В этот день… №3-33 (21-30 сентября)
Последняя декада сентября заполнена событиями, имеющими непосредственное отношение к истории ракетно-космической техники, несмотря на то, что эти события так и не завершились стартами ракетных аппаратов.
24 сентября 1962 года — Постановление Совета Министров СССР о разработке ракетного комплекса ГР-1 (СССР).
Официально работы по ракетному комплексу были заданы Постановлением СМ СССР от 24 сентября 1962 года. Предполагалось создать ракету, способную вывести на околоземную орбиту специальную ступень, которая затем после нескольких витков своей боеголовкой должна была поразить цель. Дальность ракетного комплекса получалась практически неограниченной, и его применение должно было затруднять работу системы ПРО противника.
По всей видимости, разработка ракеты началась несколько ранее, т.к. уже 15 марта 1962 года Н. С. Хрущёв заявил, что «…мы можем запустить ракеты не только через северный полюс, но и в противоположном направлении».
За основу проекта глобальной ракеты ГР-1 (8К713) было решено взять один из вариантов ракеты Р-9 (обзор №3-16 01–10.04.2018) — её модификацию Р-9М (8К77) с использованием на первой ступени двигателей НК-9 (8Д517) разработки ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов). Ракету ГР-1 проектировали трёхступенчатой для обеспечения вывода головной части на низкую околоземную орбиту высотой порядка 150 км с последующей выдачей тормозного импульса. Стартовая масса ракеты — 117 тонн, масса боеголовки — 1500 кг.
Непосредственно проектирование ракеты велось в специальном отделе №3 ОКБ-1 группой конструкторов, что ранее были задействованы в проекте ракеты Р-9. Разработка системы управления велась в НИИ-885 под руководством Н. А. Пилюгина, стартового комплекса в ГСКБ «Спецмаш» под руководством В. П. Бармина.
Ракета ГР-1 проектировалась как многоцелевая боевая баллистическая ракета, на базе которой предполагалось создать целый комплекс вооружения, способный решать весь спектр стратегических и тактических задач 60-х годов, а за счёт широкой унификации существенно упростить и удешевить производство и эксплуатацию ракет.
В первом техническом проекте по ГР-1 в качестве основных узлов предполагалось использовать первую ступень от ракеты Р-9М, вторую ступень на основе блока «И» ракеты-носителя «Молния» (8К78) и различные варианты третьей ступени от других МБР или модифицированного блока «Л» ракеты-носителя «Молния». Впоследствии, в процессе более глубокой проработки проекта, конструкция ракеты была сильно изменена, а именно был увеличен запас топлива первой ступени, вторая ступень стала короче, в результате чего конструкция бака горючего изменилась, а бак окислителя переместился вверх, в отличие от второй ступени ракет Р-9А и блока «И» ракеты-носителя «Молния».
Блок первой ступени состоял из хвостового отсека с четырьмя двигателями НК-9 (обзор №2-12 21–29.02.2017), бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного перехода.
Двигатель НК-9 имел тягу на уровне моря 1,49 МН и 1,7 МН в пустоте, удельный импульс 2810 м/с на уровне моря и 3218 м/с в пустоте. Двигатель устанавливался в шарнирах и имел возможность качания в одной плоскости. На внешней обшивке хвостовой части были размещены четыре решетчатых стабилизатора, которые при транспортировке были прижаты к хвостовому отсеку, а после старта откидывались в полётное положение.
Общая длина ступени составляла 18,34 м, максимальный диаметр — 2,9 м, диаметр баков — 2,68 м, максимальный поперечный размер по стабилизаторам — 4,8 м.
Блок второй ступени был одним ЖРД замкнутого цикла НК-9В (11Д53) с тягой в пустоте 451 кН и удельным импульсом 3384 м/с. Двигатель был закреплён в карданном подвесе для качания в двух плоскостях, имел рулевые машины, два сопла крена, агрегат подачи топлива в камеру сгорания, агрегаты управления тягой, соотношением компонентов и соплами крена.
Общая длина второй ступени составляла 10,252 м, максимальный диаметр — 2,689 м, диаметр баков — 2,68 м.
Блок третьей ступени состоял из тороидального бака горючего, бака окислителя, приборного отсека, межбакового отсека и ферменного переходника.
Система управления предполагала управление по крену небольшими соплами, расположенными между баками на наружной поверхности корпуса. Третья ступень имела также систему обеспечения повторных запусков двигателя.
В проёме бака горючего третьей ступени располагался маршевый однокамерный ЖРД замкнутого цикла 8Д726 (С1-5400) с тягой в вакууме 6,687 кН и удельным импульсом более 3335 м/с, разработанным в ОКБ-1. Двигатель третьей ступени предполагалось включать в полёте минимум два раза, причём повторные запуски должны были осуществляться в условиях невесомости.
ЖРД 8Д726 был выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа в камере сгорания. Основной особенностью двигателя являлась возможность его запуска в космических условиях. При этом поджиг топлива в газогенераторе осуществлялся с помощью двух запальников, а в камере сгорания использовался эффект воспламенения керосина в горячем (примерно 350 °С) генераторном газе. При разработке двигателя были использованы: пневмоклапаны запуска и выключения двигателя; бустерный ТНА окислителя, обеспечивающий ускоренное захолаживание магистрали кислорода и запуск основного ТНА при малом давлении в баке. Впервые в двигателе была использована камера сгорания с щелевой смесительной головкой, имеющей высокую расходонапряжённость и устойчивость к высокочастотным колебаниям, что существенно повысило надёжность двигателя.
Отработка двигателя 8Д726 была начата в 1963 году. После пройденного этапа экспериментальных и конструкторско-доводочных испытаний завод 88 изготовил 230 двигателей, на которых было проведено около 500 испытаний.
Большой творческий вклад в разработку двигателя 8Д726 внесли Б. А. Соколов, Г. А. Бирюков, В. Г. Борздыко, М. М. Викторов, В. П. Житников, В. И. Ипатов, А. Ал. Морозов, А. Ан. Морозов, Э. В. Овечко-Филиппов, С. В. Романов, Ю. К. Семенов, Н. М. Синицин, С. Г. Ударов, А. С. Шелемин.
Общая длина третьей ступени составляла 6,788 м, максимальный диаметр — 2,35 м, диаметр баков — 2,68 м.
Эскизный проект ГР-1 был завершён в мае 1962 года, ещё до выхода соответствующего постановления. В том же году были построены, по разным данным, три или четыре стендовых и макетных экземпляров ракеты.
В 1964 году реализация проекта по ракете ГР-1 достигла высокой степени готовности. Однако затем все работы были свёрнуты. Ракету так и не удалось довести до стадии лётных испытаний — при вывозе на стартовый комплекс отказов было так много, что их не успевали устранять. Кроме ОКБ-1 (С. П. Королёв) аналогичные проекты разрабатывали в ОКБ-52 (В. Н. Челомей) и ОКБ-586 (М. К. Янгель). И приоритет был отдан разработке Янгеля, о которой мы расскажем в других обзорах.
Пуски ГР-1 никогда не производились, а вот макеты ракеты были продемонстрированы во время военного парада на Красной площади в Москве в 1963 году.
Одновременно на базе ракеты ГР-1 велась разработка ракеты 8К513, предназначенной для уничтожения боевых спутников противника, на их рабочих орбитах. Эта работа закончилась выпуском технического предложения, до производства таких ракет дело не дошло.
25 сентября 1947 года — обсуждение на НТС НИИ-88 проекта ракеты Г-1 (СССР).
Проект баллистической ракеты средней дальности Г-1 (Р-10) был разработан группой немецких специалистов, вывезенных после разгрома Германии в СССР, под руководством Хельмута Греттрупа (Helmut Gröttrup). Вначале немецкие конструкторы и учёные, привлечённые к работам по воссозданию ракетной техники, трудились в Германии, а в октябре 1946 года в добровольно-принудительном порядке были вывезены в Советский Союз. Нужно сказать, что в команде ракетчиков, таковых было крайне мало. Из команды Пенемюнде таким был только сам Хельмут Греттруп, о котором так отозвался сам фон Браун: «…СССР всё же удалось получить главного специалиста по электронике Хельмута Греттрупа… Но он оказался единственным крупным специалистом Пенемюнде, оказавшимся в их руках». Но были и другие специалисты. В состав немецкого коллектива вошли видные учёные, труды которых были хорошо известны не только в Германии, но и в мире: Пейзе — термодинамик, Франц Ланге — специалист по радиолокации, Вернер Альбринг — аэродинамик, ученик Прандтля, Курт Магнус — физик и видный теоретик-гироскопист, Ганс Хох — теоретик, специалист по автоматическому управлению, Блазин — специалист фирмы «Аскания» по рулевым машинам, Вольф — бывший начальник отдела баллистики фирмы «Крупп». Всего в филиале НИИ-88 №1 на острове Городомля (где разместили импортных специалистов) работало 177 немцев, из них 5 профессоров, 24 доктора наук, 17 дипломированных инженеров, 71 инженер-практик. Главным конструктором проектов новых баллистических ракет стал Греттруп, избранный руководителем самими немцами.
Более двадцати немецких специалистов работали в ОКБ-456 (В. П. Глушко), где их поставили на ответственные посты в производстве двигателей (советский аналог ЖРД А-4 — РД-100). Но к проектным работам по новым двигателям немцев не допустили.
Ракета Г-1 была спроектирована с использованием задела по ракете А-4 (Фау-2) и на её базе. Эскизный проект был разработан к середине 1947 года и 25 сентября 1947 года обсуждён на научно-техническом совете в НИИ-88.
Конструкция ракеты предполагала использование несущих топливных баков, отделяемую головную часть с абляционным деревянным покрытием (для защиты от теплового воздействия при входе в атмосферу).
Планировалась установка на ракету однокамерного двигателя ракеты А-4, но с существенными изменениями — насосы для подачи горючего (спирт) и окислителя (жидкий кислород) должны были вращаться турбиной, приводимой в движение газом, отбираемым непосредственно из камеры сгорания двигателя. Система управления — инерциальная с системой радиокоррекции на активном участке. Выключение двигателя должно было производиться в одну ступень при достижении расчётной точки траектории и скорости, которая измерялась с земли. Точность попадания повышалась благодаря этому решению в десять раз.
Гидравлические рулевые машинки заменялись пневматическими.
За счёт всех мероприятий массу конструкции ракеты удалось уменьшить с 3,17 тонн у ракеты А-4 до 1,87 тонны, а масса взрывчатки при этом увеличивалась с 0,74 до 0,95 тонны. Благодаря использованию всего свободного объёма увеличивалась масса топлива.
 |
|
Схема ЖРД с приводом турбины ТНА газами, отбираемыми из камеры сгорания: |
Кроме того, все приборы бортовой системы управления размещались в хвостовом отсеке, за счёт чего упрощалось электрооборудование ракеты и получался дополнительный выигрыш в весе.
Основные тактико-технические характеристики ракеты Г-1: длина — 16,2 м; диаметр — 2 м; стартовая масса — 19 т; максимальная дальность — до 1000 км; точность (КВО) — 1 км.
Решение НТС гласило: «…В целом проект заслуживает одобрения…». Однако из докладов и последовавшего за ним обсуждения следует, что «…многие существенные узлы системы управления ещё не доработаны и не отвечают требованиям, предъявляемым к эскизному проекту… Осуществление привода турбины газами, отбираемыми от камеры сгорания, безусловно, требует экспериментальной проверки…». К сожалению, ни одно из пожеланий, записанных в решении НТС, так и не было выполнено. Немцам предоставили заниматься бумажным проектированием, но ни экспериментальной, ни производственной базы не предоставили. И этому были не только субъективные причины (кто из отечественных «основоположников ракетной техники» поделится с «варягами» местом в истории), но и объективные — возможности страны после войны были крайне ограничены. А ведь кроме ракетной программы, с большой интенсивностью развивались атомная и противовоздушные программы. И на всё требовались ресурсы, которых часто не было.
Немцам трудно было понять советскую реальность, и они продолжали разрабатывать эскизные проекты баллистических ракет с дальностью полёта 2500 и 3000 км, а также на межконтинентальную дальность.
Схема работы с немецкими специалистами достаточно быстро приобрела своеобразный характер. На научно-технических советах немцы делали подробнейший доклад по очередному проекту ракеты. Выступали оппоненты. Доклад всесторонне рассматривался и обсуждался. Признавали его победу. Затем на остров приезжали советские специалисты, уточняли нюансы и забирали документацию. В 1951-1953 годах немцев вернули в ГДР, даже не решив вопрос их трудоустройства.
Последним, как и положено руководителю, в конце 1953 г. покинул СССР Х. Греттруп. Черток отмечает, что от стыда он не мог смотреть Гельмуту в глаза. Прямо на перроне вокзала в Берлине агенты американской разведки «упаковали» Греттрупа в свою машину, вывезли в посольство, а оттуда — в Западную Германию. Там ему предложили руководящую работу в Штатах у его друга фон Брауна. Он отказался. Его допрашивали. Сейчас уже известны итоги этих «бесед». Можно только поражаться порядочности Греттрупа после того, что с ним сделали «наши», — он, как мог, «наводил тень на плетень».
Американские спецслужбы, обозлённые стойкостью Х. Греттрупа, создали вокруг него атмосферу неприязни, не давая нигде устроиться на работу. Год семья бедствовала. Но потом Греттруп все-таки нашёл место в одном из подразделений «Сименса», изобрёл электронные машинки для счёта и размена денег (впервые в мире), сейчас не менее популярные, чем ракеты. Очень скоро под его началом уже работало более четырёхсот сотрудников. Но спецслужбы достали его и здесь. В 1967 году, когда впервые по телевидению показали ракету, с помощью которой основоположник практической космонавтики С. Королёв запустил в космос Ю. Гагарина, Греттруп молча плакал, узнав ракету своего коллектива, — так писала в своих воспоминаниях жена немца.
28 сентября 1959 года — на заседании комиссии НАСА представлена концепция космического аппарата дискообразной формы LRV (США).
В конце 50-х в NASA была сформирована комиссия, занимавшаяся исследованиями в области пилотируемых полётов в космосе. Летом 1959 г. группа специалистов под руководством Г. Страсса рекомендовала немедленно начать работы по многоместным космическим аппаратам второго поколения, способным совершать управляемый спуск с орбиты. Были сформулированы требования к космическому аппарату для полёта на Луну и разработаны основы «лунной программы».
Однако в рамках этой программы, помимо собственно работ по пилотируемой лунной экспедиции, имелись ещё два направления, финансировавшиеся Пентагоном: манёвренные пилотируемые спускаемые аппараты и пилотируемые орбитальные станции. Рассматривались разные конструкции спускаемых аппаратов, но 28 сентября 1959 г. член группы А. Келет представил на заседании комиссии некоторые соображения в пользу разработки космического аппарата дискообразной формы под названием LRV (Lenticular Reentry Vehicle — линзообразный возвращаемый аппарат). Кстати сказать, в 1963 г. он с двумя соавторами запатентовал конструкцию воздушно-космического возвращаемого аппарата подобной формы. К работам по созданию управляемых спускаемых аппаратов подключились исследовательские центры Лэнгли, Эймса, Льюиса, а также несколько контрагентов — авиационных фирм.
Среди этих контрагентов была и фирма «Норт Америкен Авиейшн», в лос-анджелесском отделении которой начались работы по созданию летательных аппаратов орбитального базирования с последующим управляемым спуском. Работы велись по контракту с ВВС США, координация работ осуществлялась специалистами авиабазы «Райт-Паттерсон» (Дейтон, штат Огайо), где работали перемещённые туда бывшие нацистские учёные и инженеры, имевшие во время второй мировой войны отношение к ракетным и дисковым технологиям. Целью работ являлось создание экспериментального воздушно-космического аппарата, выводимого на орбиту при помощи ракеты-носителя, который был бы способен после выполнения задания осуществить самостоятельный спуск с орбиты и приземлиться в заданном районе. Было разработано четыре варианта аппарата. Два из них были крылатыми аппаратами: 1А — 5-местный разведчик, способный находиться на боевом дежурстве шесть недель, и 1В — 2-местный разведчик для несения боевого дежурства в течение одной недели. Третий представлял собой баллистический аппарат 2А, ещё его называли BRV (Ballistic Reentry Vehicle), с длительностью нахождения на боевом дежурстве шесть недель с экипажем из 5 человек. Четвёртый аппарат представлял собой «летающую тарелку» под обозначением ЗА или LRV — 4-местный бомбардировщик, способный находиться на боевом дежурстве в течение шести недель на орбите высотой около 480 км.
Бомбардировщик LRV должен был стать составной частью боевой орбитальной системы, в которую кроме него должен был ещё входить беспилотный спутник с набором различного оружия.
Предполагалось, что LRV будет одновременно выполнять функции бомбардировщика, пункта управления беспилотным спутником, а в случае необходимости и его ремонта. Доставка LRV на орбиту предполагалась с помощью многоступенчатой ракеты-носителя. Рассматривались два варианта ракеты-носителя — с двигательной установкой на обычном химическом топливе и с ядерной силовой установкой.
В качестве ракеты-носителя с обычным ЖРД рассматривались различные варианты ракеты «Сатурн», работы над которой велись в Центре космических полётов им. Маршалла в Хантсвилле. Работами руководил В. фон Браун. Работая в Хантсвилле, фон Браун со своей командой разработал ракеты «Редстоун» и «Юпитер» для армии США. В октябре 1961 г. впервые взлетела американская ракета «Сатурн I», созданная под руководством фон Брауна. Для вывода на орбиту дисковых аппаратов рассматривался вариант ракеты «Сатурн С-2», который мог выводить в космос одновременно несколько аппаратов. Ядерные ракетные двигатели большой мощности разрабатывались в 60-х годах по программе «NERVA».
Дискообразная форма аппарата LRV была выбрана разработчиками с учётом следующих соображений. Во-первых, эффективность использования внутреннего объёма у диска выше, чем у обычных аппаратов цилиндрической формы. Во-вторых, расчётные и экспериментальные исследования установили, что передняя кромка диска при спуске с орбиты нагревается примерно на 30% меньше, чем носовой обтекатель обычного аппарата, имеющего полусферическую или конусообразную форму. В-третьих, исключается проблема высокоинтенсивного нагрева передних кромок аэродинамических поверхностей управления, которая присутствует у аппаратов обычных конструктивных схем. В-четвёртых, диск обладает отличными жесткостными и противоштопорными характеристиками и имеет некоторые преимущества перед летательными аппаратами обычных схем при полётах с большими углами атаки.
LRV имел в диаметре 12,2 м, а высоту в центре — 2,29 м. Вес пустого аппарата составлял 7730 кг, максимальный вес выводимого на орбиту аппарата составлял 20 411 кг, вес полезной нагрузки — 12 681 кг, включая вес ракет — 3650 кг. В аппарате располагались: спасательная капсула, жилой отсек, рабочий отсек, отсек вооружения, основная двигательная установка, энергетическая установка, кислородный и гелиевый баки. На задней кромке LRV располагались вертикальные и горизонтальные поверхности управления, при помощи которых после схода с орбиты осуществлялся управляемый спуск в атмосфере. Посадка самолётного типа осуществлялась на выдвижное четырёхстоечное лыжное шасси.
Считается, что эти космические аппараты не испытывались, но в 1966 г. над одним из пустынных районов Австралии взорвался в полёте неизвестный летательный аппарат. Обломки аппарата были собраны военными и переправлены на самолёте в США. Поскольку ни одна страна не заявила о потере в этом районе своего летательного аппарата, а поспешность, с которой армейские подразделения искали и собирали обломки, вызывала определённые подозрения, то этим происшествием заинтересовались уфологи. Среди местного очень немногочисленного населения поползли слухи о том, что в этом месте потерпела катастрофу «летающая тарелка» с инопланетянами. Видимо, какие-то масштабные модели LRV всё же прошли лётные испытания.
При подготовке материалов были использованы следующие источники:
- А. М. Первушин. Битва за звезды: Космическое противостояние. — М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.
- А. Б. Железняков. 100 лучших ракет СССР и России. Первая энциклопедия отечественной ракетной техники. — М.: «Яуза-пресс», 2016.
- Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королева 1946-1996. Под ред. Ю. П. Семенова. — М.: РКК «Энергия», 1996.
- А. М. Первушин. Битва за звезды: Ракетные системы докосмической эры. — М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.
- Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей: Учебник / Васильев А. П., Кудрявцев В. М., Кузнецов В. А. и др.; Под. ред. В. М. Кудрявцева. — М.: «Высшая школа», 1983.
- Б. Е. Черток. Ракеты и люди. Подлипки — Капустин Яр — Тюратам — Москва. — М.: «РТСофт», 2011.
- М. Е. Козырев, В. М. Козырев. НЛО земного происхождения. От третьего рейха до наших дней. — Ь.: ЗАО «Центрполиграф», 2009.
| « | В этот день… №3-32 (11-20 сентября) | В этот день… №3-34 (1-10 октября) | » |
