В этот день… №2-28 (1-10 августа)



Александр Грищенко Романы французского писателя Жюля Верна «С Земли на Луну прямым путём за 97 часов 20 минут» и «Вокруг Луны» были опубликованы соответственно в 1865 и 1870 годах. А через сто лет в двух великих странах мира решался вопрос: кто же в действительности первым облетит Луну?
 
 
 
3 августа 1964 года – Постановление ЦК КПСС «О работах по исследованию Луны» (СССР).

Именно Постановление от 3 августа 1964 года впервые определяло, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью РН Н-1 является освоение Луны с высадкой экспедиции на её поверхность и последующим возвращением их на Землю. Несмотря на то, что у С. П. Королёва были другие планы в отношении ракеты Н-1, но он и коллектив ОКБ-1 занялись воплощением именно лунной программы. Но в тексте постановления были и другие пункты, которые представляют не меньший интерес.

Вначале необходимо вспомнить некоторые документы. Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей космических объектов» за №346-160 от 16 апреля 1962 года узаконило разработку предэскизного проекта системы сборки элементов космических кораблей на орбите. В соответствии с этим документом 24 декабря 1962 года в ОКБ-1 был выпущен эскизный проект облика ракетно-космического комплекса «Союз» для облёта Луны в составе ракетного блока 9К в незаправленном состоянии, танкеров-заправщиков 11К с компонентами топлива и корабля 7К, последовательно стыкующихся на орбите. Разработку комплекса предполагалось начать с опережающего создания пилотируемого корабля, который и получил название «Союз». С его помощью можно было отработать основные методы маневрирования, сборки и стыковки космических аппаратов на околоземной орбите, а также решить ряд научных и военно-прикладных задач. К некоторым подробностям создания столь известного корабля мы ещё вернёмся. Главным же для нас, является то, что намерения С. П. Королёва оперативно создать комплекс «Союз» параллельно с решением престижных политических задач успехом не увенчались. У ОКБ-1 просто не хватило сил. И если разработка 7К продвинулась достаточно далеко, то проектирование разгонного блока 9К и танкеров-заправщиков 11К практически остановилось на ранней стадии.

Ракетно-космический комплекс «Союз» для облёта Луны

Ракетно-космический комплекс «Союз» для облёта Луны:
1 – приборно-агрегатный отсек пилотируемого корабля 7К; 2 – спускаемый аппарат корабля; 3 – бытовой отсек корабля; 4 – разгонный блок 9К; 5 – навесной отсек стыковки разгонного блока; 6 – корабль-танкер 11К с компонентами топлива для заправки разгонного блока

В это же время, на поле «битвы за Луну» в Советском Союзе появился ещё один игрок – Владимир Николаевич Челомей. Его ОКБ-52, действующее в структуре Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ), с 1960 года разрабатывало ракетно-космические системы (обзор №2-19 1–10.05.2017). Кроме беспилотных объектов, предприятие вело активные работы в области пилотируемых космических аппаратов, которые в ОКБ-52 назывались «ракетопланами» и «космопланами». В рамках таких проектов предполагалось создать корабли, обеспечивающие полёт человека в космическое пространство (не только по околоземной орбите, но и далее – вплоть до Луны и Марса) и безопасное возвращение на Землю с аэродинамическим (управляемым) спуском в атмосфере. В разгар работ над экзотическими космопланами 3 августа 1964 года В. Н. Челомей подписал вполне серьёзный аванпроект корабля ЛК-1 для облёта Луны космонавтов по петлеобразной траектории.

Космический корабль ЛК-1 для облёта Луны, предложенный ОКБ-52

Космический корабль ЛК-1 для облёта Луны, предложенный ОКБ-52:
1 – парашютный отсек; 2 – кабина космонавта; 3 – топливные баки двигательной установки управления спуском; 4 – сбрасываемый теплозащитный экран; 5, 14 – приборно-агрегатный отсеки; 6 – корректирующая двигательная установка; 7 – остронаправленная антенна для связи с Землёй (сложена); 8 – панели солнечных батарей (сложены); 9 – баллон с газом наддува; 10 – топливные баки разгонного блока; 11 – маршевый двигатель разгонного блока; 12 – двигатели управления разгонного блока; 13 – разгонный блок; 15 – радиатор системы терморегулирования; 16 – возвращаемый аппарат

Предполагалось, что запуск корабля на околоземную орбиту будет производиться мощной трёхступенчатой модификацией ракеты УР-500К, старт в направлении Луны – с помощью разгонного блока (четвёртой ступени). Конический возвращаемый аппарат обладал аэродинамическим качеством, позволяющим осуществлять управляемый спуск в атмосфере со второй космической скоростью с посадкой в заданном районе территории Советского Союза.

