В этот день… №1-09 (1-15 марта)



Александр ГрищенкоЗдравствуйте, друзья!
Первый весенний месяц богат на события ракетно-космической жизни. Сравним космические корабли, построенные в разных странах, вспомним известную мудрость, что новое – это хорошо забытое старое и встретимся с космическими аппаратами с почти советским названием «Пионер».

 
 

3 марта 1959 года – запуск первого американского искусственного спутника Солнца «Пионер-4» (Pioneer, США). Американцам, как и Советскому Союзу, также не удалось с первой попытки отправить космический аппарат за пределы околоземной орбиты. Запуск КА со второй космической скоростью не получился в августе 1958 года. Следующие три старта «Пионеров» (так назывались КА для выполнения этой миссии) также не увенчались Старт РН «Юнона-2»успехом. Основная причина неудач – взрывы или нештатная работа РН «Тор-Эйбл» (Thor-Able). Но 03.03.1959 ракета «Юнона-2» (Juno-2) выполнила свою работу почти идеально и АМС «Пионер-4» улетела в сторону Луны. В отличие от советских аппаратов серии Е-1, американцы не планировали попадания в Луну. «Пионер-4» массой 6,1 кг предназначался для пролёта мимо Луны на расстоянии около 24000 км. Однако время работы второй ступени продлилось на одну секунду больше необходимого, и КА пролетел мимо Луны на расстоянии около 60000 км! Вот что такое космические масштабы и космическая точность! Наземные станции наблюдения потеряли с ним связь, когда он находился на расстоянии 654800 км от Земли. Кроме технического результата был и научный. На борту КА располагался счётчик Гейгера-Мюллера. Были уточнены данные о радиационных поясах Земли.

Ракета-носитель была создана на базе баллистической ракеты «Юпитер» (Jupiter), которая применялась в качестве первой ступени. Верхние ступени устанавливались на приборном отсеке ракеты «Юпитер» под обтекателем, который защищал их от аэродинамического нагрева во время прохождения ракеты через плотные слои атмосферы. Вторая ступень (масса 0,33 т) состояла из 11 РДТТ общей тягой около 80 кН. Каждый РДТТ имел длину 1,08 м и диаметр 0,127 м; продолжительность работы – 5 с. Вторая ступень устанавливалась на вращающемся основании с подшипником. Электродвигатели вращали основание с частотой 250…400 об/мин. Это делалось с целью обеспечения стабилизации верхних ступеней ракеты. Третья ступень (массой 95 кг) состояла из трех аналогичных РДТТ суммарной тягой около 20 кН. Четвертая ступень состояла из одного РДТТ тягой около 7 кН. После завершения работы он отделялся от полезной нагрузки. Для стабилизации ракеты и выведения на заданную траекторию в системах наведения и управления применялась гиростабилизированная платформа. Полётное задание программировалось перед полётом.

Последовательность вывода КА «Пионер-4» РН «Юнона-2»Стартовая масса ракеты – 54 т, длина — 23,16 м, диаметр – 2,6 м. Максимальный полезный груз при выводе на орбиту высотой 500 км – 45 кг.

Переделку баллистической ракеты «Редстоун» (Redstone) в ракету-носитель «Юнона-1» (обзор №1-07 1–15.02.2016) и «Юнона-2» нельзя назвать полностью успешной, несмотря на то, что именно эти ракеты позволили вывести на орбиту первый американский ИСЗ «Эксплорер» (Explorer) и отправить на гелиоцентрическую орбиту АМС «Пионер-4». Статистика свидетельствует о низкой надёжности этих ракет. Из 6 стартов РН «Юнона-1» — 3 неудачных, а из 10 стартов РН «Юнона-2» — 6 неудачных. Правда, все это сравнимо с показателями советских РН конца 50-х – начала 60-х годов. Ничего удивительного в этом нет. Шло накопление необходимого опыта, который мог появиться только при решении практических задач. Никакие учебники таких знаний дать не могли!


 

9 марта 1961 года – запуск четвёртого корабля-спутника (СССР).

В начале 60-х годов ХХ века технические возможности двух ведущих стран – США и СССР позволяли не только отправить на околоземную орбиту одного космонавта, но и вернуть его на Землю. В США активно шли работы по программе «Меркурий» (обзор №1-08 16-29.02.2016), а в СССР — по программе «Восток». Уже к апрелю 1960 года в ОКБ-1 был разработан эскизный проект Модель КК «Восток» с третьей ступенью РНкорабля-спутника «Восток-1» (1К), на котором должны были отрабатываться основные системы и конструкция спутника фоторазведки «Восток-2» (2К) и корабля-спутника «Восток-3» (3К) для полёта человека в космос. В течение 1960 года было осуществлено 5 попыток запуска экспериментальных кораблей-спутников серии 1К на орбиту. Не все они были удачными, но для того и запускали беспилотные корабли, чтобы выявить все возможные недостатки. Кстати, взлетели 4 корабля, на орбиту вышли 3, а приземлились 2, причём, лишь 1 нормально. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 11.10.1960 г. было предписано осуществить подготовку и запуск космического корабля «Восток» (3КА) с человеком на борту в декабре 1960 г. и считать это задачей особого назначения! Для того, чтобы успешно выполнить эту задачу необходимо было доработать КК до приемлемого уровня надёжности и провести ещё два-три беспилотных пуска.

Схема КК «Восток» с третьей ступенью РН

Схема КК «Восток» с третьей ступенью РН:
1, 9, 14, 16 – антенны;
2 – парашютный люк;
3 – оптический визир;
4 – катапультное кресло;
5 – баллоны со сжатым газом;
6 – сопла холодного газа орбитальной системы ориентации;
7 – приборный отсек;
8 – кабельная проводка;
10 – рулевые сопла ЖРД третьей ступени;
11 – ЖРД РД-0109;
12 – баки горючего и окислителя третьей ступени;
13 – ТДУ-1 (С5.4);
15 – защитный экран спускаемого аппарата;
17 – люк катапультного кресла

К марту 1961 г. были готовы два беспилотных КК 3КА, имевших полный набор систем и оборудования, что и пилотируемые корабли. Полезным грузом для корабля 3КА №1, стартовавшего 9 марта, был манекен «Иван Иванович» и собака Чернушка. Совершив один виток, корабль приземлился в положенном районе, в 260 км от города Куйбышева (Самара).

Космический корабль состоял из двух отсеков. Спускаемый аппарат, являющийся одновременно кабиной космонавта, представлял собой сферу диаметром 2,3 м, покрытую абляционным материалом. Управление кораблём осуществлялось автоматически. Атмосфера корабля – смесь азота с кислородом под давлением 760 мм. рт. ст. Пилотируемый отсек крепился с помощью металлических стяжных лент к приборному отсеку, в котором располагалось необходимое оборудование – баллоны системы жизнеобеспечения с азотом и кислородом, химические батареи для радиосистемы и приборов, тормозная двигательная установка (ТДУ) для уменьшения скорости полёта и перехода на траекторию спуска с орбиты, двигатели системы ориентации. Масса корабля около 4700 кг, а с последней ступенью РН 6170 кг, что намного больше массы американского конкурента. Больший объём и масса в сравнении с КК «Меркурий» позволили оснастить «Восток» надёжной и простой системой автоматического управления.

В отличие от «Меркурия» космонавт советского корабля катапультировался на высоте 7 км и осуществлял спуск на парашюте, отдельно от спускаемого аппарата, который имел свою парашютную систему. В системе ориентации КК «Восток» применялась газореактивная двигательная установка, состоящая из 16 микродвигателей. В качестве рабочего тела применялся азот. Общий запас рабочего тела – 10 кг.

Вид на РД-0109 (8Д719) со стороны ТНА (справа фрагмент сопла с открытым гофром)ЖРД РД-0109 (8Д719)Третья ступень ракеты оснащалась ЖРД РД-0109, разработанным в КБХА (Воронеж). Двигатель был разработан в короткий срок (1 год и 3 месяца) в 1959-1960 гг. с целью совершенствования характеристик и повышения надёжности третьей ступени (блок «Е») РН 8К72 («Восток»).

Двигатель разработан на базе двигателя РД-0105 (обзор №1-05 1-15.01.2016), работает на тех же компонентах топлива, не имеет значительных схемных отличий от него и обладает улучшенными характеристиками: тяга в пустоте – 54,5 кН; удельный импульс тяги в пустоте – 3170 м/с; давление в камере сгорания – 5 МПа; время работы – 430 с; масса двигателя – 121 кг.

Двигатель РД-0109 имеет меньшие, чем у предшественника, массу и габариты, повышенную надёжность в работе. Эти преимущества были получены за счёт создания новой экономичной и лёгкой камеры сгорания с открытым гофром (без наружной оболочки) на значительной части высотного сопла. Повышение экономичности было достигнуто за счёт применения в смесительной головке двухкомпонентных форсунок. Воспламенение компонентов производится не от громоздкого штатива, а от малогабаритных запальников.

ПГС ЖРД РД-0109

ПГС ЖРД РД-0109:
1 – ТНА; 2 – клапан горючего; 3 – клапан окислителя; 4 – дроссель; 5 – запальник; 6 – камера сгорания; 7 – регулятор; 8 – запальник газогенератора; 9 – газогенератор; 10 – смеситель; 11 – пиростартер; 12 – испаритель

В процессе доводки и в начале эксплуатации двигателя было выявлено, что при запуске двигателя без промежуточной ступени тяги возможно возникновение высокочастотной неустойчивости в камере сгорания. Для устранения этого дефекта в схему двигателя введён дроссель промежуточной ступени на линии окислителя камеры сгорания. Разработка и изготовление дросселя были выполнены в считанные дни. Оперативно проведена проверка на стенде и внедрение дросселя в двигатель.

В создание двигателя РД-0109 определяющий вклад внесли С. А. Косберг, А. Д. Конопатов, М. А. Голубев, В. П. Кошельников, В. М. Бородин, Ю. М. Чусов, И. К. Грасс, В. Р. Рубинский, С. М. Сакаев, Р. Ф. Игнатуша, Ю. Г. Скребнев, А. Н. и С. Н. Лебедянцевы, В. И. Плахов, П. М. Борисов, В. Я. Коренюгин.

С помощью двигателя РД-0109 решены исторические задачи освоения космоса. Он успешно выполнил свою миссию при выводе на орбиту как беспилотных кораблей спутников (09.03.1061, 25.03.1961), так и пилотируемых кораблей «Восток».

Тогда, в марте 1961 года оба испытательных полёта завершились благополучно, хотя на этапе возвращения на землю проявился незначительный, как показалось, дефект. К каким неприятным последствиям он мог привести, и какие причины его вызвали будет рассказано в апреле.


 

11 марта 1960 года был произведён запуск первого космического аппарата дальнего космоса «Пионер-5» (Pioneer, США). КА предназначался для исследования космического пространства между орбитами Земли и Венеры. Это был второй КА с именем «Пионер-5». Первый из них не смог улететь далеко 26 ноября 1959 года. Во время старта КА оторвался от РН и упал в океан.

«Тор-Эйбл» на стартовом столеВторая попытка оказалась удачнее. КА вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 120 млн. км, афелием 148 млн. км. и периодом обращения 311,6 суток. С КА поддерживалась связь до удаления на 36,2 млн. км, что было рекордом для того времени.

Для вывода КА «Пионер-5» применялась РН «Тор-Эйбл» (Thor-Able), которой не удалось вывести КА «Пионер» к Луне. Можно сказать, что «Тор-Эйбл» — типичная конструкция американской многоступенчатой РН конца 50-х годов. Собирались такие ракеты из того, что было под рукой. В случае «Тор-Эйбл» под рукой оказалась баллистическая ракета средней дальности «Тор», вторая ступень от ракеты «Авангард» — «Эйбл» и в качестве разгонного блока – твердотопливная третья ступень от «Авангарда» (Vanguard) — «Альтаир» (Altair). Вся эта «сборная команда» могла вывести полезный груз массой до 100 кг на орбиту высотой 500 км.

Двухступенчатая ракета «Тор-Эйбл» создавалась в 1957 году для решения вовсе не космических задач – она предназначалась для испытания головных частей МБР «Атлас» (Atlas). Девять пусков ракеты были суборбитальными. Ну а потом, поскольку ничего другого не было, ракету ЖРД LR79-NA«Тор-Эйбл» дооснастили разгонным блоком «Альтаир» и попытались отправить в сторону Луны три КА «Пионер». И все миссии сорвались по вине РН. В первом случае произошёл взрыв первой ступени, а в двух других подвела третья ступень. После устранения «детских болезней» РН «Тор-Эйбл» довели до приемлемого уровня надёжности и она использовалась для вывода нескольких американских АМС и ИСЗ. Уже в начале 60-х годов на смену «Тор-Эйбл» пришли другие, более совершенные и надёжные РН.

В качестве первой ступени была использована ракета «Тор», разработанная компанией «Дуглас эйркрафт» (Douglas Aircraft) и принятая на вооружение в 1958 году. Ракета имела несущие баки и корпус из алюминиевого сплава. Бак с горючим (керосин) был расположен над баком окислителя (жидкий кислород). Стартовая масса – 47-50 т, длина 19,8 м, диаметр корпуса – 2,4 м. Ракета «Тор», используемая в качестве первой ступени РН, получила название ЛВ-2 (англ. LV – Launch Vehicle). Двигательная установка первой ступени включает основной ЖРД LR79-NA и два рулевых ЖРД LR101. Все двигатели имели турбонасосную систему подачи топлива и были закреплены на карданном подвесе.

Двигатель LR79-NA разработан специалистами фирмы Рокетдайн (Rocketdyne) в 1955-1958 гг. Камера сгорания состояла из примерно 300 никелевых трубок прямоугольного сечения, расположенных продольно и спаянных серебром. Снаружи на корпусе камеры установлены кольца жёсткости из стеклопластика, пропитанного эпоксидной смолой.

ЖРДУ с двигателем AJ-10-101Форсуночная головка изготовлена из высокопрочной стали. Система охлаждения регенеративная. Охладитель – горючее. Температура в камере сгорания 3300 °С. Расход топлива около 250 кг/с. ТНА двигателя состоит из двух центробежных насосов и одноступенчатой турбины мощностью 2340 кВт, расположенных на параллельных валах. Мощность между ними передаётся через двухступенчатый редуктор с цилиндрическими прямозубыми шестернями. Частота вращения насосов – 104 об/с, частота вращения турбины – 509 об/с. Турбина приводится от газогенератора, работающего на основных компонентах с избытком горючего. Отработанный генераторный газ выходит в окружающую среду через специальную выпускную трубу.

Технические характеристики ЖРД LR79-NA: тяга на земле – 756 кН, в пустоте – 868 кН; удельный импульс на земле – 2473 м/с, в пустоте – 2839 м/с; давление в камере сгорания – 4,1 МПа; соотношение компонентов топлива в камере – 2,16; сухая масса двигателя – 876 кг; время работы – 165 с. Зажигание в газогенераторе – от пиротехнических воспламенителей, в камере от пускового горючего (триэтилалюминий).

Ракета-носитель «Тор-Эйбл»Вторая ступень – «Эйбл» имела стартовую массу 1,884 т, длину 5,67 м, диаметр 0,81 м. Она оснащалась ЖРД AJ-10-101 тягой 34,69 кН. Двигатель работал на самовоспламеняющихся компонентах: НДМГ и красной дымящей азотной кислоте с ингибиторной присадкой. Время работы – 115 с. Двигатель был разработан фирмой «Аэроджет-дженерал корпорейшен» (Aerojet-General Corporation) в конце 50-х годов. Более поздние версии этого ЖРД – AJ-10-137 и AJ-10-138 применялись на КК «Аполлон» (Apollo) (обзор №1-04 16–31.12.2015) и высотных ступенях экспериментальных РН. Ранняя версия отличалась применяемым окислителем и конструктивными особенностями некоторых агрегатов. Камера сгорания выполнялась из тонких алюминиевых трубок. Система охлаждения регенеративная; в качестве охладителя применялся окислитель. Форсуночная головка со сталкивающимися струями. Реактивное сопло имело неохлаждаемый участок, выполненный из титана. Охлаждаемая (также окислителем) часть сопла, как и камера, изготавливалась из алюминиевых трубок. Степень уширения охлаждаемой части сопла 20:1. Степень уширения сопла с приставкой 40:1. Система подачи топлива вытеснительная (гелий). Технические характеристики ЖРД AJ-10-101: удельный импульс – 2727 м/с; давление в камере сгорания – 1,38 МПа; соотношение компонентов топлива в камере сгорания – 2,8; расход топлива – 12,9 кг/с; масса двигателя – 416 кг.

Третья ступень – Альтаир, имела стартовую массу 238 кг, длину 1,83 м, диаметр 0,46 м. Твердотопливный двигатель Х-248 развивал тягу 12,45 кН. Корпус и сопло РДТТ были изготовлены из стеклопластика спираллой. Сопло имело графитовые вкладыши. Степень уширения сопла 25:1, удельный импульс двигателя – 2500 м/с, время работы – 38 с.

Выбор твердотопливных двигателей для высотных ступеней ранних американских ракет-носителей вполне оправдан. Технология смесевых твёрдых топлив в США была уже отработана, а ЖРД, надёжно запускающийся на большой высоте, ещё не был создан (в отличие от СССР). Статистика запусков у РН «Тор-Эйбл» также весьма далека от современных требований: из 7 пусков (с 17.08.1958 по 01.04.1960) только в трёх был достигнут успех.


 

14 марта 1931 года – первый запуск ракеты на жидких топливных компонентах в Европе (Германия).

Ещё в 1927 году в Германии было создано «Общество межпланетных сообщений» (Verein für Raumschiffahrt), ставшее известным в других странах как «Немецкое ракетное общество». Президентом общества был избран инженер Иоганн Винклер (Johannes Winkler). Программа общества предусматривала популяризацию идеи космического полёта, сбор членских взносов и пожертвований с целью создания фонда для финансирования экспериментальных работ. В течение года в члены общества вступило около 500 новых членов, среди которых были Герман Оберт (Hermann Oberth), Макс Валье (Max Valier), Вальтер Гоман (Walter Hohmann), Эйген Зенгер (Eugen Sänger) и многие другие, кого теперь называют основоположниками, первопроходцами и корифеями ракетостроения и космонавтики.

Иоганн Винклер и его ракетаИоганн Винклер (1897-1947) занимался проблемами ракетной техники с 1925 года. В 1928 году он приступил к экспериментам с пороховыми ракетами. В Высшей технической школе в Бреслау (Breslau) Винклер изучал процессы теплопередачи в камере сгорания, работавшей на жидком кислороде и спирте. В рамках шестимесячного контракта с фирмой «Юнкерс» (Junkers) он провёл классификацию всех известных пороховых ракет, используя специальную контрольно-измерительную аппаратуру для регистрации их характеристик. Затем он приступил к экспериментам, изготовив цилиндрическую камеру сгорания с длинным коническим соплом. Исследовал возможность применения стали и меди. Для тепловой защиты стенок камеры Винклер, как и Оберт, использовал тонкий слой магнезитового огнеупорного материала.

В 1931 году Винклер уже не был председателем «Немецкого ракетного общества», но оставался его членом. При финансовой поддержке фабриканта Хюккеля (Huckel) он построил ракету HWR-1 (Хюккель-Винклер-ракета). Ракета Винклера имела в длину 60 см и весила примерно 5 кг, из которых на долю топливных компонентов приходилось 1,7 кг. Она была похожа на призму, состоявшую из трёх трубчатых баков, частично закрытых алюминиевой обшивкой, которая придавала ракете вид коробчатого воздушного змея. В одном баке находилось горючее, в другом окислитель, а в третьем «инертный газ под давлением» (так Винклер называл сжатый азот). Самое интересное в ракете, на мой взгляд, это выбор топливных компонентов. В качестве окислителя использовался жидкий кислород, а в качестве горючего – сжиженный метан.

Двигатель представлял собой кусок цельнотянутой стальной трубы без швов длиной 457 мм, расположенной по оси ракеты. Первое испытание было проведено 21 февраля 1931 года на учебном плацу недалеко от города Дессау (Dessau), но вследствие технической неисправности ракета приподнялась только на три метра от земли. При вторичном испытании 14 марта 1931 года, ракета отклонилась от вертикальной траектории и потому не достигла расчётной высоты, которая должна была составить 500 метров, но в остальном эксперимент прошёл успешно.

Метан сегодня рассматривается как перспективное горючее для ЖРД различного назначения разработчиками в США и России. Экспериментальные двигатели проходили успешные стендовые испытания. Но все это последние двадцать лет, начиная с 90-х годов ХХ века, а Винклер испытал свою ракету за шесть десятилетий до того, как метану начали уделять столь пристальное внимание!


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  2. Космонавтика. Энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1985.
  3. КБ химавтоматики. Страницы истории. Том 1. – Воронеж, 1995.
  4. Б. Е. Черток. Ракеты и люди. Горячие дни «холодной войны» – М.: «РТСофт», 2007.
  5. К. Гэтланд и др. Космическая техника. – М.: «Мир», 1986.
  6. Иностранные авиационные и ракетные двигатели (по данным иностранной печати). Институт им. П. И. Баранова, 1967.
  7. А. М. Первушин. Битва за звезды: Ракетные системы докосмической эры. – М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru