования этих систем. Решаемые СУ задачи существенно усложня­ются при возникновении в полете аварийных ситуаций. В этом случае система после получения ею информации о появившихся неисправностях и отказах в работе отдельных систем или агре­гатов РН и анализа ее с помощью бортовой вычис­лительной машины вырабатывает решение по выходу из наме­тившейся аварийной ситуации и выдает необходимые команды.

Составной частью системы управления (ее подсистемой) яв­ляется система энергопитания(СЭП), в качестве источников которой на ракетах-носителях применяют химические источники пита­ния, турбогенераторы и топливные элементы. СЭП может входить в состав РН и быть самостоятельной.

При подготовке РН к пуску бортовая система управления взаимодействует с наземной системой управления подготовкой и пуском. В период подготовки каждая последую­щая операция на борту может быть выполнена только после контроля прохождения предыдущей и выдачи сигнала бортовой системой управления в наземную систему. До начала необра­тимых процессов обычно предусмотрено вмешательство опера­тора в ход подготовки с пульта наземной системы управления, а с начала необратимых процессов на борту – автоматическое прекращение подготовки и пуска ракеты-носителя при возник­новении неполадок. На СУ современных ракет-носителей возложена и диагностика состояния конструкции и функционирования отдельных систем и агрегатов в течение все­го времени полета в целях прогнозирования и своевременного изменения режима их функционирования в случае необходимо­сти; это особенно актуально для ракетных блоков многократ­ного применения.

Условия, существующие на борту РН в полете, в которых должна сохраняться работоспособность аппаратуры системы управления, очень жестки: температура в отсеках раке­ты-носителя после заправки криогенного компонента достигает 220 К, возникающие с момента запуска двигательной установки вибрации изменяются в широком диапазоне частот и обуслов­ливают действие на аппаратуру дополнительных перегрузок и т. п. Температура оказывает влияние на выходные характери­стики приборов, а вибрации приводят к механическим повреж­дениям, что в совокупности снижает надежность функциониро­вания системы. С точки зрения вибраций предпочтительно располагать приборы возможно дальше от мест крепления дви­гателей, пиротехнических устройств и других агрегатов, срабаты­вание которых связано с ударными нагрузками на конструк­цию, а также крепить их к корпусу ракетного блока на специ­альных амортизаторах. Температурный режим работы аппаратуры необходимо обеспечивать как при подготовке ракеты-но­сителя к пуску, так и в процессе ее полета: при подготовке к пуску в зависимости от условий окружающей среды может по­требоваться или обогрев, или охлаждение приборов, а в поле­те — охлаждение из-за собственного их тепловыделения в процессе работы. На размещение приборов сильно влияет и требование по обеспечению минимальной массы кабелей, что в значительной степени определяет местоположение источников питания.

Так как аппаратура системы управления – потенциальный источник возникновения искр, которые в случае негерметичности тракта горючего могут вызвать пожар в отсеках РН, в послед­них обычно создают инертную среду. СУ в свою очередь определяет ряд требований, влияющих на конст­рукторские решения; так, применение резервирования аппара­туры системы управления влечет за собой резервирование и цепей питания, прокладываемых по разнесенным друг от друга трассам, и т. д.

Удовлетворение многочисленных требований по обеспечению надежного функционирования СУ приводит к разнообразию схем и компоновочных решений приборных отсе­ков. Основ­ная аппаратура может быть расположена в специальном термостатируемом и вентилируемом приборном отсеке, максимально удаленном от двигательной установки, а также в специальных обтекателях на внешней поверхности баков. Само­стоятельного приборного отсека может и не быть, тогда основ­ные приборы располагают в межбаковом отсеке ракетного бло­ка последней ступени РН, а аппаратуру, функцио­нирующую на предыдущих ступенях, – в межбаковых отсеках соответствующих блоков. Кроме этого в настоящее время появились проекты с размещением функций СУ РН в СУ КА, т.е. в полезной нагрузке, так называемый «лифтовый» способ размещения системы управления.

Система наведения предназначена для привязки связанных осей ракеты-носителя к плоскости пуска, определенной в стар­товой системе координат, и сводится к выставке осей гироско­пов. Плоскость пуска определяется азимутом пуска ракеты-но­сителя, а связанные оси координат – осями гироскопических приборов, расположенных на гиростабилизированной платфор­ме, закрепленной на корпусе РН.

Органы управления(ОУ)— это агрегаты и устройства, создающие управляющие усилия, действующие на ракету-носитель и обес­печивающие как ее движение по заданной траектории полета, так и парирование возмущающих сил и моментов в процессе этого движения. Потребная эффективность органов управления определяется составом, величиной и характером действия возмущающих факторов; влияние программы полета сравнительно невелико. По своей структуре ОУ состоят из исполнительной части, непосредственно создающей управляю­щие усилия, и устройств (приводов ОУ), яв­ляющихся связующим звеном между аппаратурной частью си­стемы управления и исполнительной частью органов управле­ния. Приводы органов управления регулируют величину и направление воздействия управляющих усилий. Органы уп­равления подразделяются на аэрогазодинамические и реак­тивные. Аэрогазодинамические органы управления создают управляющие усилия за счет воздействия на их рабо­чую часть набегающего аэрогазодинамического потока (поток воздуха в процессе полета ракеты-носителя или газовая струя ракетного двигателя), а реактивные — путем изменения направления действия или величины реактивной силы (тяги) основных или вспомогательных ракетных двигателей.

По конструкции аэрогазодинамические ОУ делят на воздушные и газоструйные рули классической формы и периферийные газоструйные рули (рис. 3), а реактивные — на поворотные маршевые двигатели (или камеры сгорания мар­шевого двигателя), специальные рулевые двигатели или камеры, качающиеся и неподвижно установленные рулевые сопла, ка­чающиеся сопла маршевых двигателей и неподвижно установ­ленные дросселируемые маршевые двигатели (рис. 4). К реак­тивным ОУ относят также поворотный наса­док, установленный на срезе сопла двигателя, и управление вектором тяги путем изменения его направления за счет откло­нения истекающей струи газов с помощью впрыска жидкости или ввода газов из камеры сгорания в закритическую часть сопла (рис. 1.5), но они обладают относительно малой эффек­тивностью, сложны по конструкции и отработке и не нашли широкого применения.

Воздушные рули обеспечивают управление полетом по всем трем плоскостям стабилизации (тангажа, рысканья и крена) и обычно устанавливаются на специальных пилонах (или стабилизаторах) в хвостовой части ракеты. Эффективность воздушных рулей (величина создаваемых управляющих усилий) зависит от их площади, угла поворота и величины набегающего скоростного напора, изменяющегося в течение полета от нуля до некоторого максимального значения. Поэтому эффективность воздушных рулей резко меняется по времени полета и во мно­гом определяется параметрами траектории движения ракеты-носителя, что исключает их применение для управления полетом РН на всем активном участке траектории, но с ростом скорост­ного напора делает весьма эффективными для парирования аэродинамических возмущений, также пропорциональных скоро­стному напору набегающего потока. Эта особенность воздушных рулей используется для управления РН в комбинации с любы­ми реактивными органами управления, обеспечивающими пари­рование других возмущений.

Практика показала, что использование воздушных рулей целесообразно только для определенного класса РН, так как их доля в общей эффективности органов управления с ростом мощ­ности РН уменьшается, а их применение становится нерацио­нальным.

Воздушные и газоструйные рули классической формы ис­пользуются начиная с первых баллистических ракет.

Газоструйные рули классической формы располагают в газовом потоке на срезе сопла неподвижно уста­новленного маршевого двигателя; они обеспечивают управляе­мость РН по всем плоскостям стабилизации. При повороте газоструйных рулей на некоторый угол по отношению к потоку истекающей струи газов на их поверхности возникает подъемная сила, которая и является управляющим усилием, обеспечивающим движение РН по заданной

Рис. 3. Аэрогазодинамические

органы управления:

а — воздушные рули;

б — газоструйные рули клаccической схемы;

в — периферийные газоструйные рули;

1 — ось качания руля;

2 — руль;

3— сопло камеры сгорания двигателя;

4 — пилон (кронштейн, бандаж) крепления рулей;

5 — корпуc РН

Рис.5. Газодинамические реактивные органы управления:

а – поворотный насадок на срезе сопла МД; б – отклонение истекающей струи газов вводом газов на камеры сгорания; в – отклонение истекающей струи газов впрыском жидкости;

1 – расходные магистрали топлива; 2 – корпус РН; 3 – привод поворотного насадка (клапаны на трубопроводах впрыска газа или жидкости); 4 – поворотный насадок (трубопроводы впрыска газа или жидкости); 5 – МД; 6 – узел подвески МД; 7 – направление отклонения истекающей струи газов; 8 – емкость впрыскиваемой жидкости;

9 – направление неотклоненной истекающей струи газов

траектории. Эффек­тивность газоструйных рулей зависит от их площади, угла по­ворота и параметров струи (скоростного напора) двигателя на срезе сопла, что делает их весьма чувствительными по отноше­нию к параметрам двигателя. В связи с этим их применение наиболее эффективно на I ступенях РН, двигатели которых имеют большее давление на срезе сопла.

Характерной особен­ностью газоструйных рулей классической формы является из­менение их газодинамического профиля в процессе работы из-за обгара наружной поверхности под действием высоких темпера­тур струи ракетного двигателя, что приводит к изменению по­ложения центра давления руля и его шарнирного момента. Установка газоструйных рулей в струе двигателя приводит к снижению его тяги за счет возникновения силы лобового со­противления на рулях и, следовательно, удельного импульса.

Периферийные газоструйные рули устанав­ливают по касательной к газовому потоку на срезе сопла дви­гателя и вводят в струю только при необходимости создания управляющих усилий. Периферийные рули аналогичны рулям классической формы и отличаются от них меньшим временем пребывания в истекающей струе двигателя. Однако и те и дру­гие используются как органы управления только для ракет-но­сителей ограниченной мощности, так как с ростом мощности резко увеличиваются размеры рулей, что приводит к абсолютно неприемлемым потерям удельного импульса двигателя, услож­нению приводов и увеличению их мощности, ухудшению массо­вых характеристик органов управления и усложнению их ком­поновки на борту ракеты-носителя.

Поворотные маршевые двигатели обычно ис­пользуются для управления ракетой-носителем по всем плоско­стям стабилизации. Их эффективность зависит от величины тяги, угла поворота двигателя (камеры сгорания) и ограничена, во-первых, конструкцией поворотных узлов подвода компонентов топлива к двигателям, сложность которой возрастает с увели­чением угла поворота двигателей и диаметра топливных магистралей, и, во-вторых, энергетическими потерями, обуслов­ленными появлением поперечной составляющей тяги, обеспечи­вающей управляющий момент и вызывающей уменьшение продольной составляющей тяги, что приводит к уменьшению эффективной тяги и удельного импульса двигательной уста­новки.

Камеры сгорания маршевого двигателя как органы управления присущи многокамерному двигателю, имею­щему турбонасосный агрегат и несколько камер сгорания. Схе­ма их работы, эффективность и конструкция узлов качания аналогичны поворотным маршевым двигателям. Поворотные узлы топливоподводящих магистралей в отличие от таких же узлов поворотных маршевых двигателей работают в области высоких давлений компонентов топлива, что, с одной стороны, приводит к усложнению конструкции, а с другой — к ее упро­щению за счет уменьшения диаметра. Однако последнее харак­терно только для жидких компонентов топлива. Поворотные узлы топливоподводящих магистралей двигателей замкнутой схемы для одного Или обоих компонентов топлива работают в газовой среде, характеризующейся не только высокими давле­ниями и температурами, но и значительными объемными рас­ходами, которые обусловливают большие диаметры поворотных устройств.

Специальные рулевые двигатели или каме­ры сгорания обычно имеют узлы качания, обеспечиваю­щие их поворот, и в составе РН абсолютно авто­номны. Для управления полетом ракеты-носителя по всем трем плоскостям стабилизации устанавливают три-четыре рулевых двигателя (камеры), из них для управления по каналу крена — два. Узлы качания рулевых двигателей (камер), как правило, совмещены с узлами подвода компонентов топлива. Ввиду сравнительно небольших тяг рулевых двигателей (камер) неве­лик и расход топлива, обусловливающий малые диаметры топ­ливоподводящих магистралей, что позволяет увеличить углы их качания до 45°.

Неподвижно установленные основные дви­гатели как органы управления могут быть использованы только для многодвигательной установки. В этом случае уп­равляющие усилия по каналам тангажа и рысканья создаются рассогласованием тяги противоположных групп двигателей, по каналу крена — тяги рядом расположенных двигателей, оси камер сгорания которых наклонены друг к другу. Достоинством такой схемы является отсутствие сложных узлов качания и подвода к двигателям компонентов топлива, сложной системы рулевых приводов, более простая конструкция теплозащитных экранов и днищ и т. д., а недостатком — ограниченная эффек­тивность органов управления. Величина создаваемых управляю­щих моментов определяется диаметром расположения двигате­лей и допустимой глубиной дросселирования их тяги.

Качающиеся и неподвижно установленные рулевые сопла обычно используются как ОУ по каналу крена. Рабочим телом для них служит гази­фицированный компонент топлива, отбираемый от газогенерато­ра основного двигателя; его параметры, характеризующие энер­гетику, относительно невысоки и удельный импульс рулевых сопел мал. Поэтому создание рулевых сопел более или менее большой тяги энергетически невыгодно, так как вызывает су­щественные потери эффективного удельного импульса двига­тельной установки в целом. Обычно рулевые сопла применяют только для ликвидации небольших возмущений, действующих по каналу крена. Конструкция узлов качания поворотных руле­вых сопел достаточно проста и обеспечивает их отклонение до 45°.

Поворотные сопла основных двигателей (см. рис. 1.26г) обычно используются в качестве органов управ­ления в твердотопливных двигателях. Узел качания сопел в критическом сечении имеет вид кинематической пары с тремя степенями свободы, что при наличии двух и более сопел обеспе­чивает управление полетом ракеты-носителя по всем трем пло­скостям стабилизации. Узел качания достаточно сложен по конструкции и требует большого объема экспериментальной отработки. Для ЖРД эта сложность резко возрастает из-за наличия рубашки охлаждения и делает применение поворотных сопел неприемлемым.

Системы телеизмерений. Система телеизмерений предназначена для контроля пара­метров работы агрегатов и систем ракеты-носителя в полете, а также состояния среды в отсеках, режимов работы конструкции и т. д. Информация системы телеизмерений позволяет объек­тивно сравнить фактические и расчетные значения характери­стик работы систем, агрегатов и ракеты-носителя в целом и при необходимости принять решение о доработке той или иной системы, а при аварийном исходе пуска служит материалом для определения причин аварии. Для современных ракет-носи­телей, представляющих собой весьма сложные системы, коли­чество измеряемых в полете параметров исчисляется тысячами, поэтому бортовая часть системы заметно влияет на массовые характеристики РН. Учитывая это, на период летной экспери­ментальной отработки предусматривают увеличенный объем измерений (тяжелая телеметрия), а на период штатной экс­плуатации РН — только необходимый минимум контролируе­мых параметров (облегченная телеметрия). На ракетах-носи­телях используют радиотелеметрическую и автономную теле­метрическую системы.

Радиотелеметрические системы регистрируют подавляющее большинство параметров, а автономные работают на участках полета, где по каким-либо причинам невозможно обеспечить качественный прием информации, или как дублирующие систе­мы, контролирующие наиболее важные параметры. Последнее положение обусловлено тем, что информация, фиксируемая автономной системой, более чиста, так как не содержит помех, присущих радиотелеметрической системе и обусловленных атмо­сферным влиянием при передаче и приеме информации. Это делает автономную систему особенно полезной на начальном этапе летно-конструкторской отработки ракеты-носителя, хотя она и имеет сравнительно малый объем измерений и сложность поиска кассет с записанной информацией в случае аварийного исхода пуска ракеты-носителя.

Радиотелеметрическая система, размещаемая на борту раке­ты-носителя, является составной частью наземного командно-измерительного комплекса, обеспечивающего траекторные изме­рения, прием, обработку и расшифровку информации, получае­мой с борта ракеты-носителя, и включает:

– датчики, регистрирующие величину измеряемого параметра;

– коммутационное устройство и аппаратуру, обеспечивающую многока-нальную передачу;

– радиопередатчик и антенны радиотелеметрической системы;

– записывающее (регистрирующее) устройство автономной си­стемы;

– кабельную сеть.

В автономной телеметрической системе параметры измере­ния регистрируются на бортовое записывающее устройство, хранящееся в бронированной кассете и расположенное, как правило, на ракетном блоке I ступени. В отдельных случаях, учитывая сложность стартового участка полета ракеты-носителя, применяют автономную телеметрическую систему, передающую информацию на землю в течение 1,5 … 2,5 с с помощью разма­тывающегося кабеля, предварительно уложенного на поверхно­сти корпуса, и работающую до высоты подъема ракеты-носителя 5—10 м. Телеметрическая аппаратура на борту ракеты-носителя питается от автономных химических источников постоянного тока, размещаемых в удобном для обслуживания месте или в отдельном контейнере, в котором температурный режим под­держивается в заданных пределах. В настоящее время в связи с внедрением на ракеты-носители и особенно на многоразовые ракетные блоки диагностических систем, не только контроли­рующих изменение отдельных параметров, но и вырабатываю­щих по их совокупности при ненормальном протекании процес­сов сигнал в СУ для изменения программы полета (например, отключение части двигателей, запрет фор­сирования, переход на запасную программу тангажа и т. д.), роль телеметрической системы значительно возрастает, что ве­дет к появлению новых типов датчиковой аппаратуры, внедре­нию в состав системы вычислительных машин, взаимному проникновению систем измерения и управления.

Системы разделения ступеней и сброса конструктивных элементов. Системы разделения ступеней и сброса конструктивных эле­ментов предназначены для отделения и увода с траектории вы­ведения отработавших ракетных блоков, отделения полезного груза от ракетного блока последней ступени ракеты-носителя, а также для отброса пассивных масс, выполнивших свое функ­циональное назначение к определенному моменту времени (твер-дотопливных ускорителей I ступени после выгорания топлива, головного обтекателя, защищающего полезный груз до дости­жения ракетой-носителем малых значений скоростных напоров, и т. д.). Процесс разделения в общем случае состоит из двух этапов: первый — физическая расцепка разделяемых конструк­ций, второй — увод отработавшей части с траектории выведения. Сама расцепка еще не решает задачи разделения, так как необходимо не только физически отделить друг от друга блоки, элементы конструкции и т. д., но и обеспечить их безударное расхождение во избежание аварии.

Критериями при выборе схемы и средств системы разделения являются:

– условия безударного расхождения отделяемых частей (ос­новной критерий);

– простота и четкая последовательность операций в процессе разделения при минимальном числе управляющих команд на их выполнение;

– минимально возможные нагрузки и возмущения на движе­ние последующей ступени;

– надежность срабатывания средств разделения и узлов кон­струкции;

– минимально возможная масса системы;

– возможность автономной проверки работоспособности схе­мы и системы в целом при наземных испытаниях.

Для отработавших ракетных блоков многократного исполь­зования (спасаемых блоков) дополнительным требованием слу­жит возможность получения начальных условий движения от­деляемых блоков, благоприятных с точки зрения их призем­ления.

Обеспечение в процессе разделения минимальных возмуще­ний на движение последующей ступени занимает особое место и обусловлено тем, что процесс разделения является расчетным с точки зрения максимального потребного управляющего мо­мента для последующей ступени.

Состав систем разделения определяется принципиальной компоновочной схемой ракеты-носителя, схемой разделения и в общем случае включает агрегаты, узлы и механизмы, обеспе­чивающие надежное соединение ракетных блоков между собой до момента разделения, раскрытие (нарушение) силовых и конструктивных связей в ходе разделения и разведение разде­ляющихся частей. Состав систем сброса конструктивных эле­ментов имеет аналогичное назначение и определяется особен­ностями их работы, схемным и конструктивным исполнением.

Силовую связь ракетных блоков и сбрасываемых элементов конструкции между собой, а также их физическое отделение обеспечивают пироболты, пирозамки, пневмозамки, механиче­ские замки и оболочечные конструкции с пиротехническими устройствами кумулятивного действия. Применительно к схемам «пакет» отвод боковых блоков в отдельных случаях может происходить с использованием тяги основных двигателей и энергии газов наддува топливных баков, обеспечивающих увод отделяемого блока от последующей ступени с помощью специ­альных сопел. Панели сбрасываемых корпусов хвостового отсе­ка и головного обтекателя при их сравнительно небольших мас­сах разводятся с помощью пружинных или пневматических толкателей. Для ракет-носителей с поперечным делением сту­пеней после физического отделения ракетных блоков отделяемо­му ракетному блоку сообщается импульс в противоположную его движению сторону, что приводит к его торможению. При «горячем» разделении ступеней такой импульс может отсутст­вовать, так как после физического отделения ракетных блоков, выхода на номинальный режим тяги двигательной установки последующей ступени и выключения ДУ предыдущей ступени исключается возможность догона ею последующей ступени. При продольном разделении ступеней отделяемым блокам сооб­щается импульс в боковом направлении.

Устройства, обеспечивающие силовую связь конструктивных элементов, имеют свои преимущества и недостатки. Наиболее надежными считаются пиротехнические устройства, при этом применение оболочечных конструкций с пиротехническими уст­ройствами кумулятивного действия не ограничено, применение пироболтов ограничено предельной нагрузкой на болт до 20 тс, а пирозамков и пневмозамков — до 100 тс. При срабатывании и разрушении пироболтов появляются осколки, наличие которых требует специальной защиты элементов конструкции ракетного блока от их механического воздействия. Этот недостаток харак­терен и для оболочечных конструкций с пиротехническими уст­ройствами кумулятивного действия. Пиро- и пневмозамки по сравнению с пироболтами имеют более сложную конструкцию, но и более безопасны в работе. В пневмозамках отсутствуют какие-либо пиротехнические устройства, а пирозапалы в пирозамки устанавливают на заключительном этапе сборки ракеты-носителя. Оболочечные конструкции с пиротехническими устрой­ствами применяют как в поперечных, так и в продольных сты­ках, при этом для повышения их надежности в местах физиче­ского разделения конструкции желательно применение гладкой оболочки, хотя кумулятивные заряды способны обеспечить разделение конструкции любой конфигурации в сечении. При­менение оболочечных конструкций требует меньшей массы узлов системы разделения, но связано с чрезвычайно кропотливой отработкой конкретной конструкции.

ИШЕМИЧЕСКАЯ БОЛЕ3НЬ СЕРДЦА

Термин «ИШЕМИЧЕСКАЯ БОЛЕЗНЬ СЕРДЦА» - ИБС (синоним «КОРОНАРНАЯ БОЛЕЗНЬ СЕРДЦА» - КБС) предложен комитетом экспертов всемирной организации здравоохранения (ВОЗ) в 1962 году.

«ИШЕМИЯ» - ISCHAEMIA (от греч. ISCHО - задерживать, останавливать; HAIMA - КРОВЬ)- такое состояние, при котором нарушается кровообращение мышцы сердца, появляется местное малокровие, вследствие чего возникает несоответствие между потребностями миокарда в крови, в первую очередь в кислороде, с одной стороны, и уровнем коронарного кровотока в данный момент, количеством поступающего с кровью кислорода - с другой