В. Н. Челомею не только удалось добиться внесения соответствующей строки в Постановление ЦК КПСС «О работах по исследованию Луны и космического пространства» от 3 августа 1964 года за номером 655-268, но и выйти на защиту эскизного проекта, которая проходила с 5 по 12 августа 1965 года.

Одновременно с отработкой бортовых систем корабля при пусках к Луне было запланировано решение ряда фундаментальных проблем космической физики и получения практических данных для полётов человека в далёком космическом пространстве, в том числе:

  • изучение радиационной обстановки на трассе Земля-Луна;
  • изучение температурного режима, микрорельефа, минералогического состава поверхности Луны, собственных излучений Луны;
  • изучение ионосферы Луны и солнечного ветра; изучение рентгеновского и ультрафиолетового излучения небесных тел;
  • изучение космического радиоизлучения и электромагнитных свойств среды;
  • патрулирование солнечных рентгеновских вспышек, обнаружение рентгеновского излучения Земли и Луны, изучение потоков солнечной плазмы при хромосферных вспышках;
  • исследование магнитного поля Луны, изучение флюктуаций магнитного поля и колебаний потоков заряженных частиц;
  • картографирование Земли;
  • уточнение фигуры Луны;
  • изучение сгущений микрометеоритного вещества в пространстве между Землёй и Луной;
  • астрономические исследования в гамма-лучах;
  • детальное фотографирование обратной стороны Луны.
Натурный макет корабля ЛК для облёта Луны

Натурный макет корабля ЛК для облёта Луны:
блок «А» – доразгонная ступень, обеспечивающая кораблю скорость, близкую ко второй космической, необходимую для совершения облёта Луны; блок «Б» – аппаратурный отсек и отсек ДУ коррекции; блок «В» – возвращаемый аппарат с экипажем; блок «Г» – ДУ системы аварийного спасения, сбрасываемая на участке выведения

Основные данные пилотируемого космического корабля ЛК:

  • экипаж – 1 человек;
  • масса корабля на старте – 19072 кг;
  • масса корабля на орбите ИСЗ – 17470 кг;
  • масса корабля при полёте к Луне – 5187 кг;
  • масса возвращаемого аппарата – 2457 кг;
  • высота опорной орбиты: перигей — 186±3 км; апогей — 260±7 км;
  • запас энергетики: на доразгон – 3185 м/с; на коррекцию – 180 м/с;
  • продолжительность полёта – 6-7 суток;
  • скорость приземления возвращаемого аппарата – 0-3 м/с.

При выборе компоновочной схемы корабля учитывались следующие основные требования:

  • обеспечение прямого (без сборки на орбите ИСЗ) выведения корабля для полёта к Луне;
  • обеспечение высокой безопасности полёта на всех участках траектории;
  • удобство размещения экипажа;
  • максимальное использование готовых агрегатов и систем;
  • удобство обслуживания агрегатов и систем корабля на всех этапах эксплуатации от завода-изготовителя до момента эвакуации с места приземления;
  • обеспечение технологичности конструкции, сборки и монтажа бортовых систем;
  • обеспечение возможности лётной отработки корабля и его систем при минимальном количестве пусков.

Схема полёта корабля ЛК (все параметры траектории приведены для старта 09.06.1966)

Схема полёта корабля ЛК Схема полёта корабля ЛК

Выведение на орбиту:
1 – старт, t = 0; 2 – отделение I ступени, t = 126,49 с; 3 – сброс АДУ, t = 180 с; 4 – отделение II ступени, t = 339,7 с; 5 – сброс обтекателя, t = 453 с; 6 – отделение ЛК от носителя, t = 585 с;
Полёт по орбите:
7 – контроль точности выведения с наземного измерительного пункта (НИП-12), t = 600 с; 8 – выдача команды на доразгон с НИП-6, t = 1200 с; 9 – начало поиска светил астроблоком, t = 2147 с; 10 – стабилизация на гироплатформе, t = 3897 с;
Доразгон:
11 – доразгон двигателями блока «А», t = 4733 с, Δt = 262 с; 12 – отделение блока «А», t = 5000 с; 13 – раскрытие солнечной батареи, t = 5012 с; 14 – доразгон двигателями блока «Б», t = 5040 с, Δt = 75 с

Ориентация солнечных элементов:
15 – включение датчика ПСО и начало поиска Солнца, t = 5264 с; 16 – захват Солнца, t = 5860 с;
Контроль точности доразгона:
17 – контроль точности доразгона с НИП-12, t = 6000 с;
I коррекция, t = 13 ч:
18 – внешнетраекторные измерения (проводятся на протяжении всего полёта сеансами, продолжительностью не менее часа); 19 – ввод установок на коррекцию, t = 12 ч; 20 – включение астроблока, начало разворота корабля, t = 12 ч 30 мин; 21 – стабилизация по ГИП, окончание разворота корабля, t = 13 ч; 22 – работа двигателя коррекции, t = 13 ч 01 мин; 23 – включение датчика ПСО, начало поиска, t = 13 ч 02 мин; 24 – захват Солнца, t = 13 ч 13 мин;
II коррекция, t = 108 ч:
18 – внешнетраекторные измерения; 19 – ввод установок на коррекцию; 20 – включение астроблока, начало разворота корабля; 21 – стабилизация по ГИП, окончание разворота корабля; 22 – работа двигателя коррекции; 23 – включение датчика ПСО, начало поиска; 24 – захват Солнца;
III коррекция, t = 154 ч:
18 – внешнетраекторные измерения; 19 – ввод установок на коррекцию; 20 – включение астроблока, начало разворота корабля; 21 – стабилизация по ГИП, окончание разворота корабля; 22 – работа двигателя коррекции; 23 – включение датчика ПСО, начало поиска; 24 – захват Солнца;

Схема полёта корабля ЛК Схема полёта корабля ЛК

Облёт Луны:
25 – точная ориентация на Солнце, включение химических батарей (ХБ), t = 80 ч 25 мин; 26 – захват Луны, включение кино-, фото- и научной аппаратуры, t = 80 ч 35 мин; 27 — выключение радиационных панелей, t = 81 ч 20 мин; 28 — включение радиационных панелей, t = 81 ч 50 мин; 29 – конец наблюдения за Луной, начало поиска Солнца, t = 82 ч 35 мин; 30 – захват Солнца, отключение ХБ, t = 82 ч 45 мин

Полёт в атмосфере, снижение и посадка: 31 – ввод установок на ориентацию перед входом в атмосферу с НИП-6, t = 158 ч 30 мин; 32 – включение астроблока, начало разворота корабля, t = 164 ч 30 мин; 33 – стабилизация на ГИП, конец разворота корабля, t = 165 ч 03 мин; 34 – отделение блока «Б», включение системы управления спуском, t = 165 ч 28 мин; 35 – ввод тормозного парашюта; 36 – ввод основного парашюта; 37 – включение двигателя мягкой посадки; 38 – приземление, открытие люка, t = 166 ч

С учётом этих требований и энергетических характеристик РН УР-500К в результате проведённых проработок было признано целесообразным иметь в составе КК несколько функциональных частей (блоков) с последовательным отделением по трассе полёта по мере выполнения задач, стоящих перед каждым блоком в отдельности.

Для выполнения поставленных задач и обеспечения наибольшей надёжности пилотируемого облёта Луны к траекториям полёта предъявлялся ряд требований, основными из которых являлись:

  • облёт Луны на близком расстоянии (100-5000 км);
  • обеспечение для номинальных траекторий заданных параметров облёта Луны и условий возвращения на Землю без дополнительных манёвров в процессе полёта;
  • посадка в заданном районе на территории СССР – обеспечение благоприятных условий связи корабля с наземными командно-измерительными пунктами;
  • обеспечение благоприятных условий для спасения экипажа в аварийных ситуациях;
  • использование имеющейся трассы запуска космических объектов;
  • освещённость обратной стороны Луны при облёте не менее 50%;
  • использование Солнца и Звезды Канопус или Сириус для ориентации объекта на траектории;
  • отсутствие затенённых участков траектории облёта с продолжительностью более 0,5 часов.

Указанным требованиям удовлетворяют траектории с продолжительностью полёта 6-7 суток, осуществляемые в периоды, когда склонение Луны больше 10°. Для повышения надёжности космонавт весь полёт должен был находиться в скафандре, хотя мог открывать стекло гермошлема и снимать перчатки.

