От автора

В настоящее время в прессе широко освещаются последние работы по созданию ракетно-космической техники, в частности по системе «Энергия» — «Буран», и очень мало пишется о разработках 60—70-х годов.

Лишь недавно в нашей стране узнали, что Советский Союз также как и США готовил полет человека на Луну.

В прессе появились первые сообщения о секретно создававшейся четверть века назад мощной ракетно-космической системе Н-1—Л-3. Эту честолюбивую программу постигла неудача. О драматической судьбе советского «лунного проекта» даются неоднозначные оценки, с которыми иногда трудно согласиться. Авторы статей, описывая события тех дней, почти не освещают ту атмосферу работ, тот эмоциональный подъем и энтузиазм, которые царили в конструкторских и исследовательских коллективах, а также ту психологическую травму, которая последовала за закрытием работ по теме Н-1—Л-3 в марте 1976 года.

Данная книга — первая попытка по устранению этого пробела и, будем надеяться, не последняя.

Автор в тот период времени работал в коллективе разработчиков Лунного корабля комплекса Л3 и делится своими воспоминаниями о проблемах, вставших перед советскими учеными, и о путях их решения, а также о летной отработке Лунного корабля на околоземной орбите.

АВТОР

 

ПРЕДИСЛОВИЕ

В 1985 г. перестройка, ускорение ворвались и в нашу жизнь: жизнь инженеров, конструкторов ракетно-космической техники. При повороте на первую стартовую площадку НПО «Энергия» на космодроме Байконур, не жалея металла, большими буквами написали: УСКОРЕНИЕ. Но прошло несколько лет и печать перестала упоминать это слово, да и на полигоне буквы под действием жары и сухих ветров «бабаев» потускнели и расшатались, а для нас наступили томительные и напряженные дни и ночи подготовки к первому пуску ракеты-носителя сверхтяжелого класса «Энергия». И мне вспомнилось другое время, время, на которое приходятся лучшие творческие годы первых выпусков инженеров-ракетчиков, когда после института их направили на уже знаменитую в оборонных кругах фирму С.П.Королева «ОКБ-1». Правда, в открытой печати это предприятие, как и все подобные, именовалось «почтовый ящик». Сейчас, по прошествии более четверти века, даже трудно себе представить и тем более описать ту атмосферу творчества, эмоционального подъема, которые царили на предприятии. Эйфория после полета первого спутника, первого полета к Луне, Марсу, первого полета человека захватила всех.

1962 год. В конструкторском бюро начинаются работы над проектом первой советской ракеты сверхтяжелого класса, получившей название «Н-1». Аббревиатура «Н» — означала слово «носитель». С.П. Королев развернул работы по решению действительно масштабной задачи — посылки к Марсу тяжелого корабля, на первых порах беспилотного. В этом проекте (сокращенно ТМК) и предполагалось использование носителя Н-1. Поначалу было решено ограничиться 70 тоннами полезного груза, доставляемого этим суперносителем на околоземную орбиту высотой около 200 км. Но вот в печати стали появляться сообщения о работах, проводимых в США. Американцы, как теперь известно, бросились нас догонять и после проектов «Джемини», «Меркурий», «Сервейор», «Рейнджер» опубликовали свой национально престижный проект «Сатурн-5—Аполлон». А что же мы?! Теперь уже наша страна могла оказаться отстающей в области освоения Луны.

На базе сверхтяжелой ракеты H1 рождаются предложения о создании лунной пилотируемой экспедиции Л-3. Почему Л-3? Потому что освоение Луны в этом Постановлении запланировано было провести в три этапа: 1 этап — облет Луны кораблем типа «Союз» в беспилотном варианте; 2 этап — облет Луны в пилотируемом варианте и 3 этап — высадка экспедиции на Луну. Если два первых этапа можно было провести с использованием ракеты-носителя «Протон» с разгонным блоком, то для пилотируемой экспедиции на Луну мощности «Протона» было явно недостаточно. Появилась мобилизующе-одобряющая песня Лядовой про Васю, который будет первым на Луне. А перед разработчиками была поставлена задача — к пятидесятилетию советской власти советский человек должен быть на Луне.

В эти годы казалось, что нет невозможного в технике. Однако производственные мощности, еще далеко не готовые к таким масштабным проектам, ставят ограничения по применяемым материалам, технологии сварки, выявляется неготовность к созданию двигателя с оптимальной для таких ракет тягой. А ведь это определяет облик ракеты-носителя. Вновь проводятся расчеты и анализируются все возможности по выводимой массе.

В проектах расчетная масса выводимого полезного груза на низкую околоземную орбиту увеличивается до 85 тонн. Тем не менее, выводимой массы полезного груза катастрофически не хватает, чтобы «завязать» лунную экспедицию. В последующем предполагалось реализовать ряд мероприятий и довести выводимую на орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ) массу до 95 тонн. Но это было в перспективе, а тогда, летом 1968 года, разработчики ломали голову — как, хотя бы на первых беспилотных пусках, уложиться в жесткие рамки энергетических возможностей носителя. Поиски шли по всем направлениям. За каждый сэкономленный или найденный килограмм массы главный конструктор выплачивал премию в 50–60 рублей. В то время для нас, молодых инженеров, это были очень большие деньги, которые хорошо стимулировали творческую деятельность. Только за счет улучшения схемы полета, оптимизации энергетических затрат на орбитальные переходы при выполнении окололунных операций удалось увеличить отлетную массу возвращаемого корабля до 500 кг. Сумма выплат превысила возможности руководителя проекта, но мы, гордые принятыми к разработке решениями, особенно не привередничали, а довольствовались тем, что получили.

Часто «наверху» спрашивали, почему при примерно одинаковой стартовой массе комплекса «у них» ракета-носитель выводит 130 тонн, а у нас — только 100. Им объясняли эту разницу рядом причин, включая потери из-за иной географической широты района запуска, но при этом считали, что для нашей программы такой массы полезного груза вполне достаточно.

Сергей Павлович (в своем узком кругу специалистов-ракетчиков мы называли его попросту С.П.) определил Лунную программу по теме Н-1 — Л-3 главной для КБ. Он раздал уже освоенные направления работ по космической связи, автоматическому исследованию планет, навигации на дочерние, созданные им же, и другие предприятия. И оставил у себя только пилотируемый космос, но главной была тема Н-1 — Л-3. Все было подчинено этому. Правда, еще продолжались пилотируемые полеты «Востоков» и «Восходов», но было ясно, что они себя исчерпали, и нужно переходить на новый тип космического корабля. Таким кораблем мог быть сначала корабль «Союз», а затем корабль, разрабатываемый по Лунной программе — Н-1 — Л-3.

Тема Н-1 — Л-3 с большим трудом пробивала себе дорогу. Нужно было пройти много инстанций, комиссий, советов прежде, чем эта тема получила свое гражданство. И что самое интересное, приходилось преодолевать сопротивление инстанций, которыми обросла сама ракетно-космическая техника. И только аргументированная настойчивость С.П., его огромный авторитет и помощь соратников позволили преодолеть все препоны.

Позднее, в конце семидесятых годов, такую же трудную задачу по известной теперь теме «Энергия — Буран» пришлось решать предприятию под руководством В.П.Глушко. Как повторяется история!

Официальный заказ на тему Н-1 — Л-3 был получен от АН СССР. Однако работы по Лунной программе Н-1 — Л-3 не могли проходить без участия военных хотя бы потому, что космодромы страны находились в их подчинении, да и все предыдущие разработки ракетно-космической техники проводились в тесном взаимодействии промышленности и военных. И надо сказать, своей принципиальной, а порой и жесткой позицией в отработке составных частей ракет-носителей они доставляли немало хлопот конструкторам, которые к тому же еще должны были соблюдать и сроки создания. В результате эти взаимодействия в целом имели большой положительный эффект.

Вернемся к проекту. На сегодня ясно, и это показал опыт многих разработок, что планировать успех с таким жестким ограничением лимитов массовых характеристик составных частей ракеты-носителя уже на стадии эскизного проекта было нереально. Но в то время установленная для Лунного корабля (ЛК) масса — чуть более 2 тонн — была воспринята нами как должное, хотя было ясно, что разместить двух человек в корабле с такой массой архисложно.

Планы С.П. по космическим кораблям и созданию тяжелой ракеты претворялись в жизнь. Проведенная внутри КБ перегруппировка сил позволила активно продолжать работу по Лунной программе. Были созданы специальные проектные отделы по ракете-носителю HI, по полезной нагрузке для нее, которые начали разработку самой ракеты, ракетных блоков и всех составных частей комплекса. Это были и разгонный ракетный блок к Луне, и блок, обеспечивающий торможение комплекса у Луны и посадку на Луну, посадочно-взлетный ракетный блок Лунного корабля, и разгонный блок Лунного орбитального корабля. Разрабатывались в этих отделах и пилотируемые корабли.

В секторе одного из проектных отделов, а именно в секторе, где создавался Лунный корабль, и пришлось работать автору этих строк.

Была поставлена задача сделать свой советский, не похожий на американский LEM, Лунный корабль.

Наступил 1964 год. В этом году разработчикам надо было завершить предэскизный проект. И первым перед ними встал вопрос: «Что такое Луна, какова ее поверхность? Не покрыта ли она двух-трехметровым слоем пыли, не является ли она небесным телом, на, которое невозможно осуществить «мягкую» посадку?» Уже достигли Луны автоматические корабли «Луна-2», «Рейнджер-7, -8, -9», но как их встретила Луна в момент прикосновения, осталось тайной. Как проектировать Лунный корабль?! Пошли советоваться к С.П. В который раз проявилась гениальность академика. Его историческая резолюция и сейчас храниться в музее предприятия.

К концу 1964 года предэскизный проект был выполнен. В самых общих чертах он показал возможность создания Лунного корабля, практически отвечающего всем заданным параметрам, а вот требования к характеристикам материалов, элементной базе для создания аппаратуры, удельным характеристикам двигателей выдвигались новые, еще не достигнутые. Соответственно нашим смежникам приходилось решать труднейшие задачи по достижению требуемых высоких удельных характеристик. Эта задача была поставлена практически перед всей промышленностью страны, и ее реализация позволила обеспечить общий подъем промышленности на новый уровень.

Наступил 1966 год. Печальное известие потрясло нас. Не верилось, что С.П. уже нет. Тысячи и тысячи людей пришли проводить С.П.Королева в последний путь. Человек редкого таланта, фантастического научного предвидения стал известен стране как основоположник советской практической космонавтики. Проект Лунной программы Н-1 —Л-3 был последним в жизни С.П.Королева. Вечная ему наша память!

Затихло на время предприятие в ожидании нового руководителя. Соратники С.П.Королева обратились к руководству партии и страны о назначении на эту должность В. П. Мишина. Их просьба была удовлетворена.

Наступила эра преемника С.П.Королева академика Василия Павловича Мишина, который на протяжении всего времени существования ОКБ-1 был первым заместителем Главного конструктора. Его опыт работ в ракетной технике, его научно-теоретические изыскания к этому времени были широко известны как специалистам, так и студентам МАИ и МВТУ им. Баумана. Смена руководителя для любого предприятия всегда болезненна, а тем более для предприятия с огромной кооперацией и сложными внутренними связями, каким было ОКБ-1.

Грандиозность создания проекта требовала подключения новых КБ отрасли к созданию составных частей комплекса. Мы пережили не один тяжелый день, когда решалась судьба передачи Лунного корабля для дальнейшей разработки в КБ, руководимое Г.Н.Бабакиным. Может со стороны руководителя это был и правильный шаг, но с нашей, инженерной точки зрения, когда мы только влюбились и влюбились по-настоящему в этот корабль, это было просто ужасным событием. Появился не один десяток обоснований, почему Лунный корабль должен разрабатываться у нас — в Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ), так теперь именовалось ОКБ-1. Объясняли и выполнением общей проектной проработки, и большим опытом работы, и связью с Лунным орбитальным кораблем, и многим другим. До сих пор не уверен, что, если бы передали ЛК на разработку в КБ, руководимое Г.Н.Бабакиным, то часть людей не ушла бы вместе с ним. Но что-то не сладилось «наверху», и, к нашей радости, тема осталась за нами. Началась детальная разработка Лунного корабля.

Прежде чем рассказывать подробно о Лунном корабле. необходимо хотя бы вкратце сказать о том, как была построена вся схема Лунной экспедиции и о задачах Лунного корабля в ней.

 

СХЕМА ЭКСПЕДИЦИИ

Что такое гравитация? Сколько ученых работали, чтобы познать ее сущность. Многие говорят, что видели НЛО, верят в мир разума не только в облике человека, но и в другом, неведомом для нас состоянии. Можно только полагать, что, наверное, мир природы будет вечно познаваться. Но если верить наблюдателям НЛО, то пришельцы способны делать такие летающие объекты, которые могут мгновенно достигать громадных скоростей и при этом перегрузка, если ее высчитать, в десятки раз превосходит ускорение свободного падения тел на Землю. Вывод напрашивается сам собой, что пришельцы, если они есть, научились владеть или управлять гравитационным или электромагнитным полями. Мы познали общие законы гравитации, электричества, создали множество машин, есть оригинальные находки и решения конструкторов, однако, на вопросы: что такое магнетизм, электричество, гравитация, еще никто не ответил.

С незапамятных времен таинственное ночное светило — Луна притягивало людей. В своих мечтах, легендах, фантастических рассказах человек не раз побывал на Луне. Уже в древнеиндийской поэме «Махабхарата» содержатся наставления для полета на Луну. Полет к Луне на крыльях описал Лукиан Самосатский (2 в.н. э.). Жюль Верн предлагал добраться до Луны с использованием громадной пушки. Но только в конце XIX века скромный учитель из Калуги К. Э. Циолковский разработал теоретическое обоснование возможности полета в космическом пространстве. В своем труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1903 г.) и в дальнейших работах Циолковский показал реальность технического осуществления космических полетов. Достигнутый к шестидесятым годам XX века уровень ракетной техники предопределил создание систем, способных доставить на Луну и вернуть на Землю людей. Схемы полета строились по-разному, но одно безусловно было ясно, что реализовываться они будут многоступенчатыми, делимыми носителями.

В США, начиная с 1958 г., были развернуты работы по лунной программе, которая включала в себя разработку многоступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-5» и лунного комплекса «Аполлон». В мае 1961 г. эта программа была утверждена президентом Кеннеди как общенациональная для ликвидации отставания США от СССР в области развития космической техники с выделением достаточно больших ресурсов (ассигнования — около 25 млрд. долларов, разработкой занято около полмиллиона человек).

27 октября 1961 г. с мыса Канаверал был произведен первый успешный пуск ракеты-носителя «Сатурн-1», предназначавшийся для отработки узлов ракеты, доставившей на орбиту Земли рекордную по тем временам массу 10,2 т. Особый интерес представляла вторая ступень, которая использовала криогенные высокоэнергетические компоненты топлива — жидкий водород и кислород. Применение таких пар стало возможным благодаря созданию двигателя RL-10A-3, разработанного фирмой «Рокетдайн» (Rocketdyne) (контракт на разработку был заключен в сентябре 1958 г.). Наращивая мощность ракеты-носителя, последовательно создавая вслед за «Сатурном-1» (первый пуск 27.10.61), «Сатурн-1 В» (первый пуск 26.02.66) и «Сатурн-5» (первый пуск 9.10.67), американские коллеги на последнем носителе обеспечили вывод на низкую орбиту ИСЗ 128 т (включая третью ступень), что позволило обеспечить выведение к Луне массы в 47 т. Это была уже реальная возможность осуществления пилотируемой экспедиции с посадкой человека на Луну.

Применение двигателей, работающих на кислородно-водородном топливе с высокими энергетическими характеристиками, определило схему выведения и траекторию полета экспедиции на Луну. Оптимальной для таких компонентов топлива является схема носителя, использующая для довыведения груза на ОИСЗ часть топлива разгонного блока. Это и было реализовано в программе «Сатурн-5». На третью ступень (разгонный блок) они дополнительно возложили задачу разгона комплекса к Луне. После перестроения комплекса, а именно отделения корабля «Аполлон», разворота его на 180° и перестыковки с Лунным модулем, происходило отделение третьей ступени. Дальнейшие динамические функции, такие как коррекции на орбите, торможение у Луны, отлет обратно к Земле, выполнял сам корабль «Аполлон». По достижении орбиты Луны и перехода экипажа в Лунный модуль, последний самостоятельно осуществлял посадку на поверхность Луны, взлет и стыковку с кораблем «Аполлон». Выполнив свои функции, Лунный модуль отделялся, а корабль «Аполлон» обеспечивал возвращение на Землю спускаемого аппарата с экипажем и «подарками» Луны. Вся схема экспедиции приведена на рисунке 1.

Про «Сатурн-5-Аполлон» много написано. Эта космическая система, безусловно, укрепила национальный престиж США в космосе.

Носитель Н-1 использовал традиционные для ракет ОКБ-1 компоненты: жидкий кислород и керосин. Это требовало трехступенчатой схемы выведения.

Рис. 2. Ракета-носитель Н1 на пусковом устройстве

Рис. 3. Головной блок Л3 ракеты-носителя Н1

Носитель (рис. 2) содержал в себе блоки А, Б и В, а для разгона к Луне использовался специальный ракетный блок Г (рис. 3), который после выдачи разгонного импульса отделялся от комплекса. Ракетный блок Д обеспечивал дальнейший полет к Луне и выход на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ). На орбите Луны один из двух членов экипажа переходил через открытый космос из лунного орбитального корабля (ЛОК) в Лунный корабль. После этого Лунный корабль с пристыкованным к нему все тем же ракетным блоком Д отделялся и начинал свое движение к поверхности Луны. Основной тормозной импульс для достижения поверхности отрабатывался блоком Д, после чего блок отделялся и уводился. На высоте около 3 км от точки посадки по команде посадочного радиолокатора ЛК включался ракетный блок Е самого корабля. Обеспечивалось гашение остатков скорости, и после этого начинался посадочный маневр Лунного корабля уже по команде космонавта. Маневр осуществлялся на работающем в режиме глубокого дросселирования (уменьшения) тяги блока Е. По сути дела ракетный блок обеспечивал зависание ЛК над поверхностью и движение его в наиболее благоприятный район при прилунении. Схема с использованием специального блока торможения при посадке более экономична, чем схема с преобразованием этого блока в посадочную ступень, как это было сделано на американском Лунном корабле LEM. Однако ее реализация принесла в дальнейшем много дополнительных проблем, о чем на первом этапе мы и не догадывались. Ракетный двигатель ЛК на заключительном участке посадки, как было сказано, должен был включаться по команде от посадочного радиолокатора «Планета». Радиолокатор имел четыре антенны, лучи которых образовывали в пространстве ассиметричную пирамиду. Три боковых луча допплеровской части системы определяли вектора скорости, а центральный луч давал информацию о расстоянии до поверхности. Схема простая и надежная (в дальнейшем без всяких доработок этот радиолокатор был установлен на беспилотных объектах, доставивших на Луну советские автоматические станции для забора бесценных крупинок лунного грунта), но не обладавшая необходимой защищенностью от мешающих сигналов, отраженных от падающей на небольшом расстоянии первой отработанной ступени.

В авиации и ПВО специалистам хорошо известен термин «эффективная площадь обратного отражения луча» — параметр, характеризующий какой процент энергии облучающего сигнала отражается поверхностью летательного аппарата и возвращается к источнику излучения. На этот параметр существенно влияет конфигурация облучаемого объекта. Для уменьшения отраженного сигнала необходимо применять специальные меры, включающие специальные покрытия поверхности, плавные обводы, исключающие эффект «уголкового» отражателя и т. д. В общем, все то, что связано сегодня с понятием «технологии «Стеллс»».

Мы тогда с этими проблемами столкнулись впервые. Проектанты на первых порах, не особенно задумываясь и опираясь на справочные данные по авиационным летательным аппаратам того времени, заложили этот показатель равным 10 м2. Это типичная «эффективная площадь обратного отражения луча» для небольшого самолета типа «МИГ-17». Габариты первой ступени нашего лунного посадочного комплекса были сопоставимы с самолетом такого класса, и этого на стадии проектирования показалось достаточно. Когда же дело дошло до экспериментальной проверки, оказалось, что фактическое значение этого параметра в нашем случае может достигать 10—100 тыс. м2. Об этом можно было догадаться и раньше, так как сопло двигателя является почти идеальным уголковым отражателем, и, если луч радиолокатора попадает на него, то почти весь сигнал без потерь будет отражен назад. Но сказалась разобщенность специалистов разного профиля. Проблема всплыла, что называется, под занавес, когда конструктивно все элементы комплекса были уже изготовлены. И доработку радиолокатора его разработчики делать отказались. Пришлось поработать баллистикам, чтобы найти решение почти неразрешимой задачи.

И решение было найдено — надо было перераспределить тормозные импульсы первой и второй ступеней Лунного корабля. Но, если с первой ступенью было все ясно — нужно было всего лишь недозаправить баки топливом, не внося изменений в конструкцию, то со второй ступенью было сложнее: нужно было в баки дополнительно влить около 250 кг компонентов, а свободных объемов там не было. Главный конструктор проекта академик В. П. Мишин такую доработку не хотел принимать, так как могут существенно измениться сроки. Спас положение М.К.Янгель, конструкторскому бюро которого было поручено создание ракетного блока Лунной кабины. Изучив наши проблемы, глубоко разобравшись в технической сути предложения, он выступил на Совете главных конструкторов с предложением провести необходимые доработки ракетного блока (речь шла о вставках в топливные баки), по сути не меняя согласованных сроков поставки готовой материальной части. Но это касалось только пилотируемой экспедиции, а что делать на двух ближайших пусках комплекса, которые планировались в 1971 г.? И ракеты и головные блоки лежали в сборочном корпусе практически собранными. Положение складывалось драматическое.

Совещание у заместителя главного конструктора системы управления Лунного комплекса М.С.Хитрика. Жаркий летний день. Около двадцати самых опытных специалистов методом «мозговой атаки» пытаются нащупать выход из, казалось, абсолютно тупиковой ситуации. Уже прошел короткий обеденный перерыв, заканчивается день, все предложения высказаны, обсуждены, а решения нет, как и не было. И тут слово просит молодой инженер-баллистик и робко с мелом у доски излагает, на первый взгляд, совершенно абсурдную идею. Он предлагает не только недотормаживаться на первой ступени, как уже принято для штатного пилотируемого варианта, а наоборот — перетормозиться первой ступенью на 30–40 м/сек. Траектория лунного посадочного комплекса — связка первой, второй ступеней и самой лунной кабины — при этом совершает, образно говоря, «мертвую петлю» (и такой цирковой номер почти у самой лунной поверхности на высоте 3–4 км!). Что это дает? А очень просто — при гашении остаточной скорости на участке прецизионного торможения лунная кабина, а следовательно, и лучи посадочного радиолокатора будут отворачиваться от отделившейся первой ступени дополнительно почти на тридцать градусов, и локатор не схватит отраженный от первой ступени сигнал, в результате нормальное функционирование системы будет обеспечено. То есть вообще не требуется никаких доработок материальной части, а лишь перезакладка в полете «у ставок» на участке торможения. При первом беспилотном пуске запас энергетики на борту для этого имелся. Как все просто! Надо было там присутствовать в эти минуты, чтобы оценить реакцию всех присутствующих и, в первую очередь, хозяина кабинета: удивлялись, что раньше не додумались до этого, шутили на тему, что о нас подумают наши американские коллеги, которые наверняка зафиксируют наш цирк, совершенно непонятный для непосвященного человека — петля Нестерова при посадке на Луну!.. Минуты разрядки прошли, и тут же было подписано решение: делать именно так. Правда, в реальном полете дело до этого не дошло — уже на первых секундах после старта носителя с Земли в очередной раз нас ждало разочарование.

В 1968 году была полностью пересмотрена вся схема полета комплекса Л-3 к Луне. В результате проведенных исследований стала очевидна большая выгода, с точки зрения энергетических затрат, отказа от формирования экваториальной орбиты ожидания и перехода на «плоские» схемы торможения при выходе на ОИСЛ и отлета к Земле после завершения экспедиции. Однако надо было преодолеть одну трудность. Дело в том, что предлагаемая схема могла обеспечить лишь кратковременное пребывание ЛК на поверхности: нельзя было допускать значительного ухода точки посадки из плоскости орбиты лунного орбитального корабля. Была возможность так выбрать точку прилунения, что и спустя заданное время, скажем двое-трое суток, орбита ЛОК подворачивалась и снова проходила через точку посадки, обеспечивая минимальную энергетику на участке взлета и сближения ЛК с ЛОК. Но при этом не было возможности экстренного старта ЛК в случае какой-либо аварийной ситуации — угол между плоскостями орбит ЛК и ЛОК превышал возможности заложенной энергетики на сближение.

Выход был найден. Было решено доработать систему управления ЛК так, чтобы она позволяла производить спуск с орбиты на поверхность Луны и взлет по пространственным траекториям — на техническом жаргоне «стрельба из кривого ружья». Исследования позволили найти приемлемый способ технической реализации этой идеи. Рассматривалось три способа:

— разворот гироплатформы системы управления по углу рыскания по заданной программе на активном участке траектории (боковой маневр);

— наклон гироплатформы системы управления (СУ) после установки ее вертикальной оси и предварительной ориентации по крену (закрутка ЛК);

— отработка программы по углу рыскания, рассчитываемой непосредственно перед стартом.

Остановились, как на самом эффективном, на втором способе. При тех параметрах посадочной и взлетной орбит, которые были выбраны как номинальные, легко достигалось боковое смещение конечной точки этих активных участков на 25–30 км, что было достаточно для обеспечения заданной длительности пребывания ЛК на поверхности Луны и выхода из возможных аварийных ситуаций.

Трудной задачей являлось нахождение способа расчета параметров программы изменения угла тангажа и функционала выключения двигательной установки (ДУ) ЛК при выходе из нештатных ситуаций на участке спуска на поверхность Луны. Известные нам методы терминального управления, как наиболее пригодные для таких задач, не могли быть реализованы на бортовых вычислительных машинах тех лет — слишком мало было для этого их быстродействие. Пришлось пойти по пути аппроксимации предварительно насчитанных наборов изменения параметров систем в зависимости от момента аварии. Метод оказался очень эффективным и был принят к реализации головным разработчиком системы управления ЛК.

Сейчас многие пишут о влиянии политических решений на нашу космическую программу, о приурочивании дат пуска наших космических систем к юбилеям и т. п. И пишут об этом весьма осведомленные люди (см., например, интервью В. П. Мишина в журнале «Огонек» № 34 за 1990 г.). Что ж, вероятно, эти моменты тоже имели место. Но не надо забывать, что события не существуют сами по себе, они ведь всегда окрашены эмоциями конкретных людей и всегда многоплановы. И трудно сказать, где эта история на самом деле «делается» — наверху, в тиши ведомственных кабинетов, или за кульманом конструктора и в заводских цехах. А мы, молодые инженеры, мало зная о проблемах главных конструкторов, понимая всю грандиозность задуманного, чувствовали себя первооткрывателями и страшно гордились своей работой, оказанным доверием и искренне хотели быть первыми. Жаркие споры велись о том, кому сколько машинного времени выделят на ближайшую ночь — тогда электронные вычислительные машины были еще у нас в диковинку — и, пожалуй, нам одним из первых довелось почувствовать вкус к работе со скоростью (сегодня при десятках и сотнях миллионов смешно вспоминать) 20 тысяч операций в секунду.

 

ОБЛИК ЛУННОГО КОРАБЛЯ

Как же посадить корабль на Луну? Какие нюансы нужно знать? Что учитывать? Что предусмотреть? Как спрогнозировать? На эти и многие другие вопросы нужно отвечать. Но кому? Проектировщикам NASA? Они были далеко, а из идеологических соображений вряд ли захотели бы помочь. Опыт создания космической техники, энтузиазм молодости вселял уверенность, что все проблемы мы одолеем. Созданный из разных коллективов проектный сектор по Лунному кораблю представлял тогда как бы единое творческое товарищество, помыслы которого были направлены на поиск оригинальных изобретательских решений по каждому агрегату корабля.

Но прежде чем «оттачивать» составные части, необходимо было обосновать и утвердить принятый облик ЛК. Первое представление о корабле, в части расчетных масс и габаритов, мы получили от ракетчиков-проектантов (рис. 4).

Было видно невооруженным глазом, что они стремились к созданию легкого ракетного блока. Понимая, что объект будет более устойчивым при невысоком расположении центра масс, аппаратуру, обеспечивающую функционирование корабля при посадке, они поместили в специальный торовый отсек, который за счет своей деформации обеспечивал гашение остаточной кинематической энергии, а за счет своей формы — равностороннюю устойчивость объекта во всех направлениях при соприкосновении с поверхностью.

Прикинули «центровку» корабля, так называли мы высоту расположения центра масс корабля от «опорной» поверхности. Она оказалась порядка 2,5 м. Даже оценочные расчеты показали, что торовое лунное посадочное устройство (ЛПУ) при заданных размерах не обеспечивает устойчивость корабля на поверхности. К выбору ЛПУ мы еще вернемся в специальном разделе, но было ясно, что четырехлапая схема (каждая с двумя подкосами) наиболее оптимальна для посадочных аппаратов.

Понимая, что аппаратура, расположенная в торе, должна еще работать после посадки на Луне, ее сразу же перенесли в навесной приборный отсек. Рождается второй вариант схемы. Однако второй вариант схемы (рис. 5) не дал существенных преимуществ перед первым, так как только поднял центровку аппарата, а значит потребовал значительного увеличения базы ЛПУ. Под базой ЛПУ понимался размер между крайними точками опорного устройства.

Началась буквально мозговая атака на центровку. У входа в зал стоял большой кульман, и каждый предлагал свою схему в виде рисунка. Оставить свои предложения на кульмане мы, разработчики ЛК, просили каждого, кто к нам входил. Запомнился рисунок только что слетавшего в космос К.П.Феоктистова, который не только изобразил облик корабля, но дал оценку массы посадочных опор: приблизительно 800 кг.

На рисунке 6 показана схема аппарата в представлении нашего сотрудника В.Н.Шаурова, которому была поручена разработка кабины. Как хотелось в то время заглянуть в будущее и увидеть в металле аппарат!

Борьба за центровку и массу ЛК шла по всем направлениям. Это были и сама кабина экипажа, и ракетный блок, и посадочное устройство. Кабина экипажа — это не только дом, но и место работы. Для Лунного корабля кабина должна быть особой. Ведь из нее осуществлялось управление ЛК на участке посадки, выбор места посадки и обеспечение самой посадки. Хочешь — не хочешь, а высота ее должна быть выше человеческого роста, ведь управление при прилунении можно было осуществлять только стоя, так как была необходимость обеспечить обзор нижней сферы, т. е. смотреть вниз. Расположенные как в первой схеме (см. рис. 4), приборные отсеки были неудобны и с точки зрения обеспечения условий работы аппаратуры, и с точки зрения удлинения связей между приборами. Просился еще один отсек, так и приняли. Эволюция кабины видна на рисунке 7.

На этом же рисунке видна и эволюция приборного отсека, объемы которого задавались с учетом опыта работы над другими объектами. Можно долго рассказывать о преимуществах и недостатках той или иной схемы, но специалистам безусловно ясно, что в первую очередь предпочтение отдавалось схеме, обеспечивающей меньшую массу, хотя учитывались и условия эксплуатации, и технология изготовления, и применяемость материалов, и сложность расчетной прочностной схемы, и многое другое. Выбор формы кабины (на схеме это вариант «д») был неразрывно связан с выбором общей компоновки корабля.

Наибольшее влияние на центровочные характеристики комплекса оказывает самый тяжелый элемент в общей схеме. Этим элементом в Лунном корабле являлся ракетный блок. Первоначально предложенный ракетчиками блок стали «утаптывать» по высоте — загонять двигатель блока внутрь баков (рис. 8). И в конечном итоге двигатель прорезал бак окислителя и превратил его в тор.

Теперь очередь дошла до ЛПУ. Мы понимали, что амортизационные ноги должны замкнуться в силовом отношении на собственный каркас. Размеры этого каркаса определило расстояние от среза сопла двигателя до силового шпангоута на баке окислителя. Это расстояние составляло всего 600 мм. Было много решений по каркасу, но осталось два варианта (рис. 9).

На этом фоне разгорелись бои между проектантами (вариант «а») и разработчиками рабочей документации, по которой уже работало производство. Каждый доказывал свой вариант. К этой казалось бы чисто технической стороне вопроса привлекались специалисты других ведомств. Объективности ради нужно сказать, что иллюстративные и расчетные материалы делались качественно с обеих сторон. Споры по каждому фитингу, панели, заклепке велись до хрипоты, до нервных срывов. В конечном итоге предпочтение было отдано варианту с нервюрами.

Схемы кабины с приборным отсеком, ракетного блока были выбраны, каркас ЛПУ определен, опоры приняты, осталось решить общие вопросы: как управлять Лунным кораблем, как стартовать, как обеспечить тепловой режим, энергетику, связь, выход на поверхность, размещение оборудования и т. д.

Нахождение основного ракетного двигателя в той же части, где располагался центр масс всего корабля, не позволяло использовать его как средство управления ЛК. Было просмотрено много вариантов, и остановились в конце концов на модульном варианте: и топливные баки, и средства подачи топлива к двигателям, и сами двигатели у правления установить на единой конструкционной раме. Безусловно, для повышения эффективности нужно было их отдалить от центра масс ЛК. Так и оказался блок управления на «голове» у космонавта — его установили на кабину корабля.

Совершенно не представляли себе, как обеспечить старт взлетной ступени. Сейчас многие видят по телевидению старты ракет и имеют представление о наземных сооружениях, обеспечивающих этот процесс. А здесь задача! На Луне, откуда надо взлетать, стартовых устройств нет, значит, все стартовые средства должны быть привезены с собой. Первое, что сразу пришло в голову, использовать для этой цели каркас Лунного посадочного устройства. Свою основную роль он уже выполнил, так пусть теперь послужит стартовым столом. Кстати, у американцев роль стартового стола выполняла посадочная ступень. Борьба за низкую центровку привела к увеличению поперечного размера ракетного блока, при этом его пришлось еще «утопить» в ЛПУ. Выход из туннеля всегда сложен, да еще там на Луне, когда не ясно, какую неожиданность преподнесет незнакомая поверхность. А вдруг под соплом окажется яма, и отраженная струя газов двигателя перевернет взлетный аппарат? Все гениальное просто. А.А.Саркисьян предложил избежать этого при помощи специального экрана сферической формы, центр которого находился в центре масс взлетного аппарата. Тогда любое воздействие газов даст результирующую силу, проходящую через центр масс. Это значит, что аппарат может смещаться вбок, но не опрокидываться. Но это было полдела. Им же был предложен и отражатель газовой струи. Он представлял собой две створки, которые подводились под сопла двигателей после посадки и обеспечивали упорядоченное движение газов. Кроме того, отражатель прижимал посадочную часть ЛК к поверхности Луны при старте взлетной ступени. Выигрыш, как видим, был двойной.

При проектировании корабля, понимая всю ответственность происходящего, каждый стремился, как мы говорили, «перезаложиться», т. е. сделать свой запас, обеспечивающий безопасность работы узла, детали, системы, агрегата.

Вспоминается случай с разработкой отражателя. Получив от газодинамиков нагрузку на отражатель, необходимую для проведения расчетов на прочность, мы обратили внимание, что если распределенное по площади отражателя давление (а так рассчитывалась нагрузка) умножить на площадь отражателя, то получаемая сила в полтора раза превзойдет тягу двигателей, которые своими выхлопными газами и создавали эту нагрузку. Вот так раз! Из ничего мы получили дополнительную силу! Пришли к газодинамикам. Они и слушать не хотели о наших рассуждениях, говорили о подсосах с противоположной стороны отражателя (это в вакууме-то!) и других неизвестных составляющих. Но наконец, устыдившись, они дали нагрузку, близкую к реальной.

Облик корабля рождался в муках. В любом вопросе нужна была творческая находка, изобретение, оригинальность решения.

К этому времени уже была отработана стыковка космических аппаратов на орбите Земли. Нам предстояло стыковаться на орбите Луны с орбитальным кораблем. Нужно было новое стыковочное устройство, потому что существующее, так называемое «штырь-конус», не вписывалось в схему из-за больших линейных размеров, да и масса его оставляла желать лучшего. При стыковке на орбите Луны ошибок могло быть больше, чем на орбите Земли. Все это привело к выводу, что для Лунной экспедиции нужна была своя стыковочная система. Дефицит масс накладывал на все свой отпечаток. И если у американцев «Аполлон» и Лунный модуль могли независимо друг от друга проводить активную стыковку, т. е. выполнять динамические операции по сближению и причаливанию, наша схема предполагала, что Лунный корабль будет «пассивным». Другими словами, ЛК будет только поддерживать положение своих осей в пространстве, а сближение и стыковку будет осуществлять Лунный орбитальный корабль. Поэтому стыковочный агрегат на ЛК сделали «пассивным» (рис. 10).

Рис. 10. Стыковочный узел

Он представлял собой сотовую конструкцию с поперечными линейными размерами, превосходящими соответствующий агрегат стыковочного устройства «штырь-конус» в несколько раз. Это существенно облегчало стыковку кораблей, ведь каждая ячейка представляла собой миниатюрный «конус». Определили место установки стыковочного агрегата. Естественно, оно оказалось на блоке двигателей управления.

Проектирование любого космического аппарата не обходится без разработки вопросов обеспечения его температурных условий. Это относилось и к Лунному кораблю. Дело усугублялось тем, что, кроме тепловыделений аппаратуры, радиационного нагрева от Солнца, необходимо было учитывать и внешние температурные условия Луны. Известно, что на Луне в тени температура поверхности достигает -200 °C, а на освещенной части доходит до +130 °C. Это учитывалось при выборе места посадки — близ границы нахождения тени. Чуть позже мы подробно остановимся на системе терморегулирования, но на облике корабля не могло не отразиться наличие радиатора системы терморегулирования, который расположили по кольцу вдоль стыковочного узла. Его основная функция — сброс излишков тепла в космос за счет подбора соответствующих коэффициентов излучения окраски.

Существенное влияние на облик корабля оказали выбор и размещение элементов электропитания. Выбор их зависит от необходимой энергии и времени потребления. С учетом ограниченной (до двух суток) активной работы корабля, были выбраны химические источники тока, а попросту — аккумуляторные батареи. Их нужно было размещать как на взлетной, так и на посадочной части. Сделали специальный каркас. Повесили три батареи на каркас ЛПУ и две снаружи на приборный отсек. Наружное расположение позволяло устанавливать их в последний момент перед стартом, ведь разработчики гарантировали работоспособность аккумуляторов без подзарядки около трех месяцев.

Особое мучение при компоновке доставило размещение посадочного радиолокатора. Он ведь должен «смотреть» вниз, и размеры его были внушительными. Пришлось отойти от традиционных форм герметичного приборного отсека, установленного на ЛПУ. Он перестал быть круглым, но зато под ним и расположили локатор. Связь ЛК с орбитальным кораблем и Землей обеспечивали различные антенны: метрового, дециметрового диапазонов. Много хлопот было с остронаправленной параболической антенной. Ее нужно было уложить в транспортабельное положение, а после посадки — раскрыть. Установили специальные дециметровые антенны «морковки», а в качестве антенны метрового диапазона использовалась кольцевая щель между радиатором и стыковочным узлом.

И последнее, что характерно для облика ЛК, это кабель-мачта, по которой осуществлялась электрическая и гидравлическая связь взлетной и посадочной частей.

Компоновка всего головного блока (см. рис. 2) на носителе была такова, что Лунный корабль оказался под оболочками переходного отсека и головного обтекателя. Головной обтекатель сбрасывался в процессе выведения, после прохождения плотных слоев атмосферы Земли. Предстояло извлечь Лунный корабль из переходного отсека. Заглубление было значительным. Чтобы вызволить ЛК и не повредить наружные элементы потребовались специальные направляющие, охватывающие корабль снаружи (мы называли их «лыжами» за внешнее сходство). Так вот, эти «лыжи» крепились на опорных ногах посадочного устройства ЛК и опирались распорным амортизированным подкосом в конусные воронки, установленные в верхней части кабины. После выкатки корабля они отстреливались, а опорные ноги раскрывались в рабочее положение,

На фото 12 и 15 представлен во всей красе советский Лунный корабль. Его высота и максимальный размер между опорами посадочного устройства составили более 5 м (примерно 5200 мм), а начальная масса в конце разработки выросла до 5,5 тонн. На фото видны опорные ноги, уложенные в транспортное положение; остронаправленные антенны; навесное оборудование.

Рис. 12. ЛК в сборочном цехе (без теплоизоляции)

Рис. 15. Советский Лунный корабль

Перед полетом весь ЛК закрывался экранно-вакуумной теплоизоляцией, которая сглаживала его контуры и при этом обеспечивала надежную тепловую защиту всех систем корабля.

В этом разделе мы не рассказываем о принципах построения систем Лунного корабля. Таких систем на Лунном корабле было много:

система автономного управления;

система мягкой посадки;

система прилунения;

система обеспечения стыковки;

система электропитания;

система управления бортовым комплексом;

бортовая кабельная сеть;

бортовая цифровая вычислительная машина;

антенно-фидерные устройства;

система дальней радиосвязи;

система телевидения;

система измерений;

скафандр экипажа;

система обеспечения газового состава;

система терморегулирования;

система исполнительных органов;

научное оборудование;

средства обеспечения старта;

средства безопасности.

Автор этой книги не ставил задачу подробно описать принципы построения каждой системы, ее структуру и функционирование. Однако нельзя не сказать хотя бы несколько слов о системе управления.

Система управления — это мозг ракеты, космического объекта. Без системы управления немыслим аппарат. Можно ли представить себе автомобиль без рулевого управления или корабль без штурвала и рулевого? Нетрудно представить все последствия этого. Так и система управления Лунного корабля взяла на себя все функции по обеспечению заданного движения: посадка и прилунение, взлет и стыковка на орбите Луны с лунным орбитальным кораблем и т. д.

Разработку системы управления ЛК вел научно-исследовательский институт, руководимый академиком Н.А.Пилюгиным. Этот коллектив обладал большим опытом в разработке систем управления ракет, имел достаточный задел новых идей по системам управления космических объектов, которые и воплотил в систему управления ЛК. Институт был ведущим в создании системы, а за ним стояли еще десятки организаций, разрабатывающих отдельные элементы и блоки этой сложной системы.

Система автономного управления ЛК обеспечивает автоматическое управление его движением с возможностью ручного ввода установок для коррекции траектории на всех участках полета ЛК и управление горизонтальным маневром ЛК на заключительном участке посадки на поверхность Луны. Такая короткая, на первый взгляд, формулировка задач системы управления на самом деле предполагает огромную работу по аппаратурному и программно-математическому обеспечению.

Надо сказать, что впервые в отечественной космонавтике система управления космического объекта строилась на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), в которой информация со всех чувствительных датчиков обрабатывалась по заданной логике, делалась оценка работоспособности всех систем и агрегатов ЛК и вырабатывались необходимые команды для их дальнейшего функционирования и полета.

В качестве чувствительных датчиков системы управления использовались гироскопические приборы (объединены в виде трехосной гиростабилизированной платформы) для пространственной ориентации, посадочный радиолокатор для измерения скорости и высоты полета ЛК, коллиматорное прицельное устройство и радиотехнические средства измерения. Для обеспечения высоких требований по надежности БЦВМ имела три независимых, параллельно работающих канала.

В систему управления входили полуавтоматическая система управления (ПСУ) горизонтальным маневром и угловой скоростью ЛК в процессе стыковки и ручная система управления (РСУ). РСУ позволяла пилоту самостоятельно выбирать место посадки на Луне. Для этого в его распоряжении было коллиматорное прицельное устройство и двухканатная ручка управления ориентацией и пропорциональным изменением горизонтальной скорости ЛК.

Пилот, совмещая по коллиматорному устройству метки прогнозируемой и выбираемой точек посадки выдавал информацию в систему управления для выработки команды на необходимый маневр. Проверка точности ориентации осей гиростабилизированной платформы осуществлялась солнечным и планетным датчиками.

Отработка этого сложнейшего электронного комплекса велась на созданных специальных стендах, вертолетном имитаторе посадки ЛК (на базе вертолета МИ-4) и других устройствах.

Даже по краткому рассказу о системе управления можно судить о труднейших проблемах, которые приходилось решать разработчикам системы управления ЛК. Думается, что еще не один автор, участник событий тех лет, напишет добрые слова в их адрес.

В последующих разделах постараемся с точки зрения общей компоновки ЛК рассказать коротко и о других системах, но повторяю, что каждая система Лунного корабля заслуживает своего достойного отражения в исторической литературе по космосу.

 

КАБИННЫЙ МОДУЛЬ

Кабина космического лунного корабля — это частица Земли в мире далеком, неведомом. С поверхности Луны на фоне неба Земля видна как малый диск, который можно закрыть рублевой монетой в вытянутой руке. В этом микропомещении должны быть обеспечены все условия для работы и отдыха человека. Поэтому кабина корабля представляет собой целый комплекс систем, оборудования и агрегатов, задача которых — обеспечить комфортные условия экипажу на всех участках полета.

Первое, что надо было решить: какая будет атмосфера в кабине. Ведь от атмосферы зависит и величина избыточного давления, которая определяет толщину защитных оболочек, а значит, и массу конструкции. Напрашивалась чисто кислородная атмосфера. У наших зарубежных коллег она и была выбрана. Это позволяло иметь по отношению к вакууму давление в кабине примерно 0,4 атмосферы (парциальное давление кислорода). Но это влекло за собой создание специальной арматуры, элементов безопасности, особой технологии производства, обмедненного инструмента и т. д. Опыта в этих вопросах у нас было существенно меньше, чем у американцев. Приняли атмосферу обычную воздушную, которую применяли до этого на всех советских пилотируемых аппаратах. Оставив парциальное давление кислорода без изменений, мы уменьшили содержание азота. В результате давление в кабине было примерно 560 мм ртутного столба. Это существенно облегчало отработку действий экипажа, да и по комфортности практически не проигрывали. Воздушная атмосфера приводила к дополнительным массам, но все понимали, что так будет безопасней и лучше. Позже жизнь подтвердила это.

В разделе «Облик Лунного корабля» мы вкратце описали, как выбиралась форма, образованная плоскими панелями. Но в те времена сделать плоскую панель было проблемой. По трехслойным панелям, скажем, с алюминиевыми сотовыми наполнителями, были только теоретические заделы, именно заделы. Методики их расчета требовали серьезных проверок, а технологическое обеспечение изготовления только разрабатывалось. Делать такие панели путем фрезерования представлялось сложным как в расчетном, так и в технологическом плане. Над нами «висел» придуманный в недрах министерства КИМ (коэффициент использования материала). Уже в семидесятых годах, когда научились использовать стружку от фрезерования, метод фрезерования стал широко практиковаться в авиастроении и полностью себя оправдал. А как нам хотелось сделать хотя бы переднюю стенку из плоской панели! Выбор передней части кабины был особо ответственен, ведь это было место работы космонавта. Нужно было обеспечить необходимые углы обзора как при посадке, так и при стыковке. Особенно тяжело давался сектор обзора при посадке: из иллюминатора должны быть видны район посадки и опорные устройства. В результате долгих споров угол обзора к вертикали был выбран в размере 7°.

Как расположить иллюминатор посадки, каков его размер, не будет ли он «бликовать», не ослепит ли отраженным светом? Эти и многие другие вопросы пришлось решать. В конце концов иллюминатор был выбран с размерами, существенно превышающими все до сих пор существовавшие на космических кораблях. На люк установили коллиматор, на который от системы управления проецировалась точка посадки. С помощью ручки управления космонавт совмещал эту точку с выбранным районом, и корабль шел к цели. Верхний иллюминатор предназначался для обеспечения стыковки. Условия его работы были известны, да и место сразу определили. Снаружи на него установили широкоугольный визир, через который космонавт определял местоположение своего корабля относительно орбитального корабля, расстояние до ЛОКа, необходимые углы маневра.

Обзор — это только зрительное восприятие, нужно еще уметь и управлять кораблем. Для этого надо разработать ручку управления, устройства преобразования и передачи сигнала и систему исполнительных органов. Предметом особой заботы стал выбор ручки управления. Опыт полетов на космических кораблях был очень мал. Обратились к летчикам-испытателям. Помнится, как в конструкторский зал пришли заслуженные летчики-испытатели Ю.А.Гарнаев и М.Л.Галлай. Пригласил их к нам один из сподвижников Королева, человек высокой инженерной эрудиции Е.Ф.Рязанов. «Знакомьтесь, — сказал он, — это летчики-испытатели, летчики, которые одолевали все сложнейшие технические вариации. Вы уже достаточно наспорились между собой. Давайте спросим их, как они представляют себе посадку Лунного корабля. Задавайте вопросы». Сколько вопросов им было задано! И на все наши вопросы были получены обстоятельные, с достаточным обоснованием ответы. Особенно досталось Ю.А.Гарнаеву. Он ведь первый в мире летал на турболете. Вопросы задавали разные: про его ощущения, про маневры над Землей, о необходимых углах обзора, наилучшей позе при управлении, по органам управления и т. д. Им не было конца. Долго расспрашивали его о том, какие необходимы ручки управления. Все сходились на кистевой рукоятке, примерно такой, какая была на корабле «Восток». Но ограниченная подвижность локтевого и плечевого суставов руки в скафандре не позволила установить эту рукоятку в корабль. Здесь рождается пальцевая ручка управления. Требования при управлении исходили из того, что космонавт должен уметь управлять кораблем в условиях разгерметизированной кабины. Наибольшую подвижность в случае, когда раздувался скафандр, имели пальцы. Хотя превышение рабочего давления было всего 0,4 атмосферы, но подвижность кистевого и локтевого суставов существенно уступали пальцам. Принятие пальцевого варианта ручки было необычным, это требовало определенных навыков, приобретаемых путем кропотливых тренировок, но это было уже, как говорится, делом техники.

Как разместить в кабине аппарата экипаж космического корабля?! Этот вопрос с первых полетов человека всегда был предметом особых исследований. Большие перегрузки при взлете и посадке определили наиболее благоприятную, с точки зрения восприятия перегрузок, позу космонавтов. Сегодня практически все знают, что корабли «Союз» комплектуются креслами, индивидуально подогнанными для каждого члена экипажа, при этом поза космонавта такова, что восприятие перегрузок идет в направлении грудь — спина. Для многоразовых крылатых аппаратов, таких как «Спейс Шаттл» или «Буран», поза космонавта осталась той же. Но поскольку условия полета таких аппаратов предусматривают ограничения по допустимым перегрузкам, не превышающим три единицы, кресла в них устанавливаются универсальные. А какое кресло делать в Лунной кабине? Ведь положение космонавта должно быть таково, чтобы обеспечивались стабильное положение его во время работы двигателей, необходимый обзор и управление, а также восприятие возникающих перегрузок. Чуть выше мы уже сказали о вертикальной позе при посадке, но как при такой позе обеспечить выполнение других условий? Требовался особый скафандр. Его разработка была поручена фирме Г.И.Северина. В этом скафандре космонавт должен уметь работать в кабине, спускаться на поверхность, передвигаться по поверхности, переходить через открытый космос в Лунный орбитальный корабль. Для обеспечения необходимой подвижности нужно было сделать минимальным перепад давлений. Давление в скафандре определили, что соответственно определило и атмосферу внутри него. Она стала чисто кислородной.

Рис. 13. Лунный скафандр

Рис. 14. Испытатель в лунном скафандре

Уже позже, через некоторое время, мы услышали о трагедии на стартовой площадке мыса Кеннеди 27 января 1967 г. При испытаниях корабля «Аполлон» в считанные секунды сгорело трое американских космонавтов: В.Гриссом, Э.Уайт, Р.Чаффи. Причиной пожара явилась искра, а дальше кислородная атмосфера сделала свое дело. Да, кислородная атмосфера требовала к себе отношения на «Вы». Это хорошо понимали и разработчики скафандра. Исходя из условий эксплуатации, разработчики выбрали скафандр ранцевого типа (рис. 13, 14). Это означало, что на спине скафандра открывалась «дверь». Через эту «дверь» космонавт забирался в скафандр, закрывался, проверял герметичность, после чего был готов к дальнейшим работам. На этой двери была смонтирована вся система жизнеобеспечения. Дверь была подвешена к жесткой раме, ее-то мы в дальнейшем использовали как элемент силового крепления.

Рис. 16. Система фиксации космонавта в скафандре в лунной кабине

Рис. 17. Рабочее место космонавта в кабине ЛК

Рис. 11. Макет ЛК для отработки входа космонавта

Размеры скафандра были внушительными. Места в кабине было не так уж много. Требовалась разработка специальной системы фиксации космонавта в скафандре. Эта система (рис. 16) должна позволять пройти космонавту на рабочее место (рис. 17), развернуться и жестко зафиксироваться. Фиксации подлежали и ноги космонавта. Таким образом центр масс космонавта был однозначно определен относительно продольной оси корабля и соответственно вектора тяги двигателей. К чему приводит, как его называют разработчики, разбаланс, а именно нахождение экипажа при работающих двигателях в нерасчетной точке, мы уже имели представление. Это было во время полета корабля «Восход-2». Отказала система автоматической посадки. Командир корабля П.И.Беляев взял управление на себя. Он сделал все, что ему было положено и что было детально отработано на Земле. Но хотелось еще лучше. Командир следил, чтобы ориентация корабля не нарушилась во время работы двигателей. Но достичь этого можно было, только сместившись со своего кресла. Этим он «сбил» боковую центровку. В результате корабль приземлился в лесах под Пермью. Целые сутки спасатели добирались до места посадки. Потребовалось прорубить просеку для вывоза спускаемого аппарата и космонавтов.

Размеры скафандра и его форма не позволяли протиснуться в стандартные люки. Они все были круглой формы. Получить круглую форму люка с хорошо обработанными стыковочными поверхностями довольно просто, используя токарный или карусельный станок. Но для прохода лунного скафандра необходим был такой диаметр люка, при котором не нарушалась бы силовая схема корабля. Нужно было искать что-то нестандартное. Родился проект входного люка овальной формы. На чертеже все выглядело довольно просто:

Раздвинь две половины круга, сделай прямолинейные участки и готово. Но изготовление требовало сложнейших фрезерных работ да еще особых приспособлений при вварке люка в оболочку кабины. Такое применялось в нашей отечественной космической технологии впервые. Технологам пришлось хорошенько попотеть. Но задача оказалась решаемой, и проект овального люка был утвержден (рис. 18, 19, 20, 21, 22).

Рис. 18. Первые шаги по пути в ЛК

Рис. 19. Отработка прохода космонавта в люк кабины ЛК

Рис. 20. Отработка прохода космонавта через люк кабины ЛК

Скафандр ранцевого типа был отработан достаточно хорошо. Позднее он нашел свое применение в программах по орбитальным станциям.

Оснащение кабины проходило по только что создававшимся правилам космической эргономики. Удобство работы было главным при оборудовании кабины. Надо было устанавливать целый ряд систем, с которыми космонавту надлежало работать. Практически все системы, кроме автоматического режима, имели ручной. Управление всеми ручными операциями производилось с пульта космонавта. Его разработка велась под руководством главного конструктора С.А.Бородина. Расположить пульт перед космонавтом по типу щитка управления на автомобиле не представлялось возможным, так как все свободное пространство занимал иллюминатор. Пришлось разместить пульт справа от иллюминатора, в зоне, где космонавт мог работать с ним правой рукой. На пульте расположили даже глобус Земли.

Безусловно, посадка человека на другой планете даже сегодня кажется фантастической. Проектирование ЛК, как и других отечественных кораблей, велось так, чтобы выполнение программы осуществлялось практически без участия человека. Так проектировались корабль Ю.А.Гагарина «Восток», корабль «Союз». А здесь посадка на Луну! Какое психологическое состояние будет у космонавта? Да еще когда нет рядом партнера, способного помочь в любую минуту. Поэтому перед разработчиками Лунного корабля стояла еще одна сложнейшая задача: совершить посадку на Луну, взлет и стыковку с орбитальным кораблем в автоматическом режиме. Были даже придуманы особые лебедки, затаскивающие космонавта в кабину в случае потери им работоспособности на Луне. Контроль работы систем корабля и самочувствия космонавта проводила телевизионная камера, висевшая над головой космонавта.

Перед выходом из кабины нужно было сбросить давление из нее, так как прижимающая сила внутреннего давления на выходной люк была настолько большой, что космонавту открыть его явно не хватило бы сил. Здесь нужно сказать, что роль специальной шлюзовой камеры, такой как на станции «Мир» и на кораблях «Спейс Шаттл», «Буран», выполняла сама кабина космонавтов. Поэтому установили специальный клапан сброса давления из кабины. Им управляли вручную. Время пребывания на поверхности Луны было определено в несколько часов. Это обуславливало только один выход космонавта на поверхность Луны.

Но независимо от этого нужно было создать специальную систему шлюзования, которая позволяла бы с учетом аварийных ситуаций проводить наддув кабины несколько раз. Современная жилая комната на Земле всегда оборудована средствами подогрева и охлаждения. В зависимости от погоды включается отопление или кондиционер. В лунной кабине эту роль выполняли элементы общей системы терморегулирования корабля: газожидкостной теплообменник и вентилятор. Они-то и поддерживали необходимый климат внутри по сигналам соответствующих датчиков.

В основную внутрикабинную систему входит также система обеспечения газового состава, назначение которой — подавать свежий воздух и убирать вредные примеси. Воздух из баллонов высокого давления через редуктор, который понижал давление до атмосферного, подавался в кабину через соответствующий клапан. Это можно было делать как вручную, так и по командам с Земли. А для поглощения выделяемых примесей использовались специальные поглотительные патроны. При ограниченном времени пребывания в кабине их эффективность была вполне достаточной.

Наружный корпус кабины использовался для размещения различных элементов корабля: антенн, баков с кислородом, агрегатов системы терморегулирования, двигателей ориентации и других элементов. Про блок двигателей ориентации мы расскажем отдельно.

А пока остановимся на довольно крупном агрегате системы терморегулирования. Уже говорилось о кольцевом радиаторе системы. Но его эффективность, несмотря на самое выгодное расположение, при активной работе тепловыделяющих систем была недостаточной. Поэтому во время пиковых нагрузок включался испарительный агрегат. За счет испарения воды происходило охлаждение радиатора единого контура системы терморегулирования (СТР) корабля. Этот агрегат разрабатывался на фирме Г.И.Воронина. Его разработка уникальна и, как сейчас говорят, применение его в конверсии дало бы хорошие результаты. Универсальность позволяла использовать его на любых космических объектах.

В кабинный модуль входил и приборный отсек. Сколько было споров как размещать аппаратуру: в виде отдельных приборов (мы называли это россыпью) или в виде цельных моноблоков? До сих пор наши смежники поставляли приборы россыпью: вычислитель, преобразователь, блок логики и т. д. Выбранная силовая схема приборного отсека, да и ограниченный его объем говорили за моноблочную схему. Пришлось выдержать не один бой с разработчиками. Ведь им передавались не свойственные для этих предприятий функции: обеспечение теплового режима внутри моноблока, разработка силовой рамы, внутриблочных связей и т. д. Но мы были стойкими в своих требованиях, и в результате в приборном отсеке появились моноблок системы управления, моноблок радиотехнических систем, моноблок системы управления бортовым комплексом и моноблок агрегатов автоматики системы энергоснабжения и элементов СТР. А на оставшихся местах на приборной раме разместили отдельные элементы автоматики и клапанов СТР, электронные блоки системы стыковки и прилунения, блоки управления навигационными приборами и т. д.

Вдруг что-то произойдет от удара? Это не давало покоя. Для исключения этого «вдруг» ко всей аппаратуре предъявили требование работать как в комфортных условиях — герметичных, с обеспечением щадящих температурных условий, так и в вакууме. Правда, это был аварийный режим. Переход на аварийный режим требовал срочного взлета и стыковки Лунного корабля с орбитальным кораблем.

Установить такую «корявую» кабину экипажа, чтобы ее центр масс был точно на центральной оси или оси, через которую проходит тяга двигателей, было очень трудно. Нужно было сделать специальное балансировочное поле. Так и сделали. Относительно ракетного блока весь кабинный модуль мог перемещаться на расстояние до 30 мм в любую сторону. Это оказалось возможным благодаря использованию специальных цилиндрических стаканов, которые ввели в конструкцию вынужденно. А дело было так. Когда мы уже стали задыхаться от нехватки выделенной массы, наши коллеги расчетчики нас осчастливили и добавили массу. Добавили, когда уже конструкция всего корабля была «завязана», т. е. выполнены и отработаны силовые агрегаты. Пришлось поднимать кабину. Здесь-то и появились эти стаканы. Подумали-подумали, а почему бы их не использовать как балансировочные площадки. Просчитали. Получилось. Нет худа без добра!

На верхних кронштейнах, где крепился блок двигателей, эти балансировочные поля были повторены. Это была, как мы называли, «грубая» центровка. При разработках появляются различные моменты, которые могут смещать центр масс уже после изготовления. Требовались еще элементы, позволяющие выправить центровку. Ими стали две химические батареи системы электропитания, размещенные снаружи на приборном отсеке. На раме для их крепления сделали специальные дополнительные места установок, и после определения фактического центра масс, можно было без особых хлопот, переставляя батареи, достигать требуемую центровку.

С другой стороны на цилиндрической части кабины была вварена герметичная плата, через которую проходили коммуникации к остающейся на Луне части корабля. Сюда и подходила, получившая у нас название «кабель-мачта», по аналогии со стартовыми устройствами. Перед взлетом корабля она отстреливалась и отводилась путем поворота от взлетной части.

В верхней части переходного отсека снаружи устанавливались на специальной плате чувствительные элементы системы управления — два датчика: солнечно-звездный и звездный. Их плата опиралась на бобышки цилиндрической части, на которых внутри отсека крепилась гироплатформа. Это позволяло свести к минимуму ошибки информации от взаимных погрешностей, точности требовались секундные, иначе можно было не прилететь в зону стыковки с Лунным орбитальным кораблем.

 

РАКЕТНЫЙ БЛОК ЛУННОГО КОРАБЛЯ

В самом словосочетании ракетно-космическая техника на первом месте стоит слово ракета. Это показывает, что на сегодня без важнейшей составляющей не было бы ни ракетно-космических комплексов, ни систем дальней космической связи, ни долговременных орбитальных станций, ни полетов к Луне и планетам Солнечной системы и т. д.

Создание ракеты ставило и ставит сложнейшие задачи перед другими отраслями промышленности. Оно требует разработки новых материалов — прочных, легких, эластичных, упругих, стойких, твердых и т. д.; разработки механизмов — надежных, безопасных, длительноресурсных, удобных в эксплуатации, выдерживающих тяжелейшие комбинированные нагрузки. Ракеты предъявили требования к разработке новых видов и типов окислителей и горючих материалов, способствовали развитию криогенной техники, без которой сегодня не мыслимо народное хозяйство. Мощный бум в развитии электронной промышленности совпадает с реализацией крупных космических программ. Можно много приводить примеров из области технологии, науки, техники, но основа прогресса лежит, безусловно, в требованиях при создании новейших средств и в авиации, и в атомной промышленности, а не только в ракетной технике.

В Лунном корабле ракетный блок являлся основным агрегатом. Его масса составляла половину массы корабля, а расположение было центральным. Мы уже говорили, что с точки зрения центровки Лунного корабля пришлось «приплюснуть» ракетный блок. Топливные баки приняли необычную форму. Хотя объем каждого бака составлял примерно 1,2 м3, их формы резко отличались. Бак окислителя торовой формы расположили внизу. Это было очень полезно с точки зрения центровки, ведь удельный вес окислителя был чуть ли не в два раза больше, чем горючего. Бак, как бублик, забрал в свою срединную пустоту двигатель, а наружной поверхностью, через опорный шпангоут оперся на нижний пояс силового переходника. К верхнему поясу переходника крепился бак горючего, состоящий из сферического сегмента и конической оболочки, к которой крепился двигатель. В блоке применялись известные в ракетной технике компоненты топлива: азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин. Эта пара имела ряд преимуществ по отношению к другим. Во-первых, компоненты при соединении самовоспламенялись, а, во-вторых, их хранение не требовало повышенных защитных операций. В ту пору мы мало думали о токсичных свойствах этих компонентов, о влиянии их на окружающую среду при производстве, хранении, транспортировке. Это впоследствии сказалось и на нашем здоровье. По молодости кажется, что твой организм все может вытерпеть. Так и мы при работах на заправочном макете часто пренебрегали мерами предосторожности, заходили в заправочный зал, когда на полу по вине операторов были лужи компонентов топлива. Многие через год лишились своих зубов, и еще хорошо отделались.

Работа над предэскизным проектом ракетного блока шла трудно. Наши коллеги ракетчики стремились сделать блок как можно легче. Мы, корабелы, тоже стремились к легкой конструкции, но всего корабля, а не отдельного блока. Отход от сферических поверхностей для герметичных отсеков, какими были топливные баки, сразу приводил к дополнительным толщинам и соответственно к дополнительным массам. Однако уменьшение высоты блока приводило к понижению центра масс всего корабля, а это, в свою очередь, определяло общие массовые затраты. До хрипоты спорили, какая компоновочная схема определит минимальную массу. В конце концов корабелы взяли разработку ракетного блока на себя. Они стали компоновать блок в корабле так, чтобы он был органической частью корабля, чтобы его силовая схема была общей силовой схемой всего корабля, а его нижние обводы не причинили лишних возмущений при старте и т. д.

Теперь нужно рассказать, как выбирался двигатель. Двигатель космического корабля — это агрегат, от которого зависит жизнь корабля и экипажа. Можно потерять связь, можно потерять информацию о работе систем, можно не иметь автоматической стыковки, а вот, если не будет работать двигатель, катастрофы не избежать. Требования по надежности двигателя задаются самые высокие, но достичь надежности, равной единице, еще не удалось никому. Для Лунного корабля, совершающего двигательную посадку, иметь даже минимальный риск мы считали недопустимым. Поэтому на блок установили второй резервный двигатель. Он был выполнен по упрощенной схеме. Что это означает? Основной двигатель выполнял функции дотормаживания на посадке, горизонтального маневрирования и взлета. Режимы его работы были самые разные. Так на участке дотормаживания и взлета тяга была близка к оптимальной и равна примерно 2000 кгс, т. е. около 20 кн, а на участке горизонтального маневрирования, где нужно было уравновесить вес корабля, она составляла примерно 850 кгс (8500 н). Но еще нужно было уметь маневрировать по высоте, т. е. и поднять, и опустить аппарат. Поэтому диапазон регулирования тяги на этом участке был довольно широкий. Тяга двигателя могла снижаться до 540 кгс и увеличиваться примерно до 1000 кгс. Таким образом, основной двигатель волей-неволей должен быть двухрежимным. Эти режимы получили свои названия:

ОР — основной режим и РГД — режим глубокого дросселирования.

Резервный двигатель оправдывал свое назначение, он был именно резервным и отрабатывал свои функции как спасатель. Поэтому делать его усложненным по режимам было не логично. Этот двигатель имел один режим по тяге, равный тяге основного двигателя на взлете. Поэтому в случае сбоев при работе основного двигателя включался резервный, и корабль отрабатывал аварийную траекторию взлета.

Все, кто хотя бы немного знаком с ракетными двигателями, знают по статистике, что их отказы наиболее вероятны при запуске и при переходных режимах работы. Нас особенно это тревожило при старте с Луны. Корабль мог только оторваться от поверхности, и, если в этот момент выходит из строя двигатель, корабль просто разбился бы. Времени на перезапуск двигателя или на включение резервного просто не было. Как быть? Вышли из положения таким образом. На Луне запускали сразу оба двигателя и по результатам диагностики оставляли на дальнейшую работу более здоровый двигатель, причем предпочтение при равных условиях все-таки отдавали основному. Учитывая, что основной двигатель располагался по продольной оси корабля, резервный двигатель пришлось сделать двухкамерным. В те времена двигатели космических аппаратов по так называемой замкнутой схеме были редкими, поэтому при выдаче задания на разработку мы не стали рисковать, а применили хорошо изученную и более простую схему двигателей — «открытую». Это означало, что часть компонентов расходовалась на