Авиация

ОТ Р-1 ДО «СПУТНИКА»

22.11.2014
ОТ P-1 ДО «СПУТНИКА»В этом году — 100 лет со дня рождения С.П.Королева, отца советской космонавтики, выдающегося конструктора первых искусственных спутников Земли и космических кораблей, создателя отечественного стратегического ракетного оружия. Его интерес к ракетной технике мог зародиться еще во время учебы (окончил в 1930 г. МВТУ им.Баумана), а окончательно окреп при создании им общественной организации ГИРД (Гоуппы изучения реактивного движения), где были разработаны и испытаны первые советские ракеты «ГИРД-9» и «ГИРД-Х».
 
Позднее на базе ГИРД и ленинградской Газодинамической лаборатории создается Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), в котором большое внимание уделялось ракетной технике.
 
В РНИИ С.П.Королев в 1934 году руководит отделом крылатых ракет; в 1936-м проводит испытания разработанных им первых крылатых ракет — зенитной 217 и управляемой дальнобойной 212.
 
Разработанные здесь (под руководством Ю.А.Победоносцева и Г.Э.Лангемака) реактивные снаряды прошли успешные испытания на Халхин-Голе при проведении боевых действий против японских войск в 1939 году, а затем широко применялись во время Великой Отечественной войны. Здесь же были созданы и знаменитые реактивные «катюши».
 
В сентябре 1945 года С.П.Королев командирован в Германию в составе группы специалистов для ознакомления с трофейной немецкой реактивной техникой.
 
С первыми образцами, точнее с обломками, немецкой ракетной техники наши специалисты смогли ознакомиться осенью 1944 г после вступления Советской Армии на территорию Польши и захвата ракетной испытательной станции. Даже обломки ракет поразили их. Вряд ли кто способен был тогда себе представить, что можно создать жидкостный реактивный двигатель и боевую ракету таких гигантских размеров — высотой в четырехэтажный дом и диаметром более 1,5 м.
 
Тем не менее в конце войны фашистская Германия проводила планомерный обстрел Великобритании, в том числе Лондона, баллистическими ракетами дальнего действия ФАУ-2 (А-4), которые при стартовой массе более 13 т несли почти однотонную боевую часть на дальность более 250 км. Защиты от этих ударов не было, ведь скорость ракеты достигала невероятной величины — 1450 м/с. Ситуация так тревожила англичан, что они обратились к советскому правительству с просьбой оказать содействие в получении разведывательных сведений об этом оружии.
 
Вскоре разведка выяснила, что возглавляет работы по ракетам инженер Вернер фон Браун. Его испытательный центр «Пенемюнде» находится на острове Узедом на Балтике. Немцам удалось наладить массовое производство ракет А-4 в подземном заводе «Миттелверке» в Тюрингии, где использовался труд заключенных концентрационных лагерей. В декабре 1944 г. английская авиация нанесла массированный бомбовый удар по испытательному центру и разрушила его, но добраться до подземного завода было невозможно. После войны стало известно, что немцам удалось изготовить около 5000 ракет. Большинство из них было выпущено по Англии со стартовых площадок, располагавшихся в Голландии.
 
Творение В. фон Брауна, собираемое из более чем 30 тыс. деталей, представляло собой жидкостную ракету с двигателем тягой 27 т, работавшем на жидком кислороде и 72-процентном растворе этилового спирта. Подача топлива осуществлялась турбонасосным агрегатом, использовавшим парогаз, который образовывался в специальном генераторе при разложении перекиси водорода. Устойчивость полета обеспечивалась развитым аэродинамическим стабилизатором, состоявшим из четырех консолей. Управление осуществлялось аэродинамическими рулями, установленными на концах консолей стабилизатора, и газовыми рулями, находившимися за срезом сопла жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Основным материалом конструкции была сталь Все отсеки ракеты, за исключением боевой части и оперения, состояли из поперечных (шпангоуты) и продольных (стрингеры и лонжероны) силовых элементов, покрытых обшивкой и соединенных между собой клепкой.
 
В носовой части ракеты была установлена боевая часть, несущая около 800 кг взрывчатого вещества и оснащенная ударным взрывателем. Следом располагался приборный отсек системы управления, телеметрии и радиоуправления, для монтажа и обслуживания которых имелись четыре быстросъемных люка Кроме того, в отсеке были смонтированы отрывные разъемы для связи с наземным оборудованием. Кабельная сеть, связывающая приборный и хвостовые отсеки, проходила снаружи топливного.
 
В среднем, топливном отсеке, располагались два подвесных бака для компонентов топлива Причем бак с жидким кислородом располагался позади бака с горючим, расходная магистраль которого проходила внутри бака окислителя. В хвостовом отсеке ракеты размещался ЖРД с турбонасосным агрегатом (ТНА), газогенератор, торообразный бак перекиси водорода, рулевые машины привода газовых и аэродинамических рулей, агрегаты и элементы арматуры системы заправки топливом. На паре консолей стабилизатора располагались антенны систем телеметрии и радиоуправления.
 
После окончания войны подземный завод был захвачен американцами, хотя он должен был отойти в советскую зону оккупации. Союзники получили более сотни целехоньких ракет, которые были вывезены в США Более того, им достался и самый крупный трофей — сам Вернер фон Браун с группой ведущих сотрудников, которые предпочли сдаться американским войскам.
 
В советской зоне оккупации был организован институт «Нордхаузен», сотрудникам которого поручили сбор технической информации и поиск частей и комплектующих ракет. Его начальником был назначен генерал-лейтенант Лев Михайлович Гайдуков (бывший член Военного совета гвардейских минометных частей), а главным инженером — Сергей Павлович Королев, (недавно освобожденный из заключения). Пред ними стояла весьма трудная задача, так как американцы, покидая территорию, передаваемую в советскую оккупационную зону, почти все вывезли, а что не успели — уничтожили. Нашим специалистам достались разрозненные чертежи, остатки ракет, отдельные узлы и агрегаты.
 
Исследовательская ракета Р-1 Е
 
Исследовательская ракета Р-1 Е:
 
1 — головная часть; 2 — приборный отсек, 3 — телеметрические антенны, 4 — топливный отсек, 5 — боковые контейнеры; 6 — хвостовой отсек, 7 — консоли аэродинамического стабилизатора; 8 — аэродинамические рули; 9 — газовые рули; 10 — сопло ЖРД РД-100.
 
I — сварочный шов; II — заклепочный шов (заклепки с полукруглой головкой); III — нахлест листов обшивки; IV — заклепочный шов (заклепки с потайной головкой); V — винты с полукруглой головкой
 
В результате сложнейшей кропотливой работы из деталей и агрегатов, найденных на складах различных фирм в Германии, Чехословакии и Польше, собрали 29 ракет, полностью восстановили конструкторскую документацию, инструкции, а также подготовили 10 комплектов деталей и агрегатов для сборки ракет в СССР.
 
В числе сотрудников института «Нордхаузен» был и конструктор ракетных двигателей Валентин Петрович Глушко. Под его руководством были организованы и проведены стендовые испытания ЖРД ракеты А-4. Они показали, что двигатель можно форсировать до 37 и даже до 43 тонн тяги. Для ускоренного освоения нового оружия была сформирована специальная воинская часть — артиллерийская бригада особого назначения.
 
Придавая большое значение повышению обороноспособности нашей страны, в мае 1946 г. правительство выпустило постановление о развитии ракетной техники. Предстояло сформировать новую отрасль промышленности. Работы по созданию отечественной ракеты были сосредоточены в отделе № 3 нового института НИИ-88 Министерства вооружений (ныне ЦНИИмаш). Начальником отдела и Главным конструктором ракеты, получившей обозначение Р-1, 9 августа 1946 г. был назначен С.П.Королев. Разработку двигателя возглавил В.П.Глушко, приборов управления — В.И.Кузнецов и НАПилюгин, радиотехнических систем — М.С.Рязанский. Главным конструктором по наземному оборудованию был назначен В.П.Бармин. Для испытаний ракет создавался Государственный центральный испытательный полигон Министерства обороны, расположенный в междуречье Волги и Ахтубы, ныне известный как космодром «Капустин Яр».
 
Весной 1947 г. С.П.Королев предложил провести экспериментальные пуски немецких ракет А-4, с целью приобретения и накопления опыта. Для обеспечения проведения этих работ был сформирован спецпоезд, состоящий из 72 вагонов разного назначения.
 
Первый пуск состоялся 18 октября 1947 г. Всего в октябре-ноябре было запущено 11 ракет, из них успешно — только 5. Причинами аварий были отказы двигателей, системы управления, негерметичность топливных магистралей, неудачные конструктивные решения. Подобные выводы и примерно такую статистику содержал и найденный в Германии отчет об испытаниях А-4, который свидетельствовал о невысокой надежности ракеты — около 60%.
 
Сотрудникам НИИ-88 и работникам отдела предстояла огромная работа по выпуску новой технической документации, с учетом использования отечественных материалов. Предстояло подобрать 86 марок сталей, 56 марок цветных металлов, покрытий, 159 неметаллических материалов и т.п. В процессе конструкторской работы необходимо было устранить целый ряд недостатков, выявленных в конструкции прототипа ракеты — для повышения ее надежности и решить проблему длительного хранения изделия. Для первой серии ракет Р-1 конструкторы, насколько позволяли сжатые сроки, стремились сразу внедрить новые технические решения: были существенно переработаны конструкции хвостового и приборного отсеков с целью их усиления и была увеличена заправка горючим для достижения дальности полета до 270 км.
 
17 сентября 1948 г. стартовала первая отечественная баллистическая ракета дальнего действия (БРДД) Р-1.
 
Этим пуском начаты ее летно-конструкторские испытания. При пусках первой партии ракет выявился ряд замечаний. Самым неприятным был «хлопок» в момент запуска ЖРД, иногда приводивший к авариям. Как было установлено, он вызывался несовершенством конструкции запального устройства. Разработали его новую конструкцию, полностью устранившую этот недостаток. Испытания были завершены серией запусков 20 ракет, из которых 17 выполнили задачу. По их итогам в ноябре 1950 г. Р-1 была принята на вооружение Советской Армии под индексом 8А11, и с 1952 г. поставлена на серийное производство на заводах № 88 (ныне ЗЭМ РКК «Энергия») и № 586 («Южмаш»),
 
Далее постановление правительства от 30 декабря 1949 г. определило перечень работ по проведению высотных экспериментов с помощью ракеты Р-1. Главный конструктор С.П.Королев считал эти исследования весьма важными и создал в своем КБ специальный отдел, занимавшийся разработкой исследовательских ракет на основе боевых изделий. На базе Р-1 были созданы исследовательские ракеты (начиная с Р-1 А по Р-1 Е), у которых вместо боевой устанавливались специально разработанные головные части (ГЧ) с научной аппаратурой, а на последних модификациях — с кабиной для животных. Кроме того, аппаратура управления была переработана для обеспечения вертикального полета ракет.
 
Запуски начали проводить в 1949 г. С их помощью удалось получить первые данные о свойствах атмосферы до высоты 100 км и, кроме того, на них была отработана конструкция системы спасения головных частей, в которых впервые совершили полет живые существа — собаки. Также отрабатывалось спасение корпуса самой ракеты при помощи четырехкупольной системы парашютов, снабженной двумя вытяжными куполами. На ракетах Р-1Д и Р-1Е научные приборы находились не только в головной части. Два отстреливаемых контейнера располагались на боковой поверхности цилиндрической части корпуса ракеты. Всего за период с 1950 по 1956 г. было произведено 12 запусков ракет Р-1Б — Р-1Е.
 
«Двойка»—наследница Р-1
 
Разработка баллистических ракет дальнего действия (БРДД) Р-2 была начата еще в период послевоенного пребывания советских специалистов в Германии. Отправной точкой для этого послужила возможность форсирования двигателя ракеты А-4. Направления, по которым должна была совершенствоваться конструкция БРДД, проистекали из анализа знаменитой формулы Циолковского: 1) увеличение скорости истечения газов из двигателя (т.е. повышение его удельного импульса); 2) совершенствование конструкции самой ракеты (для уменьшения ее массы по отношению к топливу).
 
Было разработано несколько вариантов новой ракеты. За основной приняли конструкцию с удлиненной на 1,4 м цилиндрической частью корпуса (для увеличения объема топливных баков). Остальные агрегаты оставили без изменения. На ракету был выпущен полный комплект конструкторской документации, по которому изготовили три экземпляра БРДД. В апреле 1947 г. в НИИ-88 состоялась защита эскизного проекта Р-2, на которой были высказаны сомнения по обеспечению прочности корпуса ракеты при входе в плотные слои атмосферы со скоростью более 2 км/с. А это, в свою очередь, требовало увеличения массы конструкции.
 
Поскольку развитие ракетного двигателестроения давало мало надежд на кардинальное увеличение скорости истечения, то усилия конструкторов нужно было сосредоточить на совершенствовании конструкции самой ракеты для уменьшения ее массы. Необходимо было новое конструктивное решение. И С.П.Королев, как главный конструктор, предложил его—сделать отделяемую в конце активного участка полета головную часть. В дальнейшем такое решение стало классическим для всех последующих разработок баллистических ракет.
 
Отделяемая головная часть (ГЧ) позволяла резко снизить требования к прочности корпуса, так как ему не было необходимости выдерживать колоссальные аэродинамические нагрузки при входе в плотные слои атмосферы. А это, в свою очередь, давало возможность исключить защитную оболочку баков, сделав их несущими, и применить в конструкции корпуса ракеты легкие алюминиевые сплавы. Кроме того, можно было упростить хвостовой отсек, убрав стабилизаторы.
 
К концу 1947 г. эскизный проект Р-2 был доработан, однако новая схема реализована только частично: ограничились несущим баком горючего, оставив защитную оболочку для бака окислителя и хвостовой отсек со стабилизаторами. Сделать кислородный бак несущим предполагалось в окончательном варианте. По предварительным расчетам, принятие таких решений позволяло увеличить дальность полета БРДД до 550—600 км, при этом масса ее конструкции увеличивалась всего на 300—400 кг при возрастании стартовой массы до 20 тонн.
 
В начале 1948 г. вышло постановление правительства о разработке технического проекта БРДД Р-2. В соответствии с ним был предложен первый вариант ракеты с одним несущим баком, получивший обозначение Р-2Э. Ведущим конструктором Р-2 С.П.Королев назначил П.И.Милешина. При конструировании ГЧ возник ряд проблем, которые потребовали проведения натурных экспериментов. Для отработки конструкции и механизма отделения ГЧ разработали экспериментальную ракету Р-1 А. Для проведения работ выделили восемь трофейных ракет А-4, которые полностью перебрали и произвели необходимые замены, в частности установили хвостовые отсеки собственной конструкции, а также механизм отделения и собственно ГЧ.
 
Успешные испытания Р-1 А прошли в мае 1949 г. Шесть пусков дали возможность полностью отработать конструкцию и механизм отделения ГЧ. Полученные данные позволили развернуть полномасштабные работы по ракете Р-2Э. Разработка двигателя для Р-2 была поручена коллективу под руководством В.П.Глушко. Новый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), получивший обозначение РД-101, создавался на базе РД-100 ракеты Р-1. Двигателистам удалось довести тягу нового двигателя до 370 кН и при этом облегчить его на 15 кг; увеличить удельный импульс до 2100 Н.с/кг (за счет использования в качестве горючего 96% этилового спирта); уменьшить на 350 мм его длину (за счет перекомпоновки агрегатов); а также увеличить ресурс двигателя на 20 с.
 
Увеличение дальности стрельбы потребовало внести в конструкцию ряд новых устройств и агрегатов—приборы радиокоррекции полета и аварийного отключения двигателя в случае больших боковых отклонений от заданной траектории. Также была разработана новая телеметрическая система «Дон», которая имела 12 непрерывных и столько же дискретных каналов. В дополнение к ней предусматривалось использование системы дистанциометрии, которая предполагала применение радиолокации и системы измерения скорости. Было усовершенствовано и наземное оборудование (главный конструктор В.П.Бармин), приобретшее такую органическую связь с ракетой, что все вместе взятое стало называться ракетным комплексом.
 
Летные испытания Р-2Э состоялись на государственном центральном полигоне Капустин Яр в сентябре—октябре 1949 г. Провели пять пусков, из которых третий и пятый были аварийными из-за пожара в хвостовом отсеке. Однако государственная комиссия дала в целом положительный отзыв испытаниям. Это позволило выйти с предложением об изготовлении двух партий ракет Р-2 по 15 экземпляров для проведения совместных испытаний с заказчиком. Эти ракеты предназначались главным образом для проверки в натурных условиях нескольких новых вариантов системы управления, обеспечивающих заданную кучность стрельбы. Для этого же предусматривалось и двухступенчатое выключение двигателя.
 
Летные испытания первой партии ракет Р-2 проходили в октябре—декабре 1950 г. За это время провели 12 пусков, которые выявили ряд проблем—недостаточная прочность головных частей и сильные вибрации алюминиевого хвостового отсека. С другой стороны, оказалось, что для эффективного управления ракетой по каналу крена достаточно одной пары аэродинамических рулей. Первая проблема возникала из-за высокого нагрева конструкции ГЧ при входе в плотные слои атмосферы, и ее устранили, усилив теплозащиту.
 
Сильные вибрации хвостового отсека вносили большие помехи в работу системы управления ракетой. В результате было решено вернуться к стальной конструкции. Исключение одной пары аэродинамических рулей упростило систему управления и благотворно сказалось на ее надежности. Принятые меры позволили подтвердить высокие летные и эксплуатационные характеристики в ходе совместных испытаний с заказчиком второй партии ракет в июле 1951 г. В их ходе провели 13 запусков, из которых только один был неудачным—из-за производственного дефекта.
 
Следующая партия (уже серийных ракет) предназначалась для контрольных испытаний и определения возможности принятия ракеты на вооружение. Заказали 16 ракет, причем две из них использовались для обучения личного состава войсковых частей—бригад особого назначения. Контрольные испытания прошли в августе—сентябре 1952 г. Из 14 ракет 12 выполнили задачу. По результатам этих испытаний БРДД Р-2 с комплексом наземного оборудования в конце 1952 г. приняли на вооружение Советской Армии и запустили в серийное производство под индексом 8Ж38. Несколько позднее для Р-2 разработали специальные утяжеленные головные части для обеспечения стрельбы на промежуточные дальности. Ныне БРДД Р-2, установленную как памятник, можно увидеть на въезде в город Королев.
 
К 1954 г. возникла необходимость исследования свойств атмосферы на высотах 200 км и более, что было связано с разработкой ракет межконтинентальной дальности и первых искусственных спутников Земли. Для этих исследований на базе Р-2 начали проектировать геофизическую ракету Р-2А, способную достигать высоты 200 км. За основу приняли технические решения, использовавшиеся ранее для исследовательских модификаций ракет Р-1.
 
Для Р-2А разработали новую ГЧ массой 1340 кг. Как и на ракете Р-1Е, научные приборы располагались также и в паре боковых контейнеров, расположенных на корпусе бака окислителя. Приборы, установленные на Р-2А, предназначались для исследования химического состава воздуха и измерения давления на высотах 150—200 км, регистрации ультрафиолетовой радиации Солнца и фотографирования окружающего пространства, возможности выживания и жизнедеятельности животных; испытания системы спасения ГЧ, определения процессов в ионосфере и плотности ионизации воздуха.
 
Геофизическая ракета Р-2А
 
Геофизическая ракета Р-2А:
 
1,3—телеметрические антенны головной части; 2—головная часть; 4—бак горючего; 5—приборный отстреливаемый контейнер; 6—боковой корпус; 7—топливный отсек; 8—приборный отсек; 9—хвостовой отсек; 10—консоли аэродинамического стабилизатора; 11 —аэродинамические рули; 12—газовые рули; 13—антенна радиокоррекции; 14—телеметрическая антенна; 15—сопло ЖРД РД-101. I —сварочные швы; II—заклепочные швы (заклепки с потайной головкой); III—точечная сварка; IV—нахлест листов обшивки; V—заклепочные швы (заклепки с полукруглой головкой)
 
Боковые контейнеры значительно усовершенствовали и выполнили в двух вариантах—на одном с передачей данных по радиотелеметрической системе и на другом — с регистрацией измерений на самом контейнере. Боковые контейнеры размещались в специальных мортирах и отстреливались пневматическим толкателем под небольшим углом к продольной оси ракеты на восходящей ветви траектории на высоте 55—60 км. Далее они совершали самостоятельный полет до высоты 200—210 км, затем свободно падали до 2 км и далее спускались на парашютах.
 
Головная часть представляла собой герметичный отсек, предназначенный для исследования выживания и жизнедеятельности животных, которые не катапультировались, а спасались вместе с ГЧ. На головной части могли устанавливаться модели для аэродинамических испытаний или спектрограф для оптических наблюдений. На отдельных экземплярах ракеты вместо геофизических контейнеров укрепляли дымовые контейнеры для определения направления и скорости ветра на высотах. Торможение головной части до околозвуковой скорости обеспечивалось раскрытием тормозных щитков. Далее с высоты 4—5 км ГЧ тормозилась последовательным вводом трех вытяжных парашютов и последующим раскрытием двух основных куполов на высоте 1,6—2,6 км.
 
Всего с 1957-го по 1960 г. провели 13 запусков геофизических ракет Р-2А, из которых 11 прошли успешно. На этом рассказ об истории БРДД Р-2 можно было бы и завершить, но хочется осветить еще один малоизвестный факт истории и деятельности С.П.Королева.
 
В 1957 г. правительство Китайской Народной Республики обратилось к руководству нашей страны с просьбой оказать помощь в становлении и развитии ракетной техники в КНР. Наше правительство приняло решение оказать такую помощь, обязав ОКБ-1 и его главного конструктора передать братскому китайскому народу две БРДД Р-2 с полным комплектом наземного оборудования (причем одна из ракет в виде учебно-разрезного макета). Кроме того, командировать наших специалистов для обучения китайских товарищей, а также разработать учебные плакаты по ракетам и наземному оборудованию. Еще надлежало безвозмездно передать лицензии на производство ракет Р-2 и агрегатов наземного оборудования к ним, а также направить в КНР полный комплект технической документации, необходимой для их изготовления и испытаний. Наконец, передать комплектующие для агрегатов и систем ракеты Р-2, подготовить и передать учебно-методическую документацию по ракетам Р-1 и Р-2, образцы узлов, агрегатов, аппаратуры и комплектующих систем в качестве наглядных пособий при чтении лекций.
 
Руководителем наших специалистов и главным конструктором в КНР был ведущий конструктор Р-2 П.И.Милешин. Всего направили 45 специалистов. С.П.Королев непосредственно руководил исполнением постановления правительства по оказанию помощи КНР в становлении и развитии ракетной техники. Результатом этой работы стал первый пуск китайской БРДД Р-2 уже 5 ноября 1960 г. Это был как бы отчет братскому советскому народу к очередной годовщине Октябрьской революции.
 
Первая стратегическая
 
Изначально, еще при образовании НИИ-88, правительство поручило ему разработку трех тем. Реализация первых двух завершилась принятием на вооружение баллистических ракет дальнего действия (БРДД) Р-1 и Р-2. Третья тема Н-1 ставила задачей создание баллистической ракеты с максимальной дальностью полета 3000 км. Эскизный проект БРДД Р-3 прошел защиту в ноябре — декабре 1949 г. Он предполагал разработку одноступенчатой баллистической ракеты со стартовой массой 65 — 70 т. Для нее планировалось создать совершенно новый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-110, с тягой 120 — 140 т, работающий на жидком кислороде и керосине. Также требовалась новая система управления, так как в конструкции ракеты предполагалось использовать аэродинамическую схему без стабилизаторов и несущие баки обоих компонентов жидкого топлива. Особых исследований и конструкторских решений требовала задача теплозащиты на нисходящей ветви траектории боевой части. Она должна была входить в плотные слои атмосферы со скоростью 3,5 — 4 км/с.
 
При защите эскизного проекта было высказано пожелание о необходимости создания экспериментальной ракеты (получившей обозначение Р-ЗА) для отработки новых технических решений будущей Р-3. Проект такой ракеты был разработан к 1950 г. Экспериментальная ракета должна была иметь стартовую массу 23,4 т, а конструкции — около 4 т и тягу двигателя 40 тс. Расчетная дальность полета — 935 км. Компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Начало летных испытаний планировалось на октябрь 1951 г.
 
В апреле 1950 г. правительство, учитывая успехи в разработке БРДД, приняло решение об образовании особого конструкторского бюро № 1 (ОКБ-1) по созданию ракет дальнего действия. Его начальником и главным конструктором был назначен С.П.Королев. Углубленная проработка проекта ракеты Р-ЗА в ОКБ-1 показала, что на его основе можно достаточно быстро разработать и реализовать проект боевой БРДД с максимальной дальностью полета 1200 км. Это дало основание С.П.Королеву в октябре 1951 г. обратиться к правительству с предложением о создании такой ракеты, получившей в дальнейшем индекс Р-5. Это предложение было принято. Проект БРДД Р-5 был закончен к концу октября. Для нее должен был использоваться ЖРД РД-103, разрабатываемый под руководством В.П.Глушко и представлявший собой дальнейшую модификацию ЖРД РД-102 для БРДД Р-2.
 
Согласно проекту ракета Р-5 должна была иметь: отделяемую головную часть массой 1425 кг, оба несущих топливных бака и аэродинамическую схему без стабилизаторов. Стартовая масса ракеты составила 28,61 т, а конструкции — 4,93 т. Чтобы увеличить дальность полета с 935 км у ракеты Р-3А до 1200 км у ракеты Р-5, потребовалось ввести насадок на сопло двигателя, что позволяло надеяться на некоторое увеличение удельного импульса, а также отказаться от герметичного и поэтому тяжелого приборного отсека. Исключение аэродинамических стабилизаторов позволило существенно уменьшить массу хвостового отсека и применить в его конструкции алюминиевые сплавы в отличие от предыдущих ракет Р-1 и Р-2. Также экономию массы дало применение обеих цельносварных несущих топливных баков с задним расположением бака жидкого кислорода.
 
Для повышения надежности системы управления, которая разрабатывалась под руководством главных конструкторов Н.А.Пилюгина и В.И.Кузнецова, предполагалось разнести приборы управления и их чувствительные элементы (гироскопы и гироскопические интеграторы). Сами приборы управления находились в приборном отсеке, расположенном сразу за баком жидкого кислорода и являющемся с ним одним целым, а чувствительные элементы крепились на специальных кронштейнах в межбаковом отсеке. Такое конструктивное решение позволило резко снизить уровень вибраций от двигателя, сильно влияющих на работу гироскопических приборов. В конструкции баков предусмотрели специальные воронкогасительные системы, которые уменьшили остатки незабора компонентов топлива на 100 кг.
 
Для решения тактических задач при стрельбе на промежуточные дальности предполагалось оснащать ракету дополнительными навесными боевыми частями (2 или 4 шт. — в зависимости от дальности стрельбы) общей массой до 3830 кг. Кроме того, из-за большой дальности полета требовалось ввести радиокоррекцию дальности. Разработка комплекса наземного и стартового оборудования была поручена коллективу, который возглавлял В.П.Бармин. В состав комплекса входили: техническая позиция (где ракета проходила предстартовую подготовку), заправочное и стартовое оборудование.
 
БРДД Р-5 состояла из головной части (представлявшей собой заостренный цилиндр), верхнего приборного отсека, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя, хвостового отсека (с расположенным в нем ЖРД РД-103) и торового бака перекиси водорода. На корпусе хвостового отсека располагались пилоны с аэродинамическими рулями, а на его торцевом шпангоуте — стартовые опоры с закрепленными на них газовыми рулями.
 
Геофизическая ракета Р-5В
 
Геофизическая ракета Р-5В:
 
1 — головной обтекатель; 2 — шарниры головного обтекателя; 3 — корпус головной части с научным оборудованием; 4 — телеметрические антенны головной части; 5 — телеметрические антенны; 6 — бак горючего; 7 — антенны управления дальностью; 8 — межбаковый отсек; 9 — бак окислителя; 10 — приборный отсек; 11 — хвостовой отсек; 12 — консоль стабилизатора (пилон); 13 — аэродинамический руль; 14 — стартовая опора; 15 — газовый руль; 16 — сопло ЖРД РД-103 (цвет — серебристый). I — сварочные швы; II — заклепочные швы (заклепки с потайной головкой); III — точечная сварка; IV — нахлест листов обшивки; V — винты с полукруглой головкой
 
Первый этап летно-конструкторских испытаний БРДД Р-5 был проведен на полигоне Капустин Яр с 15 марта по 23 мая 1953 г. Всего на этом этапе испытаний было запущено восемь ракет. При пуске на дальность 1200 км 8 апреля произошла авария из-за разрушения ракеты при потере устойчивости. Анализ показал, что причиной была недостаточно надежная работа рулевых машин. При подготовке ко второму этапу летных испытаний в конструкцию отделения головной части ракеты и систему управления был внесен ряд изменений. Второй этап испытаний был проведен с 30 октября по 9 декабря 1953 г. Одна из семи ракет потерпела аварию из-за повреждения кабельной сети, что вызвало преждевременную остановку двигателя. На третьем этапе испытаний, проведенном с 12 августа 1954 г. по 7 февраля 1955 г., было осуществлено 19 пусков, в процессе которых выявлены отказы системы радиоуправления дальностью при ослаблении сигналов из-за влияния струи двигателя. Никаких дополнительных работ по окончательной доработке ракеты не проводилось, так как в декабре 1954 г. были проведены три успешных пуска ракеты Р-5М, спроектированной согласно постановлению правительства от 10 апреля 1954 г.
 
БРДД Р-5М была разработана на базе ракеты Р-5 и предназначалась для доставки ядерного боезаряда на дальность 1200 км. Работа над ней началась в конце 1953 г. Нужно было создать новую головную часть, которая обеспечивала бы уменьшение скорости встречи с землей в два раза. В результате головная часть приняла коническую форму, что повлекло уменьшение длины ракеты и существенное изменение ее аэродинамических характеристик. А чтобы использовать добытый опыт по отработке системы управления ракеты Р-5, необходимо было обеспечить для Р-5М аэродинамические характеристики, близкие к характеристикам Р-5. Это условие выполнили за счет установки небольших стабилизаторов (пилонов).
 
Для обеспечения надежности работы системы управления ввели дублирование цепей управления, добавили два независимых канала работы автомата стабилизации, количество рулевых машин увеличили до шести. Четыре из них работали на газовые рули (каждая на один руль), а оставшиеся две — на свою пару аэродинамических рулей, связанных кинематически. Этим достигалась работа по каждому каналу стабилизации одновременно всех четырех рулей.
 
Новая блочная компоновка приборов системы управления дала возможность уменьшить количество кабелей и разъемов. Замена питания ряда элементов от бортовых источников на наземные позволила резко сократить число ответственных элементов на борту и повысить надежность оставшихся. Также существенно упростили пневмогидравлическую схему ракеты, введя полностью автоматический запуск двигателя.
 
С 20 января по 9 июля 1955 г. провели два последующих этапа испытаний БРДД Р-5М, в процессе которых запустили 14 ракет. При этом выявили ряд отдельных легкоустранимых недостатков. Одним из них были колебания (типа флаттера) воздушных рулей, для устранения которых изменили конструкцию рулей и увеличили жесткость кинематики их привода.
 
Заключительный этап летно-конструкторских испытаний проходил с 9 августа по 19 ноября 1955 г. Были запущены 10 ракет, восемь из которых задачу выполнили. С 11 января по 6 февраля 1956 г. прошли зачетные испытания шести изделий, одно из которых, запущенное 2 февраля, несло реальный ядерный заряд. Все пуски прошли успешно и в июне 1956 г. БРДД Р-5М с комплексом наземного оборудования была принята на вооружение под индексом 8К51 и поставлена на серийное производство. Ранее, в советский период в открытой печати она была известна как «первая стратегическая ракета». В 1959 г. два полка, вооруженные ракетами Р-5М, заступили на боевое дежурство в Крыму и Калининградской области. За выполнение этого задания коллектив ОКБ-1 и ряд его сотрудников получили государственные награды, а С.П.Королеву и его первому заместителю В.П.Мишину было присвоено звание Героя Социалистического Труда.
 
На базе Р-5М разработали серию новых исследовательских ракет от Р-5А до Р-5ВАО. Они достигали высоты 482 км. Ракеты были предназначены для измерения давления воздуха на высотах 400 — 500 км, исследования микрометеоритов, ионосферы, ультрафиолетовой части излучения Солнца, выживаемости и жизнедеятельности животных при подъеме на высоту до 500 км, испытание системы спасения головной части. Для ракеты Р-5А разработали новую головную часть. В отличие от предыдущих она оснащалась тормозными щитками для начального торможения и стабилизации, в результате чего при спуске скорость составляла около 2 км/с. При запусках геофизических ракет Р-5А и Р-5Б, начавшихся в 1958 г., была достигнута высота 473 км.
 
В 1963 г. появилась последующая модификация ракеты — Р-5В (В-5В). Она была оснащена новой стабилизированной головной частью для исследования солнечного ультрафиолетового излучения. Эти эксперименты были продолжены в 1963 г. с высотной астрофизической обсерваторией (ВАО). Сферический контейнер станции располагался под коническим головным обтекателем, который сбрасывался по окончании активного участка полета, после чего отделялась вся головная часть.
 
После торможения в плотных слоях атмосферы контейнер спускался на парашюте. Эти ракеты имели еще один индекс — Р-5ВАО.
 
В 1970-х годах ракету модифицировали для использования по международной космической программе стран социалистического содружества — Интеркосмос (проект «Вертикаль»), Был создан новый вариант ракеты Р-5ВАО, более известный как «Вертикаль-1». Для нее была разработана новая головная часть массой 1300 кг, состоящая из цилиндрического приборного отсека и сферического спускаемого контейнера. В цилиндрическом отсеке располагались приборы для измерения плотности электронов и ионов и температуры электронов в зависимости от высоты, фотометр для измерения ультрафиолетовой и субмиллиметровой составляющей солнечного излучения.
 
В сферическом контейнере находились приборы для фотографирования Солнца в рентгеновском спектре, рентгеновский спектрометр и приборы для изучения метеоров.
 
«Вертикаль-1» стартовала с космодрома Капустин Яр в ноябре 1970 г. Головная часть отделилась после окончания активного участка и достигла высоты 483 км. Из полезной нагрузки были выброшены потоки ионов в верхнюю атмосферу. Наземные станции слежения наблюдали этот выброс и, принимая телеметрическую информацию, измеряли радиопоглощение в ионосфере. После снижения до высоты 100 км сферический контейнер был отделен от головной части и спасен на парашюте.
 
Ракета-носитель «Спутник»
 
24 октября 1957 г. в истории человечества произошло знаменательное событие—на орбиту Земли был запущен первый искусственный спутник. И это было сделано в нашей стране! Запуск состоялся в 22 часа 28 минут по московскому времени со стартовой площадки пятого испытательного полигона министерства обороны СССР, ныне известного как космодром Байконур. Весь мир услышал позывные этого первого небольшого космического аппарата, сделанного руками человека. Люди всех уголков планеты могли наблюдать его полет. Но на самом деле они видели не сам спутник, а вторую ступень ракеты-носителя, которая вывела его на орбиту. А она имела значительные размеры—длину около 25 метров и массу более 7 тонн.
 
Это был четвертый испытательный запуск межконтинентальной баллистической ракеты Р-7, созданной в ОКБ-1 под руководством академика С.П.Королева.
 
Первые проработки баллистической ракеты с межконтинентальной дальностью были начаты в 1947 г. в рамках проекта Р-3. Они проводились по заданию С.П.Королева в НИИ-4 Министерства обороны группой, которую возглавлял М.К.Тихонравов. Было установлено, что для межконтинентальных баллистических ракет (МБР) наиболее рациональной конструктивной схемой является двухступенчатая с продольным делением ступеней (схема «пакет»). Основными факторами, диктовавшими в тот период условия выбора конструктивной схемы, были уровень развития жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и возможности транспортировки по железной дороге. Схема «пакет» позволяла создать МБР массой 250—300 т на базе пяти ракетных блоков (центрального и четырех боковых) с одинаковыми ЖРД.
 
Дальнейшему изучению «пакетной» схемы послужили исследовательские темы НЗ и Т1, выполненные в ОКБ-1 в 1950 —1953 гг. В рамках Т1 разрабатывался эскизный проект МБР с дальностью полета 8000 км, массой боевой части 3 т и стартовой—до 170 т. В октябре 1953 г. директивные органы изменили проектное задание—масса боевой части (БЧ) была определена в 5,5 т при сохранении дальности полета. В связи с этим потребовалась коренная переработка эскизного проекта.
 
Постановление правительства о создании МБР Р-7, получившей индекс 8К71 и предназначенной для доставки мощных БЧ массой 5,5 т на дальность до 8500 тыс. км, приняли в мае 1954 г. А в июле того же года был готов ее эскизный проект. Ведущим конструктором МБР Р-7 назначили Д.И.Козлова. Габариты и масса БЧ, а также заданная дальность стрельбы и тогдашние возможности двигателестроения определили внешний облик и массово-габаритные характеристики МБР. Это должна была быть двухступенчатая ракета «пакетной» схемы, оснащенная унифицированными ЖРД тягой 800— 900 кН, использующими новую топливную пару «жидкий кислород—керосин». Такие ЖРД разрабатывались в ОКБ-486 под руководством В.П.Глушко. Эти двигатели открытой схемы имели четыре камеры сгорания и турбонасосную систему подачи компонентов топлива, с приводом от турбины, использующей парогаз, образующийся в газогенераторе при каталитическом разложении перекиси водорода.
 
Ракета-носитель «Спутник»
 
Ракета-носитель «Спутник»:
 
1 — обтекатель ПС-1; 2—антенны спутника; 3—головной обтекатель; 4—бак окислителя блока А; 5—силовой кронштейн; 6—силовой конус; 7—межбаковый отсек блока А; 8 — бак окислителя боковых блоков; 9—бак горючего блока А; 10—межбаковый отсек боковых блоков; 11 — бак горючего боковых блоков; 12—стержневые стяжки; 13—отсек баков перекиси водорода и жидкого азота блока А; 14—отсек баков перекиси водорода и жидкого азота боковых блоков; 15 — хвостовой отсек блока А; 16—хвостовой отсек боковых блоков; 17—аэродинамический руль; 18—двигатель РД-108; 19-—двигатель РД-107; 20—сопло сброса давления наддува из бака окислителя боковых блоков.
 
I—точечная сварка; II—заклепочный шов (заклепки с потайной головкой); III—заклепочный шов (заклепки с полусферической головкой); IV—сварочный шов
 
Для обеспечения требуемой надежности отказались от гидравлических связей между блоками. Принятая схема разделения ступеней в полете практически не требовала дополнительных запасов энергии. Для этих целей использовался наддув кислородных баков боковых блоков. Отталкивающие силы создавались с помощью реактивных струй, истекающих из встроенных в баки специальных сопел, срабатывающих в нужный момент. Составной частью процесса разделения служила и тяга последействия двигателей боковых блоков. Исходным моментом процесса разделения была команда на выключение этих двигателей.
 
Управление и стабилизация ракеты осуществлялись рулевыми ЖРД, разработанными в ОКБ-1 под руководством М.В.Мельникова и входившими в конструкцию основных двигателей. На начальном участке полета использовались и аэродинамические рули, установленные на пилонах боковых ракетных блоков. Автоматы и приборы управления были разработаны под руководством главных конструкторов Н.А.Пилюгина и В.И.Кузнецова.
 
Эскизный проект предусматривал старт ракеты с использованием пускового стола. Однако в этом случае потребовалось бы соорудить ветрозащитную стену высотой не менее 2/3 длины ракеты, обладающую большой «парусностью». В декабре 1954 г. решили отказаться от такого старта. Был принят вариант с подвеской ракеты в специальную стартовую систему, исключавшую ветровую защиту при минимальных стартовых нагрузках. Необходимость специального сооружения объяснялась и тем, что в полете центральный блок до разделения был как бы подвешен на боковых блоках вследствие большей их тяговооруженности. Поэтому и на стартовом сооружении ракета подвешивалась за эти боковые блоки. Стартовый комплекс и техническая позиция создавались под руководством главного конструктора В.П.Бармина.
 
Особое место в подготовке к испытаниям Р-7 занял вопрос выбора района для строительства полигона. Специальная комиссия рассмотрела несколько вариантов размещения полигона и остановила свой выбор на пустынной местности — в 35 км от станции Тюратам Юго-восточной железной дороги, связывающей центральные территории страны и среднеазиатские республики. В мае 1955 г. первый отряд военных строителей прибыл на место и начал готовить площадку для сооружения стартового комплекса и технической позиции. Так было положено начало космодрому Байконур. Для жилой зоны выбрали участок на берегу реки Сырдарья в нескольких километрах от станции.
 
Конструкция МБР Р-7
 
Пакет образован центральным блоком (ракетный блок А) с ЖРД РД-108 с четырьмя рулевыми двигателями (суммарной тягой у земли 812 кН) и расположенными вокруг него по плоскостям стабилизации четырьмя одинаковыми конусообразными боковыми блоками (ракетными блоками Б, В, Г и Д) с ЖРД РД-107 (суммарной тягой 821 кН), каждый из которых имел по две рулевые камеры сгорания. В полете блоки опирались своими передними шарообразными опорами на специальные кронштейны, размещенные на силовом шпангоуте бака окислителя центрального блока. Конструкция кронштейнов обеспечивала передачу только продольных нагрузок от боковых блоков и не препятствовала свободному выходу их передних опор при исчезновении продольной силы при выключении двигателей. Для передачи тангенциальных нагрузок служили разрываемые стяжки, расположенные в нижнем силовом поясе, закрепленные шарнирно на боковых блоках.
 
Центральный блок состоял (снизу вверх) из хвостового отсека 15, в котором был установлен ЖРД РД-108, отсека баков перекиси водорода 13 (в нем находился тороидальный бак жидкого азота), цилиндрического бака горючего 9, межбакового отсека 7, отсека бака окислителя 4 и приборного.
 
Хвостовой отсек клепаной конструкции был выполнен в виде цилиндрической оболочки, подкрепленной изнутри силовым набором (стрингерами и шпангоутами). В ней сделано несколько люков для доступа к агрегатам двигателя и приборам. В нижней части отсека в плоскостях управления располагались обтекатели для размещения рулевых камер двигателя РД-108, выступающих за образующую отсека. Двигатель крепился на переднем торцевом шпангоуте с помощью трубчатой рамы. На переднем шпангоуте было силовое кольцо с четырьмя кронштейнами, установленными по плоскостям управления. Они служили для размещения пневмозамков, к которым присоединялись стержневые стяжки 12 нижних связей между блоками. Стяжки подсоединялись к замкам шарнирно и поэтому не препятствовали перемещению бокового блока относительно центрального в плоскости, касательной к образующей корпуса центрального блока.
 
К переднему торцевому шпангоуту хвостового отсека крепился бак перекиси водорода, также выполненный в виде подкрепленной силовым набором цилиндрической оболочки с передней и задней «юбками». Внутри отсека проходили трубопроводы окислителя и горючего. К шпангоуту передней «юбки» отсека пристыковывался цельносварной цилиндрический бак горючего с размещенными внутри элементами пневмогидравлической схемы и тоннельной трубой, через которую проходил расходный трубопровод окислителя. Бак горючего через межбаковый отсек клепаной конструкции, в котором располагались некоторые элементы автоматики и приборы системы управления, соединялся с цельносварным баком окислителя. Для доступа к приборам в межбаковом отсеке имелись люки.
 
Бак окислителя был образован двумя оболочками в виде усеченных конусов, обращенных большими основаниями друг к другу. Оболочки соединялись мощным силовым шпангоутом. К нему точечной сваркой приваривались четыре силовых кронштейна 5 сложной формы, с закрепленными шаровыми опорами. В них входили шаровые оголовки силовых конусов боковых блоков. Каждый оголовок имел цилиндрическую выточку, ось которой располагалась перпендикулярно оси ракеты, касательно к образующей бака окислителя. В выточку входил цилиндрический палец шарового оголовка бокового блока, препятствуя его развороту относительно центрального в плоскости, касательной к образующей конической оболочки бака окислителя центрального блока и вращению бокового блока вокруг его продольной оси, но допускал поворот в плоскости стабилизации, соответствующей данному боковому блоку.
 
На переднем торце бака окислителя располагался конический приборный отсек клепаной конструкции. Внутри его на специальной раме устанавливались приборы системы управления, агрегаты автоматики и другое оборудование. Для доступа к ним в обшивке отсека имелось несколько больших люков. На переднем шпангоуте отсека монтировались фитинги, в которых крепились три разрывных болта для соединения с полезным грузом. Трубопроводы наддува, кабели бортовой электросети проходили снаружи и закрывались гаргротом. Масса конструкции центрального блока с двигателем составляла 6000 кг.
 
Последовательность отделения боковых блоков ракеты Р-7
 
Последовательность отделения боковых блоков ракеты Р-7:
 
а—раскрытие «пакета» снизу под действием силы тяги маршевых двигателей; б—открытие сопел, расположенных на внутренней стороне силового конуса; в — увод боковых блоков в стороны
 
Конструкция бокового блока состояла из силового конуса 6, бака окислителя 8, межбакового отсека 10, бака горючего 11, отсека бака перекиси водорода и жидкого азота 14, а также цилиндрического хвостового отсека 16. Бак окислителя сварной конструкции имел в верхнем днище люк для сброса внутреннего давления наддува через специальное сопло 20 при отделении боковых блоков. Межбаковый отсек был выполнен в виде конической, подкрепленной продольным (стрингеры) и поперечным (два шпангоута) силовым набором оболочки. В нем размещались некоторые приборы и элементы автоматики, обеспечивающие управление боковым блоком в период совместного функционирования в составе ракеты. Для доступа к приборам в отсеке имелись люки, закрываемые крышками.
 
Бак горючего—цельносварной, с проходящей внутри тоннельной трубой, через которую проложен трубопровод окислителя. Внутри баков горючего и окислителя находились элементы пневмогидравлической схемы. К задней части бака горючего присоединялся короткий отсек, внутри которого подвешивались тороидальные баки перекиси водорода и жидкого азота. Отсек был выполнен в виде оболочки, подкрепленной продольным и поперечным силовым набором. К его торцевому шпангоуту пристыковывался цилиндрический хвостовой отсек, корпус которого также имел клепаную конструкцию оболочки, подкрепленную силовым набором. В хвостовом отсеке располагался ЖРД, закрепленный на раме. На боковой поверхности устанавливался один аэродинамический руль 17 с пилоном, для привода которого использовалась электрическая рулевая машина. Задний торец и часть боковой поверхности отсека, обращенной к центральному блоку, были покрыты теплоотражательным экраном из листов асбеста и полированной стали. Для доступа к агрегатам двигателя и механизмам управления в корпусе отсека были сделаны люки, закрываемые крышками. Трубопроводы наддува, кабели бортовой электросети проходили снаружи и закрывались гаргротом. Масса конструкции бокового блока с двигателем составляла 3750 кг.
 
В качестве конструкционных материалов для изготовления основных элементов ракеты Р-7 использовались свариваемые алюминиевые сплавы, а силового конуса бокового блока—титановые сплавы.
 
Процесс отделения боковых блоков происходил следующим образом: их маршевые двигатели переводились на режим малой тяги, а управляющие двигатели выключались. Пневмозамки освобождали стяжки, и «пакет» раскрывался снизу под действием момента силы тяги двигателей. Сферические упоры поворачивались и выходили из зацепления с кронштейнами на центральном блоке, который уходил вперед. В этот момент замыкались концевые выключатели. По их команде выключались двигатели боковых блоков и открывались сопла, расположенные на внутренней стороне силового конуса, через которые стравливалось давление наддува бака окислителя. Реактивная сила разводила верхние части боковых блоков, отводя их от центрального на безопасное расстояние.
 
Ракета Р-7 и ее модификации закреплялись на стартовом сооружении (как упоминалось выше) в подвешенном состоянии. Сечение, в котором происходило закрепление, находилось в плоскости силового шпангоута бака окислителя. Для подвески в силовых конусах боковых блоков имелись специальные «карманы» с опорными плоскостями. В них входили кронштейны четырех силовых опор стартового сооружения. При запуске двигателей нагрузка на кронштейны по мере нарастания тяги двигателей уменьшалась и при снятии нагрузки силовые опоры, вращаясь под действием противовесов, выходили из «карманов» и отклонялись в стороны, позволяя ракете покинуть стартовое сооружение.
 
Испытания МБР Р-7 начались в мае 1957 г. По визуальным наблюдениям, первый полет проходил нормально до 60 с, а затем в хвостовом отсеке появились языки пламени. Анализ телеметрической информации показал, что пожар начался еще до отрыва ракеты. Это привело к преждевременному выключению двигателя аварийного блока и нарушению нормального полета.
 
В августе 1957 г. состоялся первый «штатный» полет Р-7, о котором было официальное сообщение. Несмотря на то, что, по сводкам, он прошел нормально, головная часть при входе в плотные слои атмосферы подверглась разрушению. Последующие пуски 1957 г. проходили без происшествий.
 
Еще в сентябре 1955 г. С.П.Королев обратился в правительство с предложением о запуске простейшего спутника Земли с помощью ракеты Р-7 в рамках Международного геофизического года. Это предложение было принято. В ОКБ-1 создали специальный отдел по разработке космических аппаратов, который возглавил М.К.Тихонравов, перешедший с группой сотрудников из НИИ-4. Они спроектировали спутник массой 1,5 т, который намеревались оснастить научной аппаратурой, разрабатываемой в институтах Академии наук. Однако к намеченному времени эта аппаратура не была готова, да и двигатели Р-7 не развивали установленной удельной тяги. Поэтому С.П.Королев для завоевания приоритета предложил в кратчайшие сроки изготовить и запустить простейший спутник (ПС). В феврале 1957 г. правительство приняло соответствующее постановление.
 
Первый искусственный спутник Земли (ИСЗ)
 
Он представлял собой полированный алюминиевый шар диаметром 580 мм и массой 83,6 кг, оборудованный передатчиком и четырьмя штыревыми антеннами, с длиной одной пары 2,4 м и другой—3,9 м. Антенны крепились на подпружиненных кронштейнах, разводящих их на угол 35 градусов от продольной оси. Сфера была образована двумя полуоболочками толщиной 2 мм, со стыковочными шпангоутами, скрепленными 36 болтами. Внутри спутника были смонтированы: радиопередатчик, блок питания с тремя аккумуляторными батареями, дистанционный переключатель, вентилятор и сдвоенное реле системы терморегулирования, контрольное термореле и барореле. После сборки спутник заполнялся осушенным азотом до давления 1,3 атм. Включение радиопередатчика и системы терморегулирования производилось дистанционным переключателем, срабатывающим от пяточного контакта в момент отделения спутника от носителя.
 
Радиопередатчик периодически излучал сигналы длительностью 0,4 секунды попеременно, на двух волнах длиной 7 м и 15 м. При изменении температуры в спутнике выше +50°С или ниже 0°С, а также при падении давления внутри ниже 0,35 атм должно было срабатывать термо- или барореле, в связи с чем менялась длительность периодических сигналов, излучаемых радиопередатчиком. Поддержание температуры в спутнике в необходимых пределах обеспечивалось включением вентилятора при повышении температуры выше 30°С и выключением при снижении той до 20—23°С. Вентилятором управляло сдвоенное термореле. Ведущим конструктором по объекту ПС был М.С.Хомяков.
 
Для запуска спутника использовали доработанную МБР Р-7 (изделие 8К71ПС). С ракеты сняли передний приборный отсек и боевую часть, а вместо них установили конический головной обтекатель клепаной конструкции, на верхнем шпангоуте которого закрепили ПС-1 (простейший спутник 1), которому и было суждено войти в историю. Сверху он закрывался небольшим коническим обтекателем, в котором были сделаны проходы для антенн. Обтекатель сбрасывался по команде перед отделением спутника. Сам ПС отделялся от PH пневмотолкателем.
 
Пуск PH 8К71ПС № М1-ПС состоялся 4 октября 1957 г. Вторая ступень ракеты со спутником вышла на орбиту с перигеем 228 км и апогеем 947 км и временем одного оборота вокруг Земли 96,2 мин. ИСЗ отделился от PH на 315-й секунде после старта. Спутник находился на орбите до 4 января 1958 г., совершив 1440 оборотов. Центральный блок ракеты совершил 882 оборота вокруг Земли и вошел в плотные слои атмосферы 2 декабря 1957 г.
 
Уже 3 ноября 1957 г. был произведен запуск PH 8К71ПС № М1-2ПС, которая вывела на орбиту второй ИСЗ, ставший первым в мире биоспутником. На его борту находилось живое существо—собака Лайка.
 
Технические данные БРДД Р-1:
 
общая длина......................................14,275 м
диаметр корпуса ...............................1,652 м
размах стабилизатора.......................3,654 м
стартовая масса................................13 430 кг
масса конструкций.............................4030 кг
масса боевой части...........................1075 кг
тяга ЖРД (у земли)............................272 кН
максимальная дальность полета.....270 км
 
Технические данные ракеты Р-1Е:
 
длина....................................................................17,955 м
диаметр корпуса..................................................1,652 м
мaкcимaльный поперечный размер корпуса.....2,59 м
размах стабилизаторов.......................................3,564 м
длина головной части..........................................4,83 м
стартовая масса...................................................14,211 т
тяга двигателя......................................................272 кН
продолжительность работы двигателя..............70 с
максимальная высота полета.............................100км
 
Циклограмма полета ракеты Р-1Е:
 
старт...........................................................................................................................................................0 с
отстрел пары боковых контейнеров (скорость 800 м/с, высота 67 км), время....................................103 с
отделение головной части — (скорость 35 м/с, высота 95 км), время.................................................188 с
апогей (высота 100 км), время.................................................................................................................195 с
ввод системы спасения корпуса ракеты (высота 90 км), время от апогея...........................................45 с
отстрел 1-го контейнера из ГЧ.................................................................................................................высота 90 км
отстрел 2-го контейнера из ГЧ.................................................................................................................высота 42 км
раскрытие парашютов на ГЧ и отстреливаемых контейнерах — (высота 5 км), время от старта.....400 с
приземление корпуса ракеты...................................................................................................................40 мин
 
Технические данные БРДД Р-2:
 
длина.....................................................17 650 мм
диаметр корпуса...................................1652 мм
размах оперения...................................3564 мм
максимальная дальность стрельбы....576 км
стартовая масса ракеты.......................20 300 кг
масса головной части...........................1500 кг
масса конструкции ракеты...................4460 кг
тяга ЖРД (на земле).............................370 кН
удельный импульс (на земле)..............2100 Н.с/кг
 
Технические данные ракеты Р-2А:
 
длина..........................................................19,98 м
диаметр корпуса........................................1,652 м
размах стабилизаторов.............................3,564 м
длина головной части................................6,377 м
стартовая масса.........................................20 685 т
тяга двигателя............................................370 кН
продолжительность работы двигателя....100 с
максимальная высота полета...................200 км
 
Циклограмма полета ракеты Р-2А:
 
старт.........................................................................................................................................................0 с
отстрел пары боковых контейнеров (скорость 800 м/с, высота 67 км)..............................................103 с
отделение головной части (скорость 35 м/с, высота 195 км)..............................................................188 с
раскрытие парашютов на ГЧ и отстреливаемых контейнерах (высота 5 км) — время от старта....400 с
 
Технические данные БРДД Р-5:
 
стартовая масса......................................28 570 кг
масса конструкции..................................4200 кг
масса боевой части................................1425 кг
масса навесных БЧ.................................до 3830 кг
тяга ЖРД (на уровне земли)..................43 тс
длина.......................................................22115 мм
диаметр корпуса.....................................1652 мм
размах по аэродинамическим рулям....2640 мм
 
Технические данные БРДД Р-5М:
 
стартовая масса......................................28 680 кг
масса конструкции...................................4390 кг
полетное время........................................637 с
высота апогея траектории......................304 км
максимальная скорость..........................3016 м/с
тяга ЖРД (на уровне земли)...................43 860 кг
продолжительность работы....................115,4 с
удельная тяга...........................................219,3 кг.с/кг
длина........................................................20 747 мм
диаметр корпуса.....................................1652 мм
размах по аэродинамическим рулям....3452 мм
 
Технические данные Р-5А:
 
длина...........................................23740 мм
диаметр корпуса........................1652 мм
размах стабилизаторов.............3452 мм
длина головной части................6367 мм
стартовая масса.........................29 314 кг
тяга двигателя............................438,6 кН
максимальная высота полета...482 км
 
Технические данные Р-5В:
 
длина.........................................................22660 мм
диаметр корпуса.......................................1652 мм
размах стабилизаторов............................3452 мм
длина головной части...............................5500 мм
стартовая масса........................................29 500 кг
тяга двигателя...........................................438,6 кН
продолжительность работы двигателя...100 с
максимальная высота полета..................485 км
 
Технические данные PH «Спутник»
 
Стартовая масса..........................................................................................267 т
Масса конструкции.......................................................................................22 т
Общая длина................................................................................................29,167 м
Размах по аэродинамическим рулям.........................................................10,3 м
Боковые блоки (1-я ступень) длина (по корпусу)......................................19,2 м
максимальный диаметр...............................................................................2,68 м
тяга маршевого двигателя у земли............................................................821 кН
Центральный блок (2-я ступень) длина (без отсека полезного груза)....26,2 м
максимальный диаметр...............................................................................2,95 м
масса полезного груза.................................................................................до 1327 кг
суммарная тяга двигателей у Земли..........................................................3980 кН
 
Циклограмма запуска PH «Спутник»
 
Контакт подъема.....................................0 мин 00,0 с
Отделение 1-й ступени..........................1 мин 56,38 с
выключение ДУ центрального блока....4 мин 54,6 с
отделение объекта ПС-1.......................6 мин 14,5 с
 
Советы моделисту
 
Исследовательская ракета Р-1Е может послужить образцом для моделирования в классе моделей на реализм полета для достаточно опытных юных ракетомоделистов. При использовании двигателя МРД10-8-4 наиболее подходящим будет масштаб 1:25. Сложные аэродинамические формы позволяют надеяться на достаточно высокий результат стендовой оценки. Модель может демонстрировать в полете специальные эффекты — отделение головной части, отстрел боковых контейнеров и спуск корпуса ракеты на четырехкупольной системе спасения. Это также позволит получить и достаточно высокую оценку полета. Для обеспечения устойчивости модели-копии в полете необходимо, чтобы положение ее центра масс было на расстоянии не менее 443 мм от носика головной части, если модель будет выполнена в масштабе 1:25.
 
Исследовательская ракета Р-2А может послужить образцом для моделирования в классе моделей на реализм полета для достаточно опытных юных ракетомоделистов. При использовании двигателя МРД 10-8-4 наиболее подходящим будет масштаб 1:25. Сложные аэродинамические формы позволяют надеяться на достаточно высокий результат стендовой оценки. Модель может демонстрировать в полете специальные эффекты—отделение головной части, отстрел боковых контейнеров и спасение корпуса ракеты. Это также позволит получить и достаточно высокую оценку полета.
 
Для обеспечения устойчивого полета модели-копии необходимо, чтобы положение ее центра масс было на расстоянии не менее 527 мм от носика головной части, если модель будет выполнена в масштабе 1:25.
 
Геофизическая ракета Р-5В уже давно пользуется популярностью у юных ракетомоделистов. Она долгое время демонстрировалась в экспозиции павильона «Космос» на ВДНХ СССР. Такие модели-копии, выполненные в масштабе 1:25 к прототипу, неоднократно и успешно представляли на соревнованиях ракетомоделисты из подмосковного города Электросталь. Масштаб 1:25 для моделирования является наилучшим. Он дает в результате достаточно крупную модель, на которой можно повторить все детали прототипа и при использовании двигателя МРД 20-6-4 получить зрительно привлекательный полет.
 
Такая модель в полете может выполнить следующие специальные эффекты как у прототипа — сброс обеих половин головного обтекателя и отделение макета полезного груза, то есть модель будет разделяться в полете на четыре части, которые спасаются каждая на своем парашюте. Для обеспечения устойчивого полета модели-копии необходимо, чтобы положение центра масс полностью снаряженной модели было на расстоянии 525 мм от носика головного обтекателя. Это обеспечивается центровочным грузом, который лучше всего разместить в макете полезной нагрузки.
 
Для того чтобы упростить предполетную подготовку, рекомендуется следующее технологическое членение модели: две половины головного обтекателя, макет полезного груза, корпус, аэродинамические и газовые рули.
 
Если вы захотите построить такую летающую модель, то для центрального и боковых блоков рекомендую использовать конструктивные решения, описанные в журналах «М-К» №11,2002 г. и № 5, 2003 г. по модели копии ракеты-носителя «Союз-У2».
 
Литература
 
1. Гэтланд К.У. Развитие реактивных снарядов. — М.: Иностранная литература, 1956 г.
2. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им.С.П.Королева. Под ред. Ю.П.Семенова. 1996 г.
3. С.П.Королев и его дело. Свет и тени в истории космонавтики. Под ред. академика Б.В.Раушенбаха. — М.: Наука, 1998 г.
 
В. МИНАКОВ, инженер




Рекомендуем почитать
  • ОТ БИПЛАНА — К МОНОПЛАНУ

    ОТ БИПЛАНА — К МОНОПЛАНУПалубный разведчик CURTISS SB2C HELLDIVER. В начале 1938 года бюро аэронавтики американского флота выработало условия проведения конкурса на постройку нового палубного раэведчика-бомбардировщика с двигателем Right XR-2600 Cyclone. Размеры этого самолета предполагали одновременное размещение двух таких аппаратов на платформе размерами 14,6x12,2 м самолетоподъемника авианосца. Это требование было наиболее трудновыполнимым. Обязательным считалось наличие механизмов для складывания крыла на палубе и уборки шасси в полете.

Добавить комментарий

Защитный код
Обновить

ПОДПИСЫВАЙТЕСЬ VK FB


Нашли ошибку? Выделите слово и нажмите Ctrl+Enter.