Схема приземления возвращаемого аппарата корабля ЛК с использованием парашютно-реактивной системы посадки

Схема приземления возвращаемого аппарата корабля ЛК с использованием парашютно-реактивной системы посадки:
1 – вход в атмосферу на высоте 100 км; 2 – ввод тормозного парашюта на высоте 18±2 км; 3 – спуск на тормозном парашюте на высоте 18-6 км; 4 – ввод основного парашюта на высоте 6±1 км; 5 – включение ДУ мягкой посадки на высоте 1,48 м; 6 – приземление; 7 – приводнение

Из условия обеспечения безопасности экипажа космического корабля скорость, сообщаемая ему в процессе доразгона блоком «А», выбрана несколько меньшей, чем необходимо для совершения облёта Луны (3115 м/с вместо 3215 м/с). Это обеспечивало спасение экипажа при возможных отказах ДУ блока «А» в конце участка доразгона, так как получающиеся в этом случае траектории полёта имеют продолжительность не более 7,5 суток и при выдаче одного ориентированного импульса обеспечивается возвращение корабля на Землю. При этом необходимый корректирующий импульс для обеспечения входа в атмосферу Земли может быть выдан как основным двигателем (тягой 6000 Н) ДУ блока «Б», так и входящими в состав этого блока двигателями управления (8×165 Н). Кроме того, обеспечивается возможность проверки работоспособности КДУ на начальном участке полёта.

В случае нормальной работы ДУ блока «А» и после отделения блока «А» и двигателя блока «Б», последний обеспечивает дополнительное изменение скорости (на 70 м/с), необходимое для выполнения облётной траектории.

Схема приземления возвращаемого аппарата корабля ЛК при аварии носителя на старте

Схема приземления возвращаемого аппарата корабля ЛК при аварии носителя на старте:
1 – стабилизация возвращаемого аппарата; 2 – отделение ДУ системы аварийного спасения (САС) на высоте 700 м; 3 – транзитный ввод парашютной системы на высоте 700-250 м; 4 – включение ДУ мягкой посадки на высоте 1,48 м; 5 – приземление

Интересна была конструкция возвращаемого аппарата нового КК. Он представлял собой конус с несущим сферическим днищем. За счёт смещения центра масс обеспечивался балансировочный угол атаки около 20° с реализацией аэродинамического качества не менее 0,45, что позволяло осуществить управляемый спуск в атмосфере при входе в неё со второй космической скоростью. Кроме того, на возвращаемом аппарате впервые применена схема посадки с предварительным сбросом ДУ управления качеством при полёте в атмосфере с остатками компонентов. Это давало возможность не только сэкономить на массе парашютной системы, но и обеспечить экологическую безопасность экипажу и членам поисковой группы на месте посадки отсека экипажа. Новый уникальный теплозащитный материал неабляционного типа, предложенный для возвращаемого аппарата, сделал возможным в дальнейшем его многоразовое использование на ВА орбитального комплекса «Алмаз» (обзор №2-26 11–20.07.2017).

Решением Комиссии по военно-промышленным вопросам от 30 июня 1965 года в целях проверки правильности технических решений по созданию ракетно-технического комплекса 8К82К-ЛК, была назначена Научно-техническая экспертная комиссия. Комиссия с 5 по 19 августа 1965 года рассмотрела представленные ОКБ-52 и смежными организациями материалы эскизного проекта РН 8К82К и КК ЛК. Комиссия считала необходимым форсировать работу по осуществлению программы пилотируемого облёта Луны с помощью ракеты 8К82К, обеспечив необходимые условия для выполнения этой задачи.

Представители ОКБ-1 в экспертной комиссии К. Д. Бушуев, С. С. Крюков и Б. В. Раушенбах записали особое мнение: «Считать нецелесообразным дальнейшую разработку корабля ЛК».

Корабль ЛК так и не совершил пилотируемого облёта Луны. Он вообще не стартовал в космос. Но причиной этого была не только особая позиция представителей ОКБ-1. Кроме деревянного макета ОКБ-52 нечего было предъявить комиссии. Да, корабль можно было создать и запустить, но в весьма отдалённые сроки. Кроме того, облёт Луны малоинформативен и, за исключением приоритета, почти никакой пользы принести не мог. Корабль ЛК предназначался только для решения одной задачи – облёта Луны. Для выполнения других миссий его пришлось бы модернизировать, что заняло бы значительный период времени.

Но не всё так мрачно. Кроме корабля ЛК ОКБ-52 разработало и отличный носитель 8К82К. Вот он-то и был задействован в программе облёта спутника Земли, да и не только.


 

6 августа 1969 года – первый штатный пуск ракеты-носителя «Циклон-2» (11К69) (СССР).

Первый пуск прототипа ракеты-носителя «Циклон-2» – РН 11К67 был осуществлён 27 октября 1967 года. Всего было выполнено восемь пусков прототипа, а с августа 1969 года полетела ракета 11К69.

Схема РН 11К69 («Циклон-2»)РН 11К69 представляет собой двухступенчатую ракету лёгкого класса и предназначена для запуска КА различного назначения на низкие круговые и эллиптические околоземные орбиты. Масса полезного груза выводимого на орбиты составляет 1500-5000 кг. О трёхступенчатом варианте ракеты («Циклон-3») мы уже рассказывали в обзоре №2-24 21–30.06.2017. Сегодня речь пойдёт о конструктивных особенностях двухступенчатого варианта РН, конкретнее о двигательных установках первых двух ступеней.

ДУ первой ступени состоит из трёх двухкамерных основных ЖРД разработки КБЭМ и четырёхкамерного рулевого двигателя разработки КБ «Южное». На второй ступени установлен один двухкамерный ЖРД разработки КБЭМ и четырёхкамерный рулевой двигатель разработки КБ «Южное».

Все двигатели работают на высококипящих топливных компонентах: окислитель – четырёхокись азота; горючее – несимметричный диметилгидразин.

ЖРД РД-251Маршевый двигатель РД-251 с турбонасосной подачей топливных компонентов выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трёх одинаковых блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, ТНА с рамой, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы.

Основные технические характеристики двигателя РД-251: тяга у Земли – 2364 кН, тяга в пустоте – 2634 кН; удельный импульс тяги у Земли – 2645 м/с, удельный импульс тяги в пустоте – 2957 м/с; соотношение компонентов в камере – 2,6; давление в камере сгорания – 8,33 МПа; время работы – 120 с; сухая масса двигателя – 1718 кг.

Рулевой двигатель первой ступени «Циклона» РД-855Запуск всех трёх блоков двигателя осуществляется синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Раскрутка их ТНА осуществляется пороховыми стартерами.

Рулевой двигатель первой ступени РД-855 (8Д68М) имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Он включает в себя четыре поворотные камеры (угол поворота ±41°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и выключение – одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами.

Основные технические характеристики двигателя РД-855: тяга у Земли – 285,37 кН, тяга в пустоте – 328,07 кН; удельный импульс тяги у Земли – 2492 м/с, удельный импульс тяги в пустоте – 2865 м/с; давление в камере сгорания – 6,57 МПа; соотношение компонентов в камере – 1,96; время работы – 127 с.

ЖРД РД-252Маршевый ЖРД второй ступени РД-252 имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Его основные технические характеристики: тяга в пустоте – 940,5 кН; удельный импульс тяги – 3116 м/с; давление в камере сгорания – 8,92 МПа; соотношение компонентов – 2,6; масса сухого двигателя – 723 кг; время работы – 160 с.

ЖРД РД-252 состоит из двух камер, ТНА, восстановительного ГГ, агрегатов автоматики, пиростартера, рамы и ряда других элементов.

Рулевой двигатель второй ступени РД-856 (8Д69М) расположен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД первой ступени. Основные технические характеристики двигателя РД-856: тяга в пустоте – 54,23 кН; удельный импульс тяги – 2778 м/с; давление в камере сгорания – 7,16 МПа; время работы – 163 с.

При создании ракетно-космического комплекса «Циклон» были внедрены новые подходы к организации работ по подготовке к пуску РН. Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН «Циклон-2» и «Циклон-3» составляет 100%, а в целом по работам на комплексе – не менее 80%.
Рулевой двигатель РД-856Старт ракеты «Циклон-2»

 
В постоянную штатную эксплуатацию комплекс К11К69 был принят в составе системы «УС-А» в 1975 году, а в составе системы «УС-П» в 1979 году.


 

8 августа 1969 года – облёт Луны и возвращение на Землю КК «Зонд-7» с использованием управляемого спуска (СССР).

Ещё 11 ноября 1964 года в филиале №1 ОКБ-52 В. Н. Челомей делал доклад по аванпроекту ЛК на ракете УР-500К в присутствии М. В. Келдыша, С. П. Королёва, других учёных и конструкторов, а также руководителей промышленности. Тогда С. П. Королёв выступил категорически против проекта, при этом особенно большим нападкам подвергался носитель УР-500К.

Космический комплекс Л1 и Схема полёта корабля 7К-Л1Через год С. П. Королёв, видя полную бесперспективность проекта облёта Луны «космическим поездом» на базе ракеты Р-7, 8 сентября 1965 года приглашает В. Н. Челомея и сотрудников ОКБ-52 в ОКБ-1 на техническое совещание. В присутствии тех же учёных, конструкторов и руководителей промышленности С. П. Королёв признал: «…После посещения ОКБ-52 мы обдумали, посоветовались. Разрешите внести предложение в противовес предложениям Владимира Николаевича… Трудный весовой баланс на Р-7… Учитывая, что есть некоторый опыт по УР-500, и УР-500К может быть создан правильно, можно предложить с одного пуска, без стыковки выводить экипаж из двух человек на УР-500К с блоком «Д» и кораблём 7К…»

ОКБ-52, несмотря на отсутствие опыта пилотируемых полётов, отстаивало свой вариант корабля для облёта Луны. Однако деревянный макет корабля, представленный ОКБ-52, не смог выдержать конкуренции с полутора десятками спускаемых аппаратов корабля 7К в металле. Это окончательно решило вопрос в пользу ОКБ-1.

В результате Постановлением от 25 октября 1965 года «О сосредоточении сил конструкторских организаций промышленности на создании комплекса ракетно-космических средств для облёта Луны» работы по лунному кораблю ЛК в ОКБ-52 были прекращены. Предписывалось сосредоточить работы ОКБ-52 на создании носителя УР-500К, а ОКБ-1 поручалось создание пилотируемого космического корабля для облёта Луны с использованием РН УР-500К.

Транспортировка РН «Протон» с комплексом Л1 на стартВ утверждённых «Исходных данных по головному блоку Л1» были определены и основные характеристики корабля. В зависимости от варианта проекта масса корабля составляла при выведении на орбиту ИСЗ от 5200 до 5700 кг, а при старте к Луне – от 5000 до 5550 кг, продолжительность полёта по программе в беспилотном варианте или с экипажем из двух человек предусматривалась в течение 8-10 суток. Максимальная длина корабля по корпусу была 4,796 м, диаметр спускаемого аппарата – 2,183 м. Для обеспечения спуска со второй космической скоростью было разработано новое теплозащитное покрытие СА.

Система управления, создаваемая на базе заделов ОКБ-1 по орбитальным средствам, разработок по «дальним» программам (Венера, Марс), а на базе НИИ АП – по аппаратуре стабилизации и управления двигательными установками кораблей и ракетных ступеней, представляла собой синтез новейших разработок с применением трёхстепенной стабилизированной платформы и спецвычислителя «Аргон-11». Для обеспечения продолжительного полёта в экстремальных условиях помимо серебряно-цинковых батарей был введён никель-кадмиевый аккумулятор (блок 800), который с тех пор успешно эксплуатируется в составе различных космических объектов.

Основные характеристики комплекса Л1:

  • масса комплекса Л1 на орбите ИСЗ – 19040 кг;
  • состав экипажа – 2 человека;
  • высота орбиты ИСЗ – 205 км;
  • масса корабля 7К-Л1 – 5680 кг;
  • компоненты топлива корабля 7К-Л1 – АК-27 + НДМГ;
  • тяга ДУ корабля 7К-Л1 – 4165 Н;
  • удельный импульс тяги ДУ корабля 7К-Л1 – 2708 м/с;
  • масса разгонного блока «Д» – 13360 кг;
  • компоненты топлива блока «Д» – кислород + РГ-1;
  • тяга ДУ блока «Д» – 83300 Н;
  • удельный импульс тяги ДУ блока «Д» – 3394 м/с;
  • длина блока «Д» – 5,5 м;
  • диаметр блока «Д» – 3,7 м.

27 апреля Военно-промышленная комиссия во исполнение ранее принятых Постановлений о состоянии работ по изготовлению и отработке пилотируемых кораблей 7К-Л1 принимает решение, в соответствии с которым предусматривается:

  • разработка и изготовление 14 кораблей;
  • изготовление пяти пилотируемых кораблей 7К для «посадочного» варианта;
  • завершение наземной отработки и начало лётных испытаний кораблей 7К-Л1 в четвёртом квартале 1966 г. – первом квартале 1967 г.

Но готовилась не только техника. Были подобраны лётчики-космонавты для корабля 7К-Л1: А. А. Леонов, В. И. Артюхин, В. Ф. Быковский, О. Г. Макаров, В. И. Севастьянов, Н. Н. Рукавишников. Одновременно утверждается программа лётных испытаний.

Особое внимание уделялось надёжной работе КТДУ-35 (обзор №1-25 11–20.09.2016).В соответствии с программой полёта, перед входом в атмосферу Земли должна была производиться ориентация корабля, необходимая для работы системы управления спуском, отделения остронаправленной антенны и приборно-агрегатного отсека от СА, управляемый спуск СА с мягкой посадкой на территории Казахстана. Характерной особенностью траектории управляемого спуска являлось наличие двух атмосферных участков и промежуточного внеатмосферного участка, обеспечивающего необходимую дальность полёта. Дальность полёта могла варьироваться от 6000 до 9500 км, в зависимости от склонения (угол между плоскостью горизонта и кораблём) в момент облёта, значение которого по условиям радиовидимости могло составлять 10…28°. При возникновении отказов, исключающих управляемый спуск, СА совершал баллистический спуск с приводнением в Индийском океане.

Схема управляемого спуска 7К-Л1

Схема управляемого спуска 7К-Л1:
— — — – условная граница атмосферы; 2 – траектория баллистического спуска; 3 – спускаемый аппарат «Зонд-5»; 4 – спускаемый аппарат «Зонд-7»; 5 – траектория управляемого спуска

Всего за 1967-1970 гг. было подготовлено к запуску 12 комплексов 8К82К-Л1: в 1967 г. – 4 запуска, в 1968 г. – 5 запусков; в 1969 г. – 2 запуска, в 1970 г. – 1 запуск.

Запуск первого штатного корабля 7К-Л1 №4 (11Ф91 №4) был осуществлён 28 сентября 1967 года. Программа полёта не была выполнена из-за аварии первой ступени РН УР-500К. При этом запуске впервые при лётных испытаниях были проверены системы, обеспечивающие спасение и приземление экипажа. Системы аварийного спасения и приземления обеспечили посадку СА на Землю. Однако вследствие нерасчётного скоростного напора в момент отделения СА от ракетно-космического комплекса система управления спуском не смогла застабилизировать СА. Спускаемый аппарат корабля приземлился недалеко от взорвавшейся ракеты. Группа специалистов, прибывшая на место приземления СА, обнаружила спускаемый аппарат на холме, а вокруг от горизонта до горизонта над землёй простиралось жёлто-коричневое облако из паров азотного тетраксида и гептила. Аварийная ситуация на первой ступени РН показала огромные трудности в поиске и эвакуации СА и экипажа, а также заострила внимание на проблеме обеспечения безопасной работы обслуживающего персонала.

Второй запуск корабля 7К-Л1 №5 был осуществлён 22 ноября 1967 г. Программа полёта не была выполнена из-за аварии на второй ступени РН. Системы САС и СП вновь обеспечили спасение и приземление СА. В то же время из-за нерасчётного прохождения команды от гамма-высотометра двигатели мягкой посадки сработали на высоте 4,5 км. Система САС была проверена на втором участке логики работы. По результатам работы САС и СП на 7К-Л1 были проведены доработки корабля «Союз».

Сборка головного блока комплекса Л12 марта 1968 года на орбиту был выведен 7К-Л1 №6 (автоматическая станция «Зонд-4» в открытых сообщениях). Программой предусматривался полёт по эллиптической орбите с максимальным удалением от Земли на расстояние не менее 300000 км и возвращением на Землю СА по траектории управляемого спуска, при этом все бортовые системы должны были работать по программе, максимально приближенной к штатному облёту Луны. В течение семи суток системы корабля работали в основном нормально и обеспечили полёт по траектории и вход в атмосферу. Спуск корабля из-за неготовности системы ориентации осуществлялся по баллистической траектории. Так как корабль садился не на территории СССР, СА был подорван системой аварийного подрыва объекта над Бискайским заливом.

Следующий корабль 7К-Л1 №7, запуск которого состоялся в апреле 1968 г., не был выведен на орбиту ИСЗ из-за прохождения команды «Авария системы автономного управления» после сброса головного обтекателя по причине замыкания на корпус шин питания преобразователя из-за конструкторской ошибки. При этом системы САС и СП снова обеспечили нормальное возвращение СА на Землю.

Фотография Земли над горизонтом Луны («Зонд-7»)В том же 1968 году совершили успешные полёты автоматические станции «Зонд-5» (обзор №1-25 11–20.09.2016) и «Зонд-6».

«Зонд-6» (корабль 7К-Л1 №12) стартовал 10 ноября 1968 года. Программа его полёта была в основном выполнена. Успешно выполнен облёт Луны с фотографированием её поверхности с расстояния 8000 и 2600 км, впервые осуществлён управляемый спуск СА на территорию СССР. Однако на шестые сутки полёта зафиксирована разгерметизация СА до 380 мм рт.ст., а на участке спуска давление в СА упало до 25 мм рт.ст. В результате разгерметизации возник «коронный разряд», приведший к выдаче гамма-высотомером ложной команды на отстрел стренг парашютной системы на высоте 5,3 км. СА упал на территории космодрома Байконур в 16 км от стартовой площадки, с которой корабль стартовал неделей раньше. Это случай наиболее «точного возвращения» космического аппарата. Других таких примеров ни отечественная, ни мировая космонавтика не знают.

В 1969 году было осуществлено два запуска. Программа полёта корабля №11 («Зонд-7»), стартовавшего 8 августа 1969 г. была выполнена полностью, хотя было зафиксировано нераскрытие остронаправленной антенны из-за защемления троса зачековки. В процессе полёта были сфотографированы Земля и Луна, выполнен управляемый спуск на территорию Советского Союза. При подготовке корабля на космодроме, для приобретения навыков в управлении в качестве операторов СА работали космонавты А. А. Леонов и О. Г. Макаров, готовившиеся к пилотируемому облёту Луны. Это был последний корабль в беспилотном варианте с манекенами на борту, на котором должны были быть проведены все доработки. На стартовом комплексе было введено полётное задание, запитаны бортовые пульты, сняты необходимые блокировки. Впервые СА совершил управляемый спуск и мягкую посадку на расчётный полигон с высокой точностью (недолёт ~50 км).

Последним был полёт корабля 7К-Л1 №14 («Зонд-8»). Программа полёта была полностью выполнена, включая запланированный баллистический спуск в заданный район акватории Индийского океана. При этом был отработан вариант возвращения СА по «северной» трассе.

В процессе осуществления программы полёта кораблей 7К-Л1 были впервые испытаны и отработаны:

  • основные принципы управления на траектории Земля-Луна-Земля;
  • элементы автоматизированного комплекса управления и отработки телеметрической информации, включая оптические приборы и автоматику системы ориентации, гироскопические приборы, автоматику и спецвычислитель «Аргон-11» системы автономного управления, системы управляемого и баллистического спуска СА при входе в атмосферу со второй космической скоростью, систему дальней (до 400000 км) радиосвязи и передачи телеметрической информации, в том числе контуры АФУ с остронаправленной и всенаправленными антеннами, системы «ручной» ориентации при полёте на беспилотных кораблях по радиокомандам с Земли и др.;
  • ракетный блок «Д» при двухкратном запуске;
  • логика работы бортовых систем, отдельные агрегаты и узлы конструкции (система автономного управления, средства приземления, тепловая защита СА, элементы конструкции), которые стали основой аналогичных средств для комплекса Н1-Л3;
  • средства управляемого спуска с использованием аэродинамической подъёмной силы, что позволило получать максимальные значения перегрузки при спуске в пределах 4,8…6,6 (при баллистическом спуске 17), а также точность приземления ~50 км;
  • система аварийного спасения космонавтов корабля 7К-Л1, выводимого тяжёлой ракетой-носителем на токсичных компонентах топлива, была отработана в реальных условиях на всех участках полёта, за исключением старта.

К сожалению, такому «умному» кораблю не суждено было летать в пилотируемом режиме. Причинами отмены советской программы пилотируемого облёта Луны были как утрата приоритета (после полёта астронавтов США на КК «Аполлон-8» в 1968 году), так и проблемы безопасности (отсутствие запасной парашютной системы, средств спасения экипажа при разгерметизации СА, токсичное топливо на РН).

Что же касается успешно проявившей себя системы аварийного спасения корабля, то мы обязательно вернёмся к ней в ближайшем будущем, а именно в сентябре.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. И. Б. Афанасьев, Д. А. Воронцов. Золотой век космонавтики: мечты и реальность. – М.: Фонд «Русские витязи», 2015.
  2. А. В. Благов. Пилотируемый космический корабль ОКБ генерального конструктора В. Н. Челомея для облёта Луны / В кн. «История развития отечественной пилотируемой космонавтики» / Сост. М. А. Первов. – Федеральное космическое агентство, Российская академия космонавтики им. К. Э. Циолковского, 2015.
  3. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  4. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
  5. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под ред. генерального конструктора, академика С. Н. Конюхова. – Днепропетровск: ГКБ «Южное» им. М. К. Янгеля, 2000.
  6. Покорение космоса / Сост. А. Д. Коваль, В. П. Сенкевич, С. Н. Минчин, М. В. Васильев. – М.: «Машиностронение», 1972.
  7. С. В. Бесчастнов, Л. А. Горшков, Э. К. Демченко, В. А. Лопота, А. Н. Максименко, Б. И. Сотников, В. А. Тимченко. Исследование Луны. Программа Л1 / В кн. «История развития отечественной пилотируемой космонавтики» / Сост. М. А. Первов. – Федеральное космическое агентство, Российская академия космонавтики им. К. Э. Циолковского, 2015.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru