В этот день… №1-10 (16-31 марта)



Александр ГрищенкоЗдравствуйте, уважаемые друзья!
Первый «Космос» и первая космическая прогулка, первая ручная стыковка и первый полёт Близнецов (Gemini) – всё это происходило в последние две недели марта.

 
 
 
16 марта 1962 года был запущен первый искусственный спутник Земли серии «Космос» (СССР).

КБ «Южное» (главный конструктор М. К. Янгель) ещё в конце 1957 года приступило к проектным проработкам космического носителя лёгкого класса на базе ракеты Р-12, завершившимся в апреле 1960 года выпуском эскизного проекта. В августе того же года вышло Постановление правительства «О создании ракеты-носителя 63С1 на базе боевой ракеты Р-12, разработке и запуске 10 малых ИСЗ».

Космический аппарат ДС-2 («Космос-1»)Идея разработки РН на базе боевой ракеты оказалась чрезвычайно плодотворной — существенно сокращались сроки и стоимость разработки носителя и его эксплуатации. Новая РН стала первой в СССР, выполненной по тандемной схеме. Вторая ступень была разработана заново. Ракета позволяла вывести на околоземную орбиту высотой 200 км полезный груз массой до 450 кг.

В декабре 1959 г. в СССР был создан Межведомственный научно-технический совет по космическим исследованиям при АН СССР во главе с академиком М. В. Келдышем, на который возлагалась разработка тематических планов по созданию космических аппаратов, выдача основных технических заданий, научно-техническая координация работ по исследованию и освоению верхней атмосферы и космического пространства, подготовка вопросов организации международного сотрудничества в космических исследованиях. Членом Президиума Межведомственного научно-технического совета по космическим исследованиям был утверждён М. К. Янгель.

ЖРД РД-214Совместными усилиями Академии наук и Министерства обороны СССР была подготовлена и окончательно утверждена в августе 1960 г. программа первой очереди пусков РН 63С1. В программу вошли задания на разработку и запуск космических аппаратов ДС-А1, ДС-П1, ДС-К8, на которых наряду с решением исследовательских задач ставились и военно-прикладные эксперименты.

Уже к декабрю 1961 г. была выпущена проектная документация на спутники ДС-А1, ДС-П1, ДС-К8. Конструкция КА была максимально унифицирована: использовался один корпус, батарея химических элементов, радиотехнический комплекс, аппаратура управления. Отличались только блоки исследовательской аппаратуры. Все аппараты первоначального этапа (до 1967 г.) не содержали системы ориентации в пространстве. Срок активного существования на орбите определялся возможностями химических батарей (10-15 суток).
В конце 1961 г. сорвались две попытки вывода на орбиту спутников ДС-1. Им не было суждено стать аппаратами «Космос-1» и «Космос-2».

Повезло исследовательскому КА ДС-2, предназначенному для изучения прохождения радиоволн в верхних слоях атмосферы. Именно этот аппарат был успешно доставлен на орбиту 16 марта 1962 года. В газетных сообщения его назвали спутник «Космос-1», а ракету 63С1 (11К63) – РН «Космос».

Масса КА – 47 кг; параметры орбиты: высота перигея – 217 км, высота апогея – 980 км, наклонение орбиты — 49°; время активного существования – 50 суток.

ЖРД РД-119Конструктивно КА выполнен в виде шара диаметром 800 мм, состоящего из двух полусфер. В нижней части корпуса размещены передатчик «Маяк» и блок химических батарей. На наружной поверхности установлен часовой механизм, предназначенный для выдачи команды на раскрытие ленточных антенн через 10 с после отделения КА от второй ступени РН, и антенно-фидерное устройство, состоящее из двух пар ленточных антенн, свёрнутых в катушки. Наружная поверхность КА отполирована и частично окрашена краской для получения необходимых оптических коэффициентов.

Научным результатом запуска стало обнаружение и определение диапазона крупномасштабных неоднородных образований в ионосфере, определение углов рефракции радиоволн.

РН «Космос» была первой РН, созданной КБ «Южное». Она состояла из двух ступеней и головного обтекателя. Ступени соединены между собой последовательно. Длина первой ступени 20,3 м, длина второй – 8,5 м, разделение ступеней осуществляется по горячей схеме. Стартовая масса РН 49,4 т.

ПГС ЖРД РД-119

ПГС ЖРД РД-119:
1 – камера;
2 – рулевые сопла;
3 – газораспределитель с электроприводом;
4 – отсечный пироклапан окислителя;
5 – смеситель;
6 – трубопровод горючего камеры;
7 – газогенератор;
8 – теплообменник-испаритель;
9 – турбина;
10, 16 – пуско-отсечные клапаны;
11 – насос горючего;
12 – насос окислителя;
13 – пусковой клапан окислителя;
14 – азотный редуктор с электроприводом;
15 – баллон со сжатым азотом;
17 – редуктор давления горючего;
18 – трубопровод горючего газогенератора;
19 – отсечный клапан горючего камеры;
20 – трубопровод горючего завесного охлаждения

На первой ступени установлен ЖРД РД-214, выполненный по четырёхкамерной схеме. Управление на участке полёта первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей, выполненных из графита. Двигатель РД-214 (разработка НПО «Энергомаш»), с турбонасосной системой подачи, выполнен по открытой схеме. Он работает на окислителе АК-27 (27%-й раствор четырёхокиси азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем ТМ-185. Соотношение компонентов – 3,97. Турбина приводится во вращение продуктами разложения 80%-ной перекиси водорода. Технические характеристики двигателя: тяга у земли – 648 кН, тяга в пустоте – 744 кН; удельный импульс тяги у земли – 2270 м/с, в пустоте – 2630 м/с; давление в камерах сгорания – 4,36 МПа; давление на срезе сопла – 69 кПа; масса сухого двигателя – 645 кг; время работы – 140 с; мощность турбины – 1880 кВт; частота вращения ротора ТНА – 133 об/с. Зажигание топлива в камере – химическое, при помощи пускового горючего ТГ-02 (смесь ксилидина с триэтиламином – аналог немецкого горючего «Тонка-250»).

Сравнивая РД-214, разработанный в 1952-1957 гг., с РД-107 и РД-108, созданными в те же годы, можно говорить о типичных конструктивных особенностях советских ЖРД этого периода. Во-первых, все эти двигатели несут на себе черты немецкого опыта, творчески освоенного советскими конструкторами КБ, возглавляемого В. П. Глушко, – применение перекиси водорода для привода турбины ТНА и графитовых газовых рулей для управления вектором тяги; во-вторых, камеры ЖРД – со связанными оболочками с гофрированными проставками между стенками, с регенеративным и завесным (от форсуночной головки) охлаждением горючим; в-третьих, двигатели выполнены по одной схеме – четыре камеры, оснащённые одним ТНА, что позволило решить проблему внутрикамерных колебаний, к которым особенно склонны крупноразмерные камеры сгорания.

Ракета-носитель 63С1 (11К63) – «Космос»Двигатель для второй ступени РД-119 также разработан в ОКБ «Энергомаш» (1958-1962 гг.), имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по открытой схеме. Он работает на двухкомпонентном топливе: окислитель – жидкий кислород, горючее – НДМГ, с соотношением компонентов 1,5. ЖРД РД-119 создавался для оснащения третьей ступени РН 8К72 («Восток») и конкурировал с РД-0109 (обзор №1-09 1-15.03.2016). Несмотря на свои рекордные, по тем временам, характеристики, выбор был сделан не в пользу РД-119. И не в последнюю очередь из-за горючего. НДМГ компонент крайне токсичный, канцерогенный и небезопасный для эксплуатации в РН, предназначенной для вывода пилотируемого КК. Зато для РН «Космос» двигатель РД-119 подошёл по всем параметрам. Его основные технические характеристики: тяга двигателя в пустоте – 108 кН; удельный импульс тяги – 3520 м/с; масса сухого двигателя – 168 кг; время работы – 260 с; частота вращения ротора ТНА – 350 об/с; мощность турбины – 566 кВт. Турбина приводится во вращение газом с температурой 1030 К, который вырабатывается при термическом разложении горючего в газогенераторе.

Агрегаты двигателя изготовлены в основном из титана. Камера двигателя имеет как регенеративное, так и внутреннее охлаждение за счёт периферийных форсунок горючего смесительной головки и автономного пояса завесы, установленного перед соплом. Рулевая система двигателя предназначена для управления и ориентации второй ступени ракеты в полете; работает благодаря перераспределению между неподвижными титановыми рулевыми соплами отработанных в турбине газов.

Первый пуск РН «Космос» был произведён 27 октября 1961 г., но оказался аварийным. Первые пуски (37 ракет) производились из шахтной пусковой установки на космодроме Капустин Яр. С 16 марта 1967 г. пуски производились с наземного старта на космодроме Плесецк. Всего было осуществлено 165 стартов РН 11К63, из них 143 – успешных. Ракета эксплуатировалась до 18 июня 1977 г.


 

16 марта 1966 года была выполнена первая ручная стыковка космического корабля «Джемини-8» (Gemini), пилотируемого астронавтами Н. Армстронгом (N. Armstrong) и Д. Скоттом (D. Scott) со спутником-мишенью «Аджена» (Agena) (США).

О КК серии «Джемини» мы уже вспоминали в одном из предыдущих выпусков. Эти корабли предназначались для отработки на орбите Земли ответственных технических операций, необходимых для успешного осуществления полёта на Луну (программа «Аполлон», Apollo). Главной операцией являлась стыковка космических аппаратов. Для этих экспериментов использовался спутник-мишень, с которым пилотируемый КК «Джемини» стыковался на орбите. В качестве спутника-мишени использовалась ракета «Аджена-D», дополнительно снабжённая радиолокационным приёмоответчиком, источниками света, стыковочным насадком на передней части, а также панелью с индикаторами на насадке для контроля работы бортовых систем ракеты.
Схема поиска и стыковки спутника-мишени с кораблём «Джемини»На схеме показано, как астронавты проекта «Джемини» стыковались с ракетой «Аджена». Бортовой радар на «Джемини» обнаружил «Аджену» на расстоянии около 400 км. Бортовой компьютер определил скорость для подхода к ракете и пункт, в котором произойдёт встреча. Астронавты с помощью бортовых двигателей увеличили скорость корабля и направили его в сторону конусообразного обтекателя, защищающего стыковочное кольцо «Аджены». Оба аппарата двигались со скоростью 28000 км/час; в момент стыковки разница в скорости ракеты и корабля составляла около 2 км/час. Астронавты подвели свой корабль к конусообразному отверстию в носу «Аджены». Сработало механическое защёлкивающее устройство – и сцепление произошло.

Полет «Джемини-8», состоявшийся 16 марта 1966 года, мог окончиться гибелью двух астронавтов. Но благодаря своей подготовке Нил Армстронг и Дэвид Скотт сумели справиться с возникшими проблемами.

Они стартовали через 1 час 41 минуту после запуска ракеты «Аджена». Через 6 час. 10 мин. два этих космических аппарата, пролетая над восточной частью Тихого океана, находились приблизительно в 20 метрах друг от друга. «Джемини» шёл с такой же скоростью, как и «Аджена» — 7600 м/сек. Армстронг осторожно сближался с «Адженой» и, готовый пойти на стыковку, удерживал свой космический корабль на расстоянии менее одного метра, до тех пор, пока они не оказались над южной частью Атлантического океана и не установили радиосвязь с контрольным судном «Роз Нот».

Проверив и сравнив данные о полёте, оператор управления полётом на «Роз Нот» дал Армстронгу разрешение произвести стыковку, и этот исторический манёвр был совершён через 6 час. 34 мин. после запуска «Джемини-8» с мыса Кеннеди.

Ракета «Аджена» перед стыковкой с «Джемини-8»Совершив манёвр, Армстронг сообщил на «Роз Нот», что «все прошло без сучка и задоринки», что «Аджена» держится устойчиво и что колебаний не отмечается.

Но примерно через 27 минут соединившихся «Джемини» и «Аджену» стало неистово трясти и бросать из стороны в сторону. Астронавты сперва подумали, что произошло нарушение в системе управления ракеты «Аджена», и поэтому отключили её, перейдя на систему управления «Джемини». Примерно на четыре минуты вращение и вибрация уменьшились, и экипаж пытался проводить намеченные манёвры все ещё сцепленных «Джемини» и «Аджены». Но вибрация снова усилилась. Астронавты решили разъединить космические аппараты, но в тот момент, когда они оторвались от «Аджены», контроль над капсулой «Джемини» был потерян, и она начала вращаться вокруг своей оси, совершая по одному обороту в секунду. Стабилизировать космический аппарат космонавтам удалось лишь при помощи двигателей, предназначающихся обычно для использования при возвращении в плотные слои атмосферы и спуске для приземления.

На основании данных, поступивших с космического корабля и с «Аджены», а также сообщений пилотов, инженеры проекта «Джемини» пришли к заключению, что вибрация была вызвана коротким замыканием в одном из малых двигателей стабилизации, который никак не удавалось выключить. Узнав, что Армстронг и Скотт стараются стабилизировать космический корабль, используя для этого двигатели, которые играют решающую роль при возврате на Землю, руководитель полёта отдал «Джемини-8» приказ идти на посадку в специально намеченном для аварийных случаев вспомогательном районе в западной части Тихого океана.

«Джемини-8» после приводненияНа пресс-конференции после полёта д-р Роберт Гилрут (Robert Gilruth, директор Центра пилотируемых космических кораблей) сказал, что в течение первых семи часов полет проходил успешно, что запуск и «Джемини» и «Аджены» можно назвать почти безупречным и что стыковка протекала совершенно гладко. Затем он добавил: «Экипаж космического корабля и наземный персонал прекрасно справились с возникшей по ходу полёта аварийной ситуацией. Мы очень рады, что перед нами возникла такая трудная задача, и что мы её сумели разрешить и обеспечить благополучное возвращение капсулы… Мы многому научились… большему, чем предполагали».

Армстронг и Скотт подтвердили сообщения экипажей «Джемини-7» и «Джемини-6», что держаться на определённой дистанции от другого космического аппарата нетрудно, а Армстронг добавил, что считает и стыковку сравнительно простым манёвром. Даже когда им грозила авария, ни Армстронг, ни Скотт не хотели прервать полёта, так как им ещё предстояло произвести ряд экспериментов.

Журналисты, присутствовавшие на пресс-конференции, спрашивали космонавтов, что они ощущали, когда вращение корабля достигло максимума. На это Армстронг ответил, что им было трудно держать голову в нужном положении и определять, где находятся автоматические выключатели и переключатели на щите управления у них над головой. Он сравнил этот случай с ощущениями пилота-испытателя, самолёт которого попал в штопор.

О более удачных стыковках КК «Джемини» с ракетой-мишенью «Аджена» будет рассказано в следующих обзорах.


 

18 марта 1965 года – первый выход человека в открытый космос – космонавта А. А. Леонова из корабля-спутника «Восход-2», пилотируемого П. И. Беляевым (СССР).

Схема КК «Восход-2»

Схема КК «Восход-2» (3КД): 1 – приборно-агрегатный отсек; 2 – спускаемый аппарат; 3 – шлюзовая камера в надутом состоянии; 4 – телекамера для съёмки выхода; 5 – пневмоарматура наддува шлюзовой камеры; 6 – дублирующая ТДУ

Пилотируемому полёту КК «Восход-2» предшествовал полёт беспилотного технологического корабля, названного «Космосом-57». Его пуск состоялся 22 февраля 1965 г. Главная задача полёта – проверка складной надувной шлюзовой камеры полумягкой конструкции с системой шлюзования, необходимой для организации выхода космонавта в открытый космос. Шлюз, как и скафандр космонавта «Беркут», создавался в научно-производственном предприятии «Звезда» под руководством Гая Ильича Северина. Именно в НПП «Звезда» разрабатывались все конструкции космических скафандров, катапультные кресла для КК и самолётов и многое-многое другое, без чего нельзя обеспечить безопасность полётов.

