В.В. Порошков
Ракетно-космический подвиг Байконура

(Хронолого-документальное, историческое исследование)

© Порошков В.В., 2007; © Нечёса Я.В., Приложение VI, 2007

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

СОТВОРЕНИЕ

1954 год
       

СОТВОРЕНИЕ РАКЕТНОГО ШЕДЕВРА

30 января состоялось совещание главных конструкторов С.П. Королёва, В.П. Бармина, В.П. Глушко, Б.М. Коноплёва, В.И. Кузнецова, Н.А. Пилюгина, с участием М.И. Борисенко, К.Д. Бушуева, С.С. Крюкова, В.П. Мишина. На совещании обсуждался вопрос о дальнейших работах по МБР в связи с увеличением массы головной части (ГЧ). На совещании принято решение об использовании унифицированного двигателя сравнительно небольших размеров для всех блоков ракеты, ограничении габаритов блоков для транспортировки железнодорожным транспортом [К56].

2 февраля С.П. Королёв направил в МОП перечень научно-исследовательских тем (теоретических и экспериментальных – всего 27) для обеспечения работ по ракете Р-7. В числе этих тем было создание двух экспериментальных ракет на базе ракеты Р-5М – М5РД и Р-5Р. Первая предназначалась для отработки системы регулирования двигателя и элементов управления ракеты Р-7, вторая для испытаний новой системы радиоуправления полетом [К68].

В феврале завершены исследования различных конструктивных схем ракеты Р-7. Установлено, что при традиционной схеме старта существенно ухудшаются эксплуатационные и весовые характеристики ракеты.

16 марта – совещание у М.В. Келдыша, на котором определен круг задач, решаемых с помощью ИСЗ. Об этих планах был поставлен в известность А.Н. Несмеянов [К68].

17 марта постановлением Совета Министров СССР Министерства обороны, среднего машиностроения, оборонной промышленности, авиационной промышленности и радиотехнической промышленности обязывались произвести к 1-му января 1955 года выбор полигона для отработки баллистической ракеты Р-7 и крылатых ракет «Буря» и «Буран» и к 1 марта 1955 года доложить Правительству свои предложения. Постановлением предусмотрено проведение первых этапов летных испытаний указанных ракет с Государственного центрального полигона Министерства обороны, из района Капустин Яр – Владимировка Астраханской области. Как видим, это постановление для испытаний на полную дальность межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 (ОКБ-1 МОП, Главный конструктор С.П. Королёв), межконтинентальных крылатых ракет «Буря» (ОКБ-301 МАП, Генеральный конструктор С.А. Лавочкин) и «Буран» (ОКБ-23 МАП, Генеральный конструктор В.М. Мясищев), предусматривало создание нового полигона. Но ввиду сжатых сроков создания ракет, постановление разрешало начало испытаний на уменьшенную дальность со старого полигона [Б57ж].

Во исполнение этого Постановления междуведомственная комиссия из представителей указанных министерств с апреля 1954 года приступила к рекогносцировке возможных мест размещения полигона и районов падения боевых частей ракет. Председателем комиссии был назначен генерал-майор В.И. Вознюк, начальник ГЦП-4, так как по первоначальным предложениям новый полигон планировался как филиал ГЦП-4.

10 апреля Постановлением СМ СССР конструкторский отдел завода №586 преобразован в ОКБ-586. 9 июля Главным конструктором ОКБ-586 назначен Михаил Кузьмич Янгель, бывший до этого заместителем начальника НИИ-88 и начальником отдела в ОКБ-1. Первым заместителем Главного конструктора назначен В.С. Будник. Районным инженером военной приемки назначен Б. А. Комиссаров. При ОКБ создана группа военного представительства. 27 ноября Министр оборонной промышленности утвердил, разработанное М.К. Янгелем «Положение об ОКБ-586» и его штатное расписание. ОКБ-586 получило самостоятельный бюджет и финансирование. Так оформилось еще одно ракетное ОКБ основу коллектива которого составили специалисты ОКБ-1 [Р17]

20 мая принято постановление СМ СССР № 956-408сс о разработке, изготовлении и испытании двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 (8К71). Постановлением определены: головной разработчик – ОКБ-1 НИИ-88 (главный конструктор С.П. Королёв) и соисполнители – ОКБ-456 (двигатели – В.П. Глушко), НИИ-885 (система радиоуправления и автономная – Б.М. Коноплёв, Н.А. Пилюгин), ГСКБ «Спецмаш» (наземное оборудование – В.П. Бармин), НИИ-10 (гироприборы – В.И. Кузнецов), КБ-11 (специальный заряд – С.Н. Шишкин) и НИИ-4 МО (полигонные испытания – П.П. Чечулин).

Под руководством главного конструктора Сергея Павловича Королёва основными разработчиками, проектантами и исследователями в ОКБ-1 были: П.И. Ермолаев, К.Д. Бушуев, С.С. Крюков, Е.Ф. Рязанов, И.П. Фирсов, А.И. Нечаев, Г.С. Ветров, Г.Н. Дегтяренко, Я.П. Коляко, О.Н. Воропаев, С.С. Лавров, Р.Ф. Аппазов, П.Ф. Шульгин, П.А. Ершов, В.М. Удоденко, А.Ф. Кулябин, В.Ф. Рощин, А.Ф. Тюрикова, В.Ф. Гладкий, О.Д. Жеребин, С.Ф. Пармузин, В.М. Протопопов, В.М. Ливенцев, А.Н. Вольцифер, В.А. Удальцов, М.В. Мельников, И.И. Райков, Б.А. Соколов [К56].

26 мая С.П. Королев представил министру вооружений Д.Ф. Устинову докладную записку о возможности разработки искусственного спутника Земли. В записке С.П. Королёв писал [К2, 74]:

Однако по этой записке решения не было.

24 июля завершен эскизный проект (ЭП) по ракетному комплексу Р-7. Стремительные темпы разработки обеспечивались заделом при выполнении тем Н-3 и Т-1 [К68].

Разработке МБР Р-7 в ОКБ-1 предшествовало создание первых одноступенчатых баллистических ракет дальнего действия Р-1, Р-2, Р-5, Р-11, Р-11М, Р-11ФМ, что позволило накопить опыт проектирования, производства и испытания ракетной техники. Но конструкция ракеты Р-7 принципиально отличалась от всех ранее разработанных ракет своей компоновочной и силовой схемами, габаритами и массой, мощностью двигательных установок (ДУ), сложностью, количеством и характеристиками систем. Ракета состояла из четырех одинаковых боковых ракетных блоков, которые крепились к центральному блоку. По внутренней компоновке как боковые, так и центральный блоки были аналогичны одноступенчатым ракетам с передним расположением бака окислителя. Топливные баки всех блоков являлись несущими. Двигатели всех пяти блоков начинали работать одновременно на старте. Затем в полете происходило отделение боковых блоков и выключение их ДУ, а центральная часть продолжала полет с работающим двигателем. Аппаратура автономного управления была очень громоздкой и размещалась, в основном, в межбаковом отсеке центрального блока в больших (высотой около 1 м стойках-кассетах). Система управления включала автомат стабилизации, обеспечивающий нормальную и боковую стабилизацию, регулирование кажущейся скорости и радиосистему управления дальностью и направлением, размещенную в переднем приборном отсеке ракеты центрального блока.

При пакетной схеме необходимо регулировать тягу одновременно работающих двигательных установок, так как отсутствие регулирования приводило к большой потере дальности. Это стало новой проблемой, которую требовалось решить. Головная часть (ГЧ) Р-7, которой предстояло входить в атмосферу со скоростью до 7 км/с, представляла собой конус с углом при вершине 22º, длиной 7,27 м и массой 5,5 т. Защита ГЧ от воздействия высокотемпературной плазмы на таких скоростях также стала очень трудной проблемой.

Принятая система разделения ступеней в полете практически не требовала дополнительных запасов энергии. Для этого использовался наддув кислородных баков боковых блоков. Отталкивающие силы создавались с помощью реактивных сопел, встроенных в баки и срабатывающих при разделении. Составной частью процесса разделения в качестве сил отталкивания служила тяга последействия двигателей боковых блоков. Исходным моментом разделения служила команда на выключение этих двигателей.

На первой ступени для управления в ЭП приняли по три газоструйных руля и одному воздушному рулю на каждом боковом блоке. На центральном блоке предложили использовать специальные реактивные (управляющие) двигатели. Это обеспечивало не только управление второй ступенью, но и ограничение импульса последействия, так как рулевые двигатели использовались на конечной ступени тяги для создания заданной точности стрельбы.

В ЭП был выбран стандартный способ старта ракеты с использованием стартового стола, что создавало большие трудности в установке пакетной ракеты и защите ее от ветровых нагрузок.

В выводах ЭП Р-7 было отмечено, что на стадии технического проекта потребуются серьезные экспериментальные работы по ГЧ, исследования и отработка систем регулирования ДУ, отработка камер сгорания ДУ с высокими энергетическими характеристиками, отработка аппаратуры системы управления, отработка органов управления (рулевые камеры) и систем разделения.

В июле создана Межведомственная экспертная комиссия во главе с М.В. Келдышем для рассмотрения ЭП. В комиссию вошли: А.А. Дородницын, А.И. Макаревский, Б.Н. Петров, С.А. Лавочкин, А.М. Люлька, Х.А. Рахматулин, Б.С. Стечкин, А.П. Ваничев, А.Г. Мрыкин, Г.А. Тюлин, Н.Н. Смирницкий и другие. Комиссия рассмотрела ЭП ракеты Р-7, ее систем, сделала вывод о правильности их выбора и возможности положить их в основу дальнейших работ [К56].

Август. После рассмотрения и одобрения эскизных проектов Межведомственной экспертной комиссией осуществлена выдача технических заданий всем смежным организациям.

В разработке комплекса принимает участие более 200 научно-исследовательских институтов, конструкторских бюро и заводов 25-ти министерств и ведомств, которым пришлось решать, находящиеся на пределе возможностей задачи в сжатые сроки, поставленные руководством в сложной международной обстановке середины 50-х годов.

Много споров вызывал вопрос выбора компонентов топлива для МБР. Прорабатывались варианты с различными компонентами топлива: кислород + керосин и азотная кислота + керосин. На последнем варианте настаивали военные по соображениям улучшения эксплуатации и боеготовности. Однако ОКБ-1 доказывало, что для дальностей до 600 км целесообразно использование азотной кислоты с окислами азота и углеводородного горючего, а для больших и межконтинентальных дальностей только кислород и керосин являются перспективными в силу своих высокоэнергетических характеристик. Для достижения одинаковой дальности разница в весе составляла 90% в пользу варианта кислород + керосин, который и был принят для разработки. Ведущий конструктор двигателей Р-7 из ОКБ-456 доктор технических наук, профессор А.Д. Дарон рассказывает [К46]: «Выбор топлива определился, во-первых, тем, что из известных и обеспеченных производственной базой окислителей, по которым был накоплен достаточный опыт эксплуатации, наибольший удельный импульс мог обеспечить только жидкий кислород. Во-вторых, горючее должно было быть более калорийным, чем спирт, при этом также хорошо освоенным. Таким был керосин. По термодинамическим характеристикам он позволял обеспечить достаточный уровень экономичности, но его использование в качестве горючего для ЖРД вызывало необходимость преодолеть серьезные трудности: температура продуктов его сгорания в кислороде почти на 1000°К выше, чем у водных растворов спирта, в то время как охлаждающие свойства намного хуже. А именно горючим приходится охлаждать стенки камеры, если в качестве второго компонента – окислителя – используется кислород. Задача охлаждения усложнялась еще тем, что для обеспечения оптимальных характеристик двигателя необходимо было поднять давление газов в камере, по крайней мере, в два раза по сравнению с достигнутым на спиртовых двигателях».

При проведении эскизного и технического проектирования наиболее трудными были следующие проблемы [К46, 56, 77]. В процессе проведения НИР и проектных расчетов различных схем двухступенчатой ракеты был выбран пакетный вариант с четырьмя блоками первой ступени, расположенными вокруг центральной второй ступени. Так как опыта запуска второй ступени в космосе не было, и никто не мог гарантировать его надежность, решили запускать все двигатели первой и второй ступени одновременно на земле, обеспечивая контроль их запуска. Но в этом случае вторая ступень должна была работать более 250 секунд. Применявшиеся до этого в наших ракетах графитовые газоструйные рули не могли обеспечить работу такой длительности. Газоструйные рули приводят к уменьшению дальности полета ракеты, так как являются сопротивлением в струе газов, выходящих из сопла двигателей. Кроме того, был еще один существенный недостаток ракет с газоструйными рулями. Основной двигатель ракеты при достижении расчетной конечной скорости выключается системой управления. Даже при самой точной системе управления, после исполнения команды на выключение в двигателе идет неуправляемый процесс догорания остатков топлива, который называется импульсом последействия и приводит к разбросу точности попадания ГЧ в цель. Разброс импульса последействия в десятки раз превышает разброс ошибок системы управления. Наилучшим решением вопроса оказалось использование специальных управляющих (рулевых) двигателей. Это решало все проблемы. Кроме обеспечения управления ракетой рулевые двигатели, после выключения основных двигателей при достижении скорости близкой к расчетной, обеспечивали режим малой, «нониусной тяги». На такой тяге можно точнее измерить скорость. По достижении требуемой скорости выключение рулевых двигателей происходило практически без импульса последействия. Ввиду отказа Глушко разрабатывать рулевые двигатели их разработку взяло на себя ОКБ-1 (конструктор М.В. Мельников). Вначале собирались поставить 4 РД только на второй ступени, но затем решили поставить их и на боковых блоках по 2 РД на каждом с максимальным удалением их от продольной оси ракеты. РД с узлами качания, совмещенными с магистралями подвода компонентов топлива, отбираемых за турбонасосным агрегатом основного двигателя, имели тягу 2,5 тс. На каждом боковом блоке устанавливалось по два РД, а на центральном – четыре.

Вместо основного однокамерного двигателя на каждом блоке ОКБ Глушко предложило использовать многокамерные двигатели. А.Д. Дарон [К46] дает этому следующее объяснение: «...Во весь рост встала самая серьезная и труднопреодолимая проблема: обеспечение высокочастотной устойчивости рабочего процесса в камере сгорания... Уже было известно, что как рост давления продуктов сгорания, так и увеличение поперечного размера камеры стимулируют развитие жестких колебаний... Чтобы сделать реальной задачу создания высокоэкономичного кислородно-керосинового двигателя большой тяги... нужно вместо одной большой камеры перейти на несколько, например, четыре, удобных для компоновки двигателя, т.е. отказаться от однокамерного варианта. Но многокамерная схема, хотя и давала дополнительные преимущества, связанные с уменьшением высоты и массы двигателя, требовала решения ряда новых задач».

Другой проблемой была проблема разброса удельных и абсолютных значений тяги, а, следовательно, расходов компонентов топлива двигателей пакета. Значит, за равное время в боковых двигателях будет расходоваться разное количество кислорода и керосина. К моменту выключения боковых блоков первой ступени разница остатков в них по массе могла достигнуть десятков тонн. Это грозило несимметричными нагрузками на конструкцию, органы управления и прямой потерей дальности полета, так как не использовались десятки тонн компонентов. Было решено создать систему регулирования расхода по соотношению компонентов топлива и синхронизировать расходы между всеми боковыми блоками. Головными разработчиками ее стали ОКБ-12, возглавляемое Алексеем Сергеевичем Абрамовым и Институт автоматики и телемеханики АН, руководитель темы Борис Николаевич Петров. Вначале была создана система СОБ для обеспечения одновременной выработки баков окислителя и горючего на каждом блоке ракеты. Исполнительным органом СОБ был выбран дроссель в магистрали горючего после насоса для боковых блоков и в магистрали окислителя для центрального блока. Позднее уже после начала испытаний в 1958 году дополнительно к системе СОБ была установлена система синхронизации выработки топлива во всех баках, получившая общее название СОБИС – система одновременного опорожнения баков и синхронизации. Она базировалась на имеющихся системах РКС и СОБ, была построена на синхронной выработке кислорода из баков боковых блоков. (Синхронная выработка баков горючего обеспечивалась СОБом.) Она сравнивала показания датчиков уровня в этих блоках с образцовым, за который был принят бак центрального блока, и вырабатывала соответствующие команды по каналам РКС на форсирование либо на дросселирование двигателей, изменяя этим расход топлива через двигатель. В качестве командных датчиков были выбраны датчики уровней компонентов. После длительной разработки и испытаний системы датчиков измерения уровней в баках жидкого кислорода и керосина остановились на емкостных дискретных датчиках. В качестве датчиков обратной связи были выбраны расходомеры-вертушки [К46].

Много хлопот доставляло проектирование стартового сооружения для пакетной ракеты. Ставшая уже привычной свободно стоящая ракета, стартующая со стартового стола, не подходила для пакета. Нагрузки на хвостовую часть ракеты и ветровые нагрузки в этом случае требовали дополнительного усиления ракеты и защиты старта от ветра. Силовая схема пакета ракеты Р-7 была выбрана так, что в полете усилия от тяги двигателей боковых блоков передавались на центральный блок в верхних силовых связях. Боковые блоки толкали весь пакет, упираясь в передний бак центрального блока. Такая схема была оптимальной для полетных условий и для безударного отделения блоков первой ступени после выработки компонентов топлива. Придумала это проектная группа Павла Ильича Ермолаева. Исходя из такой силовой схемы ракеты возникла идея отказаться от традиционного стартового стола и создать ракете еще на Земле условия близкие к полетным. Решили подвешивать ракету в стартовом устройстве на его фермы в том же месте, где передаются усилия боковых блоков. В числе авторов этой идеи были Мишин, Ермолаев и Крюков. Было предложено собирать пакет в монтажном корпусе не вертикально, а горизонтально, в горизонтальном положении перевозить на старт, поднимать и подвешивать весь пакет за силовые узлы на боковых блоках в местах их крепления к центральному блоку. В этом варианте ветровые нагрузки принимали на себя фермы стартовой системы, а конструкцию ракеты не требовалось усиливать. Решение о переделке старта в новый вариант было принято в октябре 1954 года. ГСКБ пришлось переделывать проект стартового сооружения, системы сборки, транспортировки ракеты на старт и установки в стартовое сооружение с вертикальной сборки на горизонтальную. Изготовление опытных образцов агрегатов было поручено: установщиков – заводу «Подъемник» (г. Москва); ферм обслуживания – ПТО им. Кирова (г. Ленинград) с поставкой всех гидросистем заводом «Подъемник»; кабин обслуживания – НКМЗ [К36].

Проблемным был вопрос о разбросе тяги при выходе на режим двигателей боковых блоков, что могло привести к большим возмущающим моментам. Отсутствие жесткого крепления боковых блоков к центральному в продольном направлении позволяло любому боковому блоку отстать от пакета, если тяга его двигателя оказалась бы меньше других. Молодой специалист Евгений Федорович Лебедев, занимающийся динамикой ракеты, предложил использовать специальную автоматическую циклограмму старта. Вначале должны включаться только двигатели боковых блоков и выходить на промежуточную ступень тяги, меньшую веса всего пакета. Возмущающий момент при этом парируется реакцией опор стартовой системы. После электрического контроля стабильности работы двигателей всех боковых блоков дается разрешение на запуск ДУ центрального блока. В процессе набора тяги двигателем центрального блока начинается подъем ракеты. Уже в полете двигатели боковых блоков выводятся на номинальный режим полной тяги.

В ракете состоящей из пяти блоков (фактически пяти самостоятельных ракет) остро стал вопрос о надежности. Проблема решалась за счет резервирования электрических систем. Использовалось простое дублирование или даже троирование где решение на выдачу команды принималось по методу голосования (большинством). Это привело к увеличению объема и усложнению испытаний. Труднее было двигателистам и механикам, где дублирование невозможно. Здесь приходилось увеличивать объем наземной отработки.

В связи с усложнением ракеты возросли проблемы производства ракеты, производства новых приборов, сборки и испытания пакета. Появились новые виды автономных, комплексных, стендовых и летных испытаний. Возросли требования к культуре производства и контролю производства и испытаний.

Большая работа при эскизном проектировании и на последующих этапах была проделана по разработке системы испытаний и испытательного оборудования нового изделия. Ветеран испытатель ОКБ-1 Аркадий Ильич Осташёв вспоминает [К49]: «В состав ЭП по инициативе испытателей был включен отдельный том по испытаниям...

В этом томе по существу была разработана система испытаний первой МБР, которая включала в себя:

1. Цели и задачи ЛКИ.
2. Технологию подготовки, испытаний и подготовки пусков.
3. Характеристику и требования к комплексу всего НИО.
4. Эскизный проект СБИ для стендовых испытаний отдельных блоков, пакета в целом, и для ЛКИ.
5. Состав, структура, назначение и требования к средствам ПИК.
6. Требования к технологии и сооружениям стендовых испытаний.
7. Характеристика и требования к полигону для ЛКИ, включая ЭПСРП – экспериментальным подвижным станциям районов падения в сухопутном и морском (океанском) исполнении.

...К созданию материалов проекта с ведома С.П. Королёва и зам. начальника НИИ-4 Г.А. Тюлина была привлечена группа офицеров НИИ-4, которые в течение июня-июля 1954 года территориально работали у нас в отделе 19. Они были практически авторами разделов по ПИКу и самому новому полигону НИИП-5 МО.

От НИИ-4 МО в этих работах участвовали инж. п/п Агаджанов П.А., инж.-майор Г.И. Левин, инж.-п/п И.И. Гребенщиков, инж.-п/п П.В. Лыженков, инж.-п/п Б.И. Соколов, ст. научный сотр. Г.С. Цеханский, инж.-майор В.Т. Гарибян, инж.-капитан В.Т. Долгов., инж.-майор Е.В. Яковлев».

От ОКБ-1 в этих работах участвовали: В.А. Сафронов, В.Н. Шмелёв, К.М. Федоров, Б.И. Карманов, Б.И. Бабина, Н.Н. Жуков, В.В. Чернов, Н.П. Голунский, Н.П. Щербакова. Хотя этот XVI том ЭП официально не был выпущен, он сыграл важную роль: для подготовки решения ВПК по ПИКу; для разработки ТЗ и ТТ к средствам измерений, наблюдений, связи, единого времени, вспомогательных полигонных систем и служб – метеослужбы, топогеодезического обеспечения, для разработки СБИ, включая программы измерений, выдачи ТЗ на измерительные средства, для приспособления существующих океанских средств в целях получения опытных данных по районам падения ГЧ и другим вопросам. Том был сохранен в секретной библиотеке до 90-х годов и использовался как учебное пособие. Таким образом, тщательно проектировалась не только сама ракета, но и все то, что было необходимо для ее успешных испытаний и отработки, включая методику испытаний.

Так в трудных и тщательных творческих поисках рождалась первая в мире межконтинентальная ракета, которой было суждено стать шедевром ракетно-космической мысли, впервые вознесшим нашу страну и в ее лице все человечество в космическое пространство. Ее достоинства подтверждаются тем, что она служит нашей стране и всему человечеству до настоящего времени.