Первые пилотируемые космические корабли «Восток» и «Восход». Часть 1

В апреле 1957 года в ОКБ-1 был подготовлен план проектных исследований по созданию пилотируемого корабля-спутника и автоматических аппаратов для исследования Луны. Представленный план проведения проектных работ по пилотируемым космическим кораблям базировался на использовании межконтинентальной баллистической ракеты Р-7. К этому времени уже был создан значительный теоретический и практический задел, который позволил ускорить эти работы. Была выпущена проектно-конструкторская документация, и проведена экспериментальная отработка первых ИСЗ (ПС-1, ПС-2, объект «Д»). Накоплен опыт по разработке головных частей, завершена отработка их отделения от ракеты и входа в плотные слои атмосферы, уточнены методики расчётов тепловых потоков, воздействующих на головные части при входе их с гиперзвуковой скоростью в плотные слои атмосферы. По данным проектных проработок — выводимая на орбиту масса полезного груза ракетой-носителем Р-7 при введении в её состав 3 ступени может быть увеличена до 5 т. Получены материалы отдела прикладной математики Академии наук СССР, согласно которым при достаточно пологом баллистическом спуске с орбиты ИСЗ перегрузки нарастают плавно и их максимум составит около 10.

С сентября 1957 г. по январь 1958 г. в ОКБ-1 проводились исследования по оценкам внешних тепловых потоков, температур наружных поверхностей, массе теплозащиты и максимальным перегрузкам для различных схем спускаемых с орбиты ИСЗ аппаратов в большом диапазоне значений аэродинамического качества (от нескольких единиц до нуля).

Параметры траекторий движения в атмосфере рассчитывались методом численного интегрирования первоначально на ручных электромеханических арифмометрах, а затем — на БЭСМ-I. Мгновенные значения внешних тепловых потоков и равновесных температур определялись по аналитическим методикам НИИ-I, а позже — по специально построенным на их основе номограммам, как функции скорости полёта и плотности атмосферы.

Прогрев теплозащиты по толщине определялся численными методами. При этом, изменениями равновесной температуры наружной поверхности пренебрегали.

Проведённые исследования показали, что равновесная температура поверхности даже для крылатого аппарата с высоким аэродинамическим качеством и низкой удельной массовой нагрузкой на несущую поверхность превышает уровень, допустимый для жаропрочных конструкционных сплавов.

К апрелю 1958 г. проведённые исследования позволили установить, что для первого пилотируемого спутника Земли аэродинамическое качество спускаемого аппарата (СА) должно быть в диапазоне 0,5—0,6 и определяться допустимыми для человеческого организма перегрузками; что предпочтительной формой СА является тупой конус со скругленным носом и сферическим днищем при максимальном диаметре около 2 м и что наиболее приемлемым способом приземления будет катапультирование пилота на высоте нескольких километров, при этом СА не спасается.

Выполненные работы не достигли этапа комплексной проектной разработки конкретного пилотируемого корабля-спутника.

Встал вопрос о выборе конкретного направления для проведения проектной «завязки» орбитального пилотируемого корабля с аэродинамическим качеством в диапазоне 0,5—0,6.

В апреле 1958 г. на совещании представители авиационной медицины было сделано сообщение о допустимости для человека, при определенном положении тела, перегрузок порядка 10, что сняло основное принципиальное препятствие на пути выбора аппарата более простой баллистической схемы для первых орбитальных полётов человека.

В качестве первоочередных были определены задачи: проведение комплексной проектной «завязки» конкретного аппарата для первого орбитального полёта человека и подготовка проектных материалов в форме отчёта — аванпроекта, обосновывающего возможность принятия решения о развертывании опытно-конструкторских работ.

Детальная разработка состава, структуры, объёма и формы материалов отчёта позволила параллельно вести работы по всем основным направлениям в необходимом объёме, в результате чего сроки выпуска отчёта были сокращены в два-три раза. Отчёт был завершён в середине августа 1958 г.

После принятия концепции баллистического спуска область выбора форм СА сузилась до осесимметричных. Была принята сферическая форма СА, имеющая достоверные и стабильные аэродинамические характеристики во всех диапазонах углов атаки и на всех скоростях, обеспечивающая приемлемую массу тепловой защиты.

В основу проектирования был положен обязательный «стратегический» принцип: надёжность и безопасность полёта человека должны быть обеспечены функциональным дублированием систем и агрегатов принципиально разными способами реализации полётных операций. Применение только «простого», чисто количественного, дублирования допускалось как исключение. Такой подход позволил избежать случайностей при создании летательного аппарата принципиально нового типа.

В отчёте «Материалы предварительной проработки вопроса о создании спутника Земли с человеком на борту (объекта ОД-2)» были рассмотрены основные лётные характеристики, компоновочная схема ОД-2, форма СА и вопросы устойчивости, состав оборудования, компоновка и система его приземления, тепловая защита СА, тепловой режим на орбите, система управления и ориентации, измерение и связь, программа экспериментальных работ и сделаны следующие выводы и рекомендации:

1. На орбиту ИСЗ с помощью доработанной трёхступенчатой ракеты можно вывести космический аппарат массой 4500...5500 кг.
2. На космическом аппарате массой 4500...5500 кг можно разместить человека, необходимое служебное и научное оборудование.
3. Для первых полётов человека целесообразно использовать баллистическую схему спуска с орбиты, обеспечивающую реализацию полёта в наиболее сжатые сроки.
4. При спуске космического аппарата с орбиты температура его поверхности достигает 2500...3500⁰С, а максимальные осевые перегрузки 8...9. (такие перегрузки допустимы при действии в направлении грудь-спина).
5. высоких температур потребует тепловой защиты, масса которой составит 1300...1500 кг.
6. Для первых полётов целесообразно выбрать круговую орбиту с минимально допустимой высотой 250 км.
7. Основной параметр, определяющий характеристики спуска (угол вектора скорости входа в плотные слои атмосферы на высоте 100 км) целесообразно выбрать равным минус 2⁰.
8. Тормозной импульс должен составить 65000...85000 кгс.
9. В качестве формы СА можно рекомендовать сферу.
10. Для устойчивого движения СА в плотных слоях атмосферы и обеспечения низких знакопеременных нормальных перегрузок необходимы малые углы атаки и малые угловые скорости космического аппарата при входе в атмосферу.
11. На космических аппаратах для первых полётов в космос человек во время полёта может находиться в СА, т. е. не нужна вторая орбитальная кабина.
12. Надёжное приземление пилота обеспечивается программным катапультированием его на высоте 8...10 км.
13. Необходимы меры для ограничения в кабине уровня шумов и вибраций.
14. Космический аппарат должен иметь систему управления и ориентации, при этом в качестве исполнительных органов управления можно использовать вращающиеся массы и реактивные силы (сжатый газ, воздух).
15. система контроля орбиты и выдачи команд с наземных пунктов управления, а также двухсторонняя радиотелефонная связь.
16. Оборудование для орбитального полёта и тормозную двигательную установку (ТДУ) целесообразно разместить в отдельном отсеке.
17. обеспечения надёжности необходимо провести экспериментальную отработку систем космического аппарата в стендовых условиях; систем катапультирования и приземления при бросковых испытаниях с самолетов и при пусках ракет Р-2 или Р-5 в условиях, близких к аварийным для 1 ступени РН; тепловой защиты в натурных условиях в процессе пуска моделей по «пологой траектории», а также объекта с животными вместо пилота в суборбитальном полёте и объекта по штатной программе с животными вместо пилота (один-два пуска).

При разработке отчёта по космическому аппарату ОД-2 большое внимание уделялось функциональному дублированию в части катапультирования пилота и приземлению его в СА; системе обеспечения жизнедеятельности в кабине и в скафандре; ориентации по инфракрасной вертикали и ручной ориентации; процесса ввода парашюта по сигналам от бародатчиков и инерционных датчиков; разделению отсеков космического аппарата по команде от программно-временного устройства и от термодатчиков и т. д. Из-за массовых и компоновочных ограничений осталась незадублированной лишь тормозная двигательная установка.

Осенью 1958 г. началась разработка конструкторской документации на корпусные детали и конструкцию отсеков корабля-спутника, а также выдача технических заданий (ТЗ) на бортовые системы.

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 22 мая 1959 г. N 569—264 была поставлена задача по разработке экспериментального варианта корабля-спутника, который должен создать предпосылки для разработки спутника-разведчика и спутника для полёта человека. В нем же были утверждены и основные исполнители:

• · ОКБ-I (головной исполнитель по кораблю) — конструкция корабля, система ориентации, система управления на участке работы ТДУ, система терморегулирования, система аварийного спасения, сборка и комплексные испытания на заводе и технической позиции;
• · ОКБ-2 (А. М. Исаев) — тормозная двигательная установка;
• · НИИ-88 (Г. А. Тюлин) — автономная система регистрации «Мир-2»;
• · ЦКБ-598 (Н. Г. Виноградов) — оптический ориентатор «Взор» и фотоэлектрический датчик системы солнечной ориентации «Гриф»;
• · Завод N 918 скафандр с системой вентиляции и кислородного питания, кресло, носимый аварийный запас, ассенизационное устройство, манекен для беспилотного корабля;
• · ЛИИ- пульт управления;
• · ОКБ-124- система регенерации воздуха;
• · НИИ-137 (Костров) — система аварийного подрыва (для беспилотного корабля);
• · НИИ-695 (Л. И. Гусев) — радиотелеметрическая линия «Заря» (система связи и пеленгации СА);
• · НИИ-648 (А. С. Мнацаканян) — командная радиолиния;
• · ВНИИТ (Н. С. Лидоренко) — источники тока;
• · МЭИ (А. Ф. Богомолов) — радиотелеметрическая система «Трал-П1», система радиоконтроля орбиты «Рубин», телевизионная система «Топаз»;
• · ГНИИА и КМ (А. В. Покровский) совместно с СКТБ «Биофизприбор» НИИ ЯФ МГУ (С. Н. Вернов), ИБФ Академия медицинских наук СССР — медицинская и дозиметрическая аппаратура, питание и водоснабжение космонавта;
• · НИЭИ ПДС совместно с заводом N 81 ГКАТ — парашютная система СА;
  КГБ (К. В. Булгаков) и Красногорский механический завод (Н. М. Егоров) — кинофотоаппаратура.

Всего в создании только корабля-спутника участвовало 123 организации, включая 36 заводов.

В апреле 1960 г. в ОКБ-1 был разработан эскизный проект корабля-спутника «Восток-1», в котором излагались основные материалы по экспериментальному кораблю-спутнику «Восток-1» (1К), на котором должны отрабатываться основные системы и конструкция спутника-разведчика «Восток-2» (для маршрутной съёмки и радиоразведки средств противовоздушной обороны) и спутника «Восток-3» — для полёта человека.

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 10 декабря 1959 г. N 1388—618 «О развитии исследований космического пространства» была поставлена задача по осуществлению первых полётов человека в космическое пространство. Постановлением ЦК КПСС от 4 июня 1960 г. N 587—238 «О плане освоения космического пространства» были установлены сроки запуска кораблей спутников: май 1960 г. — двух спутников без теплозащиты и жизнеобеспечения (1КП), до августа 1960 г. — трёх спутников «Восток −1» (1К) для отработки систем корабля и аппаратуры фото- и радиоразведки и сентябрь-декабрь 1960 г. — спутника «Восток-3» для отработки аппаратуры и системы жизнеобеспечения, и, наконец, Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 11 октября 1960 г. N 1110—462 было предписано осуществить подготовку и запуск космического корабля «Восток» (3КА) с человеком на борту в декабре 1960 г. и считать это задачей особого значения.

Космический корабль «Восток» (ЗКА), также как и корабль «Восток-1» (1К) состоял из спускаемого аппарата и приборного отсека, в котором располагалась ТДУ с двигателем тягой 1600 кгс. СА крепился к приборному отсеку стяжными лентами, на которых располагалась часть антенн радиосистем. После полёта космический корабль по орбите СА вместе с находящимся в нем оборудованием и космонавтом возвращался на Землю. Космонавт находился в специальном скафандре, обеспечивающем при необходимости пребывание его в разгерметизированной кабине корабля в течение 4 ч и защиту при катапультировании из гермокабины на высотах до 10 000 м.

В мае 1959 г. был выпущен отчёт с баллистическими расчётами вариантов спуска космического корабля с орбиты. Большое опасение вызывало обеспечение ориентации космического корабля, являющейся непременным условием выдачи тормозного импульса для спуска его с орбиты. Система управления космического корабля разрабатывалась под руководством заместителя Главного конструктора Б. Е. Чертока.

Система ориентации корабля «Восток» имела два независимых режима работы: с автоматической одноосной ориентацией на Солнце (АСО) и ручным управлением (РУ), а её исполнительными органами являлись два идентичных комплекта (по восемь двигателей в каждом) микрореактивных двигателей, работающих на сжатом азоте. Запас рабочего тела составлял 10 кг.

В состав АСО входили блоки датчиков положения Солнца и датчиков угловой скорости (ДУС) и счётно-решающий блок. Датчик Солнца (прибор «Гриф») был выполнен по щелевой схеме на принципе перекрытия полей зрения трёх фотоэлементов. Контрольный датчик сигнализировал о правильности ориентации перед включением ТДУ. Датчики угловой скорости (приборы ДУС-Л2), представляли собой двухстепенные поплавковые гироскопы с механической обратной связью (датчики угловой скорости каждого канала были троированы). Счётно-решающий блок содержал элементы сравнения сигналов, поступающих от датчика Солнца и ДУС, логическую схему и генератор импульсов постоянной длительности и частоты.

Логика управления могла реализовать как непрерывный режим работы исполнительных органов, так и импульсный, т. е. режимы поиска Солнца (как ориентира) и поддержание положения ориентации, были объединены.

Ручное управление включало оптический прибор для визуальных наблюдений, датчики угловой скорости, ручку ориентации, блок логики и формирования управляющих сигналов.

Оптический прибор (ориентатор «Взор») имел кольцевую зеркальную зону, установленную на иллюминаторе, и матовый экран для проектирования изображения. На экране были нанесены стрелки, указывающие направление бега подстилающей поверхности Земли при орбитальной ориентации «на торможение» перед спуском при торможении с помощью ТДУ. Зеркальное кольцо обеспечивало наблюдение горизонта Земли при высотах 150—350 км. Непосредственное наблюдение подстилающей поверхности через центр экрана давало возможность контролировать направление полёта.

продолжение (Часть 2)

Источник www.buran.ru

E-mail пользователя:
Пароль:
Запомнить меня

У вас нет аккаунта? Создайте его сейчас.

Добавить комментарий

« Назад

« Предыдущая страница   | | Следующая страница »