Испытательный полёт «Космоса-57» прошёл без замечаний, но на стадии посадки, из-за наложения двух одинаковых команд на включение цикла спуска, включился аварийный вариант цикла, не предусматривавший отстрел шлюза от корабля, что было чревато посадкой корабля за пределами СССР. Сработала система аварийного подрыва объекта и корабль был уничтожен в воздухе. Несмотря на эту неприятность, уже 18.03.1965 г. был запущен пилотируемый КК «Восход-2» (3КД).

За время полёта корабля произошло несколько ЧП. Во-первых, после благополучного выхода в открытый космос, который длился 12 минут и 9 секунд, Алексей Леонов не смог сразу вернуться в шлюз. Его скафандр раздулся и не втискивался в ограниченное пространство шлюза. Леонову пришлось сбросить давление, чтобы сделать скафандр мягче. В шлюз пришлось лезть вперёд головой, а не ногами, как было предусмотрено программой полёта. Всё это время командир корабля Павел Беляев находился внутри спускаемого аппарата и ничем не мог помочь Леонову.

Схема шлюзованияВо-вторых, наблюдалось падение давления в баллонах системы наддува кабины, но запасов кислорода должно было хватить ещё на сутки полёта.

В-третьих, не сработала автоматическая система ориентации на Солнце, и по этой причине ТДУ не включилась. Посадка должна была произойти на 17-м витке, но корабль остался на орбите. Экипажу дали рекомендацию сажать корабль вручную на 18-м или 22-м витке.

В-четвертых, посадка в ручном режиме была не очень точна и «Восход-2» приземлился в 30 км юго-западнее города Березники Пермской области, в глухой тайге. Сутки космонавты мёрзли без тёплой одежды, не имея ничего, кроме мокрых скафандров. Ещё сутки понадобились, чтобы организовать эвакуацию экипажа.
Несмотря на все передряги, был получен главный результат – советский космонавт первым вышел в открытый космос! Американцы повторили это лишь через 2,5 месяца.

КК «Восход-2» (3КД)КК «Восход-2» представлял собой глубокую модернизацию КК «Восток» (3КА). В спускаемом аппарате разместили два кресла, вместо одного. Космонавты все время полёта находились в скафандрах.

В конструкцию космического аппарата «Восход» была добавлена резервная твердотопливная тормозная двигательная установка и ионная система ориентации. На «Восходах» появилась система мягкой посадки спускаемого аппарата — перед приземлением из СА выдвигался щуп длиной около метра, и при касании его поверхности Земли срабатывал двигатель мягкой посадки, гасивший скорость снижения СА до нуля. Это позволило отказаться от катапультирования, которое было необходимо на КК «Восток» из-за сильного удара СА о землю. Отказ от катапультных кресел позволил вместить трёх (на КК «Восход») или двух (КК «Восход-2») членов экипажа, правда, с ужесточением требований к росту (особенно росту сидя). Но отказ от системы катапультирования исключал возможность спасения экипажа в случае аварии ракеты-носителя на первых этапах взлёта, что увеличивало риск.

Со всеми переделками КК «Восход» был более чем на тонну (20%) тяжелее КК «Восток», и для его запуска была использована более мощная ракета с новой третьей ступенью, уже испытанной в полётах автоматических межпланетных станций. Ракета получила индекс 11А57 и наименование «Восход». Основные отличия РН состояли в третьей ступени.

ТДУ-1Из-за конструктивно-компоновочных проблем кресла экипажа были развёрнуты на 90° по отношению к положению кресла на корабле «Восток», что делало крайне неудобным управление кораблём в ручном режиме («низ» пульта был «сбоку», и все надписи тоже были видны в вертикальном направлении). Очень сжатые сроки разработки не дали возможности устранить этот недостаток.

Тормозная двигательная установка ТДУ-1 была разработана в 1959 г. в КБ «Химмаш», как управляющий двигатель для пилотируемых КК «Восток» и «Восход» для обеспечения тормозного импульса при их спуске с околоземной орбиты. ТДУ-1 состоит из однокамерного ЖРД с насосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов в камеру сгорания. Компоненты – азотная кислота и горючее на основе аминов. Отработанный газ после турбины ТНА истекает через неподвижные рулевые сопла. Начальное поступление топлива без газовых включений обеспечивается установкой эластичных разделителей в топливные баки. Такая схема задействована только при запуске двигателя, затем газ наддува (азот) непосредственно воздействует на топливо, минуя разделители. Для нормального воспламенения топлива в камере сгорания создаётся избыточное давление. Для этого используется наддув камеры азотом, а в сопло впаяна заглушка с предохранительным клапаном. После начала работы ЖРД заглушка выбрасывается продуктами сгорания. Пуск ДУ осуществляется как автоматически (по команде с Земли), так и вручную. Основные технические характеристики ТДУ-1: тяга двигателя в пустоте – 15,83 кН; удельный импульс в пустоте – 2607 м/с; давление в камере сгорания – 5,59 МПа; соотношение компонентов – 3,07; время работы – 45 с; масса двигателя – 98 кг.

Именно возможность ручного запуска ТДУ позволила благополучно завершить столь трудный полёт КК «Восход-2».


 

20 марта 1936 года было зарегистрировано заявочное свидетельство №189626/15310 «Устройство для проточного охлаждения камеры сгорания и сопла» (СССР).

Автор изобретения В. П. Глушко предлагал устройство для проточного охлаждения камеры сгорания и сопла ракетного двигателя жидкостью, представляющее собой спиральные ребра на охлаждаемой поверхности камеры сгорания и сопла, которые сообщали охлаждающей жидкости движение вдоль поверхности по спирали. Это приводило к интенсификации процесса охлаждения.

Камера ЖРД РД-1М со спиральным оребрением несвязанных оболочекВнутренняя оболочка камеры сгорания ЖРД с наклонными фрезерованными рёбрами на цилиндрическом участке (видны фрагменты припоя)

        
Такая конструкция была применена на опытных двигателях ОРМ-50 и ОРМ-52, прошедших официальные стендовые испытания в 1933 году. Идея вполне работоспособная и использованная во многих конструкциях камер ЖРД. Однако, впервые она была осуществлена в 1930 году в Италии генералом Гаэтано Артуро Крокко (Gaetano Arturo Crocco) и его сыном Луиджи Крокко (Luigi Crocco), а также Д. Гарфоли, К. Ланди и Р. Корелли в ЖРД, работавшем на четырёхокиси азота и бензине. Но даже в Схемы спиральных связей оболочек камеры1933 году в советском журнале «Самолёт» в статье И. Фортикова «Пути развития ракетного строительства» не было никаких подробностей об итальянских разработках. Можно считать, что заявка В. П. Глушко – классический пример изобретения, к которому приходят почти одновременно авторы, работающие над одной и той же проблемой. Кстати, в 1934 г. спиральное оребрение применил Ойген Зенгер (Eugen Sänger) в Австрии!

Сегодня, такой подход к интенсификации охлаждения камер ЖРД стал практически стандартным и часто приводится в учебной литературе.


 

23 марта 1965 года – первый манёвр на орбите ИСЗ космического корабля «Джемини-3» (Gemini) с астронавтами В. Гриссомом (V. Grissom) и Дж. Янгом (J. Young, США).
РН «Титан-II» с КК «Джемини» (рисунок 1963 г.)

Прошло более 22 месяцев со времени последнего старта пилотируемого КК серии «Меркурий» (Mercury), прежде чем был совершён первый пилотируемый полёт на КК новой серии «Джемини». Первые корабли «Джемини-1» (старт 08.04.1964) и «Джемини-2» (19.01.1965) были испытательными, в беспилотном варианте. «Джемини-3» с двумя астронавтами на борту совершил пятичасовой полёт 23.03.1965 г. Командир корабля Вирджил Гриссом уже имел опыт космического полёта, правда не орбитального, а суборбитального (21.07.1961). Для Джона Янга это был первый полёт.

Схема размещения двигателей системы ориентации и маневрированияКорабль «Джемини» создавался как аппарат, имеющий возможность не только изменять пространственное положение относительно центра масс, но и способный изменять параметры своей орбиты, что было необходимо для проведения стыковок со спутником-мишенью «Аджена». Для этого «Джемини» оснащался двигательной установкой, состоящей из 32 ЖРД малой тяги – 6 ЖРД тягой 430 Н каждый, 2 ЖРД тягой 367 Н каждый и 24 ЖРД тягой 108 Н каждый. 16 двигателей с тягой по 108 Н, обеспечивают ориентацию корабля. Они расположены двумя кольцами по окружности корпуса вспомогательного отсека. Одно из колец – резервное. Другие 16 двигателей сведены в четыре блока для обеспечения изменения скорости движения в двух взаимно перпендикулярных направлениях. Двигателями маневрирования управлял командир корабля, а двигателями ориентации мог управлять и второй член экипажа. Все двигатели использовали самовоспламеняющиеся компоненты – четырёхокись азота (окислитель) и монометилгидразин (горючее).

Схема работы двигателей системы орбитального маневрированияВо время первого пилотируемого полёта «Джемини-3» (параметры орбиты: апогей – 224 км; перигей – 158,5 км) экипаж наряду с проверками всех систем корабля, успешно испытал работоспособность системы маневрирования. После трёх витков на околоземной орбите КК приводнился в океане. Вплоть до появления многоразовых кораблей «Спейс шаттл» (Space Shuttle) все американские пилотируемые аппараты приводнялись, а не приземлялись. «Джемини», в отличие от КК «Меркурий» и «Аполлон», не имели отдельной системы аварийного спасения (САС) экипажа. В случае возникновения опасных ситуаций на стадии выведения, астронавты могли катапультироваться с помощью катапультных кресел (до высоты 21 км), а на большей высоте тормозные РДТТ кабины экипажа должны были увести её от аварийной РН.

Динамическая схема первой ступени РН «Титан-2»

Динамическая схема первой ступени РН «Титан-2»:
1,2 – начальные участки расходных магистралей окислителя и горючего;
3 – выходные участки расходных магистралей;
4 – ЖРД;
5 – напорная магистраль;
6 – насосы подачи топлива;
7 – узел крепления ТНА;
8 – гидравлический демпфер

Удачным был испытательный полёт нового КК, в чем была немалая заслуга ракеты «Титан-II» (Titan). Но при запуске КК «Джемини-3», на этапе работы первой ступени, были отмечены продольные автоколебания РН (Pogo-колебания).

Для борьбы с этим нежелательным явлением, которое часто проявлялось на активном участке полёта различных РН, необходимо было снизить частоты собственных колебаний жидкости в топливных магистралях и обеспечить устойчивость замкнутой системы. Это достигалось установкой гидравлических демпферов в расходных магистралях. Являясь колебательным звеном, демпфер изменяет динамические характеристики топливной магистрали. Доработки на первой ступени ракеты-носителя «Титан-2» заключались в установке демпфера только в магистраль горючего. Подробнее о Pogo-колебаниях и о том, на каких РН они возникали, продолжим говорить в других обзорах.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под ред. генерального конструктора, академика С. Н. Конюхова. – Днепропетровск: ГКБ «Южное» им. М. К. Янгеля, 2000.
  2. Космонавтика. Энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1985.
  3. L.C. Hacker, J.M. Grimwood. On the shoulders of titans: A history of project Gemini. Wash, 1977.
  4. Б. Е. Черток. Ракеты и люди. Горячие дни «холодной войны» – М.: «РТСофт», 2007.
  5. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  6. Двигатели 1944-2000 авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
  7. В. П. Глушко. Путь в ракетной технике 1924-1946. – М.: «Машиностроение», 1977.
  8. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Под общей редакцией Г. Г. Гахуна. – М.: Машиностроение, 1989.
  9. Журнал «Америка», №132, сентябрь, 1967.
  10. Журнал «Америка», №82, июль, 1963.
  11. К. С. Колесников. Динамика ракет. – М.: Машиностроение, 2003.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru