В этот день… №1-27 (1-10 октября)



Александр Грищенко Октябрь – месяц, когда термин «космонавтика» приобрёл практический смысл. Именно 4 октября 1957 года был выведен на орбиту первый искусственный спутник Земли.
 
 
 
 
 
2 октября 1941 года – впервые в мире пилотируемый летательный аппарат с ракетным двигателем развил в горизонтальном полёте скорость более 1000 км/ч (Германия).

С июня 1940 года в Германии проводились лётные испытания ракетоплана «DFS-194» («Ме-163»).

Прототип ракетного истребителя ПВО первоначально разрабатывался в Институте исследований в области планеризма (Deutsches Forschungsinstitut fr Segelflug, DFS). Поскольку наиболее полно реализовать достоинства ракетных двигателей Вальтера можно было на планере, сконструированном по схеме «бесхвостка», группу разработчиков возглавил наиболее авторитетный специалист в области аэродинамики таких летательных аппаратов – Александр Липпиш (Alexander Lippisch). Результатом разработки стал истребитель с дельтовидным крылом, оснащённый ракетным двигателем. В январе 1939 года Ракетный истребитель-перехватчик «Ме-163В»профессор Липпиш вместе с 12 ближайшими сотрудниками перенёс свою штаб-квартиру в фирму «Мессершмитт» («Messerschmitt A.G.»). Через год, в начале 1940 года, были получены готовые двигатели «Walter HWK R.I. 203». Лётные испытания ракетоплана проводили в испытательном центре Пенемюнде (Peenemünde). Лётчиком-испытателем был назначен известный планерист и чемпион мира 1937 года капитан Хейни Дитмар (Heini Dittmar). Первый полёт состоялся 3 июня 1940 года.

Пока шли испытания фирма «Вальтер» (Walter) разработала усовершенствованный двигатель «Walter HWK R.II. 203», тягу которого можно было регулировать в пределах от 1500 Н до 7500 Н. В качестве горючего в этих ЖРД применялась T-Stoff (смесь перекиси водорода – 80% и воды – 20%), в качестве окислителя – Z-Stoff (водный раствор перманганата калия). При соединении компонентов образовывалась самовоспламеняющаяся смесь.

Компоновочная схема «Ме-163В»К лету 1941 года были выпущены 6 опытных самолётов. Лётные испытания с силовыми установками «Walter HWK R.II. 203» проводились с июля по октябрь. Во время одного из первых полётов Дитмар превысил мировой рекорд скорости, достигнув 900 км/ч.

Чтобы сэкономить топливо на взлёте, 2 октября 1941 года Дитмар поднял «Ме-163V4» на буксире за самолётом-буксировщиком. На высоте 4 км буксир был отцеплен, Дитмар запустил двигатель и спустя 2 минуты развил в горизонтальном полете скорость 1004 км/ч (0,84 Маха). На этой скорости сказался эффект сжимаемости воздуха – ракетоплан вошёл в пикирование. Дитмар выключил двигатель, самолёт быстро сбросил скорость и вновь стал управляемым. К сожалению, в аналогичной ситуации, советский ракетный истребитель БИ-1 потерпел катастрофу (обзор №1-13 1–15.05.2016). За этот полёт Дитмар получил премию имени Лилиенталя, присуждаемую за выдающиеся работы в области аэродинамических исследований.

После небольшой серии опытных «Ме-163А», заводы Германии построили 360 истребителей «Ме-163В», оснащённых ЖРД HWK 109-509A (обзор №1-08 16–29.02.2016) и вооружённых двумя 30-мм пушками. Боевое крещение ракетные истребители получили 28 июля 1944 года в бою против соединения бомбардировщиков. Несмотря на сырую конструкцию, ни один «Ме-163В» не был сбит в бою. Из всего множества ракетных истребителей, разрабатывавшихся в разных странах мира, лишь «Ме-163В» был доведён до стадии серийного производства и принятия на вооружение.


 

4 октября 1957 года – первый искусственный спутник Земли (ИСЗ) «Спутник». Начало космической эры (СССР).

Ещё 30 января 1956 г. было принято Постановление ЦК КПСС и СМ СССР №149-88сс, которым предусматривалось создать под ракету Р-7 неориентированный ИСЗ (объект Д) весом 1000-1400 кг с аппаратурой для научных исследований весом 200-300 кг. Срок первого пробного пуска объекта Д — 1957 год.

Чертёж общего вида ПСК концу 1956 г. выяснилось, что намеченные планы запуска ИСЗ находятся под угрозой срыва из-за трудностей в создании научной аппаратуры и более низким (2980 м/с вместо расчётных 3040 м/с) удельным импульсом двигателей РН. Правительство установило новый срок запуска объекта Д — апрель 1958 г.

Для того, чтобы не проиграть в космической гонке с США, в ноябре 1956 г. ОКБ-1 внесло предложение о срочной разработке и запуске «простейшего спутника» (объект ПС) массой порядка 100 кг в апреле-мае 1957 г. во время лётных испытаний Р-7.

Предложение было принято, и 15 февраля 1957 г. вышло Постановление, предусматривающее запуск простейшего неориентированного ИСЗ на орбиту, проверку возможности наблюдения за спутником и приёма радиосигналов с его борта. Запуск ИСЗ разрешался только после одного-двух стартов ракеты Р-7 с положительным результатом.

Ведущим конструктором по аппарату ПС был назначен М. С. Хомяков. В разработке проектной и конструкторской документации принимали участие К. Д. Бушуев, С. О. Охапкин, С. С. Крюков, М. К. Тихонравов, Н. А. Кутыркин и др.

ПС с содержимым (батареи и радиопередатчики)Концепция ПС представляла собой идею ИСЗ как радиомаяка, сферическая форма которого идеально подходила (как исследовательская модель) для определения параметров плотности верхней атмосферы. При этом оригинальная «полусферическая» схема теплообмена аппарата с окружающей средой («лоб» — теплоизолирован, «тыл» — радиационный теплоизлучатель; требуемая ориентация ИСЗ при наличии атмосферы заметной плотности обеспечивается устойчивой статической балансировкой за счёт «откинутых назад» антенн) позволяла увеличить время активного существования спутника в случае, если бы его торможение оказалось достаточно интенсивным.

Формирование конструктивно-компоновочной схемы «простейшего» ИСЗ на базе стандартных приборов и блоков давало массу спутника около 300 кг, что представлялось чрезмерным. Поэтому в процессе проектирования ПС были предложены (и затем реализованы) следующие технические решения:

  • химическую батарею электропитания радиопередатчика изготовить в виде кольца, размещённого в корпусе (шаре-контейнере) диаметром около 500 мм;
  • смонтировать радиопередатчик внутри батареи, используя стенки кольца в качестве воздуховода системы терморегулирования;
  • антенны, размещённые снаружи шара-контейнера, вывести поверх обтекателя второй ступени ракеты, упростив тем самым схему разделения ИСЗ и РН.

К 1 февраля 1957 г. были согласованы габаритно-установочные чертежи передатчика, к середине февраля — разработан макет ПС для проведения электрических испытаний передатчика с имитаторами антенн.

Макет ПС в фойе корпуса факультета ракетно-космической техники ХАИПростейший спутник был выполнен как герметичный контейнер сферической формы диаметром 580 мм, состоящий из двух силовых полуоболочек (конструкционный материал — алюминиевый сплав АМг-6 толщиной 2 мм). Передняя полуоболочка имела меньший радиус и прикрывалась полусферическим внешним экраном (R = 580 мм) толщиной 1 мм для обеспечения «теплоизолирующего» режима. Задняя силовая полуоболочка, отделённая от бортовых систем внутренним экраном, являлась одновременно радиационной поверхностью системы терморегулирования. Герметичный объем заполнялся сухим азотом при давлении 1,3 атм. Соединение полуоболочек осуществлялось посредством 36 шпилек М8х1,25. Герметичность стыка обеспечивала прокладка из вакуумной резины. Передняя полуоболочка имела четыре гнезда для крепления антенн со штуцерами гермовводов и фланец заправочного клапана. На задней полуоболочке располагались фланец испытательного системного разъёма и блокировочный пяточный контакт, включающий автономное бортовое электропитание после отделения ПС от РН.

Четыре антенны (две длиной 2,4 м, две — 2,9 м) монтировались на передней («верхней») полуоболочке. Специальный пружинный механизм разводил антенны на угол 35° от продольной оси ИСЗ после его отделения от РН (таким образом, формировалась заданная диаграмма их излучения).

Тепловой режим обеспечивался вентилятором, включавшимся от термореле при температуре равной или выше 30°С. При этом циркулирующий азот осуществлял передачу тепла «холодной» задней полуоболочке, излучавшей избыток тепла в космическое пространство. При понижении температуры азота до 20-23°С вентилятор выключался, что приводило — в отсутствие конвекции — к значительному увеличению теплового сопротивления между радиационной поверхностью и внутренним объёмом ПС — и таким образом предотвращало дальнейшее снижение температуры.

Внутри гермоконтейнера находились: радиопередатчики мощностью 1 Вт и массой 3,5 кг (разработчик В. И. Лаппо из НИИ-885); блок питания из трёх батарей на основе серебряно-цинковых элементов массой 51 кг (разработчик Институт источников тока, директор Н. С. Лидоренко), срок их непрерывной работы — не менее двух недель; дистанционный переключатель; вентилятор системы терморегулирования; сдвоенное реле системы терморегулирования; контрольное термореле и барореле. Радиопередатчики работали на частотах 20,005 и 40,002 МГц (длины волн, соответственно, 15 и 7,5 м) импульсами длительностью от 0,2 до 0,6 с (настроечное значение 0,4 с), импульсы одного передатчика в паузах другого.

Общая масса ПС в сборе составляла 83,6 кг.

Кинограмма старта РН с первым спутникомСжатые сроки разработки и создания аппарата ПС диктовали очень высокий темп работ, когда детали шли в производство «прямо с кульмана». Основные трудности встретились при изготовлении гидровытяжкой сферических полуоболочек, сварке их со шпангоутом и при полировке наружных поверхностей. При отработке конструкции ПС проводилось макетирование размещения бортового оборудования и аппаратуры, рентген-контроль сварных швов, проверка сборки на герметичность посредством гелиевого течеискателя, исследование тепловых режимов в условиях, имитирующих космическую среду.

В тот же период, с марта 1957 г., начался выбор и определение параметров траектории активного участка первой «космической» ракеты 8К71ПС.

22 сентября на полигон пришло изделие 8К71ПС со спутником ПС (изделие MI-ПС), и началась подготовка к запуску первого ИСЗ.

Ракета-носитель 8К71ПС представляла собой значительно облегчённую модификацию раннего варианта опытной МБР Р-7. Макетная ГЧ вместе с измерительными системами была снята и заменена коническим переходником «под спутник». С центрального блока сняли радиоотсек с системой радиоуправления общей массой — 300 кг, поскольку не было нужды в высокой точности выведения полезной нагрузки. Демонтировали соответствующие кабельные проводки, часть аккумуляторных батарей, радиотелеметрическую систему РТС-5. В верхней части бака окислителя ЦБ сделали противосопло для торможения блока и увода его в сторону после сброса головного обтекателя и ИСЗ.

Модифицированные двигатели 8Д74ПС (РД-107) боковых блоков с 100-й секунды полёта переходили на режим первой промежуточной ступени тяги (60,5 тс), чтобы затянуть процесс отделения боковых блоков на большую высоту и снизить таким образом динамические нагрузки на облегчённый центральный блок в момент разделения. Модифицированный двигатель 8Д75ПС (РД-108) центрального блока отключался без конечной ступени тяги, по выработке одного из компонентов топлива. Соответственно, автоматика отключения двигателя стала существенно проще. Чтобы гарантировать отделение обтекателя и спутника, этот сигнал был задублирован от командного токораспределителя на момент времени Т+310 с.

На центральном блоке «А» был установлен развёртываемый уголковый отражатель, что позволяло точнее определить параметры его орбиты.

В результате, начальная масса изделия уменьшилась с 280 до 272,83 т, а масса в момент отрыва от стартового устройства составила 267 т. Длина РН (с ПС) была 29,167 м, тяга ДУ на старте — 397 тс.

4 октября в 22 ч 28 мин 34 с по московскому времени (5 октября в 00:28:34 по местному времени) был осуществлён запуск первого в мире искусственного спутника Земли («простейший спутник» ПС) первой космической ракетой-носителем Р-7 (изделие 8К71ПС).

Через 295,4 с после старта спутник и центральный блок РН были на орбите. Это был третий успешный (а всего седьмой) пуск ракеты Р-7.

Боковые блоки отделились на 116,38 с полёта. Главная команда на выключение ДУ второй ступени прошла на 294,6 с; в этот момент ступень РН с ИСЗ имела скорость в стартовой системе координат (с учётом импульса последействия) 7780 м/с, угол наклона вектора скорости к местному горизонту 0°24′. Параметры орбиты:

  • наклонение — 65,1°;
  • высота перигея — 228 км;
  • высота апогея — 947 км;
  • период обращения — 96,17 мин.

Необходимо отметить, что реализованный в конструктивно-компоновочной схеме ПС подход «гермоконтура с «земным» давлением, температурой, минимальной влажностью и приборным оборудованием из «стандартных» блоков на долгие десятилетия — вплоть до 1990-х гг. — оставался характерным для отечественных беспилотных КА.

Первый спутник летал 92 дня (до 4 января 1958 г., 1440 оборотов), блок «А» — 60 дней (до 2 декабря 1957 г., 882 оборота вокруг Земли).


 

4 октября 1959 года – впервые осуществлён облёт Луны и фотографирование её обратной стороны космическим аппаратом «Луна-3» (СССР).

ПГС ЖРД РД-107

ПГС ЖРД РД-107:
1 – рулевые камеры; 2 – узел поворота рулевой камеры; 3 — трубопроводы окислителя рулевых камер; 4 — трубопроводы горючего рулевых камер; 5 – основные камеры; 6 – клапан азота; 7 – газогенератор; 8 – турбина; 9 – насос окислителя; 10 – насос горючего; 11 – датчик давления системы регулирования тяги; 12 – главный клапан окислителя; 13 – трубопроводы окислителя основных камер; 14 — главный клапан горючего; 15 — трубопроводы горючего основных камер; 16 – пуско-отсечной клапан перекиси водорода; 17 – редуктор давления подачи перекиси водорода; 18 – насос перекиси водорода; 19 – воздушный редуктор с электроприводом; 20 – насос жидкого азота; 21 – дроссель-регулятор соотношения компонентов СОБ с электроприводом

Ещё в сентябре 1959 года, с помощью блока «Е», третьей ступени РН Р-7А, была достигнута вторая космическая скорость, и на поверхность Луны был доставлен полезный груз – АЛС «Луна-2». Правда, из шести трёхступенчатых ракет 8К72, блок «Е» сработал лишь на двух. На четырёх пусках до включения блока «Е» дело не дошло. Мы уже упоминали о трудностях, связанных с программой Е-1 в обзоре №1-05 1–15.01.2016. При первых пусках трёхступенчатых лунных ракет 8К72 происходило разрушение пакета на конечном участке полёта первой ступени. Подобного вида аварии отмечались впервые после начала испытаний ракеты Р-7. Долгое время аварийные комиссии не могли найти причину разрушения носителей. И далеко не сразу появилась версия, которую предложили инженеры лаборатории динамики отдела управления ОКБ-1. Проанализировав поведение системы РКС (регулирования кажущейся скорости), они обратили внимание на непонятное поведение датчиков давления, которые играли в этой системе роль приборов обратной связи. Датчики измеряли величину давления в камерах сгорания двигательных установок боковых блоков РН. Они показали, что давление в камерах пульсировало с частотой от 9 до 13 герц. Эта частота совпадала с частотами собственных продольных упругих колебаний ракеты. Амплитуда этих колебаний к моменту прекращения записи достигала ± 0,45 МПа (давление в камерах сгорания двигателей РД-108 – 5,1 МПа). Такие пульсации давления в камере вызывали соответствующие по частоте колебания в системе подачи топливных компонентов. Повторный анализ подтвердил, что давление окислителя на входе в насосы всех блоков пульсировало в этом диапазоне частот. Штуцер отвода газов из КС ЖРД РД-107 к датчику давленияДатчик осевой перегрузки также подтвердил наличие расходящихся колебаний продольной перегрузки, совпадающих по частоте с пульсациями тяги двигателей. Итак, был выделен контур: конструкция ракеты – пульсация давления кислорода на входе в насосы – пульсация тяги двигателей боковых блоков. В этом замкнутом контуре могли возникать расходящиеся по амплитуде колебания, если собственная частота, определяемая свойствами конструкции ракеты, совпадает с частотой пульсации давления в камере сгорания. При этом деформации конструкции и, прежде всего, топливных трубопроводов на входе в насосы двигателей приводят к разрушению, за которым следует пожар и взрыв.

Блок-схема замкнутого динамического контура: 1 – корпус ракеты; 2 – топливная магистраль; 3 – двигательПосле обсуждения этой версии были предложены профилактические мероприятия, которые должны были позволить осуществить успешный пуск к Луне. Но и второй старт 12 октября 1958 года также закончился катастрофой. Анализ телеметрических записей показал неэффективность проведённых мероприятий. К исследованиям подключили ведущих специалистов НИИ-1 – Н. А. Аккермана, М. С. Натанзона и Б. Ф. Гликмана. Они доказали, что процесс разрушения закономерен. Следовало не только увеличить жёсткость конструкции, но и исключить саму возможность появления пульсаций давления на входе в насос при подаче окислителя. Именно это – причина появления пульсаций давления в камере, отсюда шло возбуждение колебательного процесса во всем контуре, включая конструкцию ракеты.

Траектория полёта АЛС «Луна-3»Параллельно с учёными НИИ-1 инженеры ОКБ-1 Дегтяренко, Копоть и Разыграев исследовали эти же процессы на одной из первых аналоговых электронных машинах. В результате многодневных исследований появилось предложение о введении специального гидравлического демпфера в магистралях окислителя на входе в насосы. Огневые стендовые испытания показали, что при наличии демпфера колебания давления в магистралях кислорода на входе в насосы не приводят к пульсациям давления в камерах сгорания. Опасность разрушения ракет по причине резонансных явлений в контуре конструкция-двигатель была ликвидирована. АЛС «Луна-3»Это решение распространилось на все создаваемые после Р-7 ракеты. Необходимая доработка позволила успешно решить не только проблему доставки на Луну искусственного объекта с Земли – АЛС «Луна-2» (19.09.1959), но и фотографирование обратной стороны естественного спутника Земли. Эта задача была решена с помощью аппарата, разработанного по программе Е-2.

Автоматическая станция «Луна-3» (Е-2) была запущена 4 октября 1959 года. Конечная масса последней ступени РН с АЛС составляла 1553 кг, при массе научной и измерительной аппаратуры с источниками питания 435 кг. В состав аппаратуры входили системы: радиотехническая, телеметрическая, фототелевизионная, ориентации относительно Солнца и Луны, энергопитания с солнечными батареями, терморегулирования, а также комплекс научной аппаратуры. Двигаясь по траектории, огибающей Луну, АМС прошла на расстоянии 6200 км от её поверхности. 7 октября 1959 года с борта «Луны-3» сфотографирована обратная сторона Луны. Фотокамеры с длинно- и короткофокусным объективами засняли почти половину поверхности лунного шара, Фото обратной стороны Луны, полученное АЛС «Луна-3»одна треть которой находилась в краевой зоне видимой с Земли стороны, а две трети — на невидимой.

После обработки плёнки на борту, полученные изображения были переданы фототелевизионной системой на Землю, когда станция находилась от неё на расстоянии 40 000 км. Полёт «Луны-3» был первым опытом изучения другого небесного тела с передачей его изображения с борта космического аппарата. Несомненно, это было успехом советской космонавтики, несмотря на не очень хорошее качество переданных снимков.

После облёта Луны АЛС перешла на вытянутую, эллиптическую орбиту ИСЗ с высотой апогея 480 тысяч км. Совершив 11 оборотов по орбите, она вошла в земную атмосферу и прекратила существование.


 
 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. А. М. Первушин. Битва за звезды: Ракетные системы докосмической эры. – М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.
  2. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  3. В. Грин и Р. Кросс. Реактивные самолеты мира. – Издательство иностранной литературы, 1957.
  4. И. Б. Афанасьев, А. Н. Лавренов. Большой космический клуб. – М.: «РТСофт», 2006.
  5. Б. Е. Черток. Ракеты и люди. Подлипки — Капустин Яр — Тюратам — Москва – М.: «РТСофт», 2011.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru