/
КонтактыО проекте Блог
Galaktika

Вход | Регистрация


Запомнить меня
Забыли пароль?

 

  ПОИСК


 
 

 

Экономика высоких технологий /  Исторический момент /  Hi Tech в СССР /  Первые пилотируемые космические корабли «Восток» и «Восход». Часть 1  

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


« Назад

Хиты

В России начались испытания аппарата «Луна-25»
В России начались испытания аппарата «Луна-25»
Российские специалисты начали испытания аппарата «Луна-25» («Луна-Глоб»), который в 2019 году должен приступить к изучению спутника Земли. Об этом в ходе выставки Paris Air Show-2015 в Ле-Бурже РИА Новости сообщил представитель «Объединения имени Лавочкина», представившего там макет аппарата. 
Первый в истории частный спутник на солнечном парусе вышел на орбиту
Первый в истории частный спутник на солнечном парусе вышел на орбиту
Разработан и построен он был на деньги некоммерческого Планетарного общества США, объединяющего энтузиастов исследования дальнего космоса. 
Роскосмос отложил оглашение результатов расследования аварии «Прогресса»
Роскосмос отложил оглашение результатов расследования аварии «Прогресса»
Роскосмос продлил на неопределенный срок работу комиссии по расследованию причин произошедшей 28 апреля 2015 года аварии транспортного грузового корабля (ТГК) «Прогресс М-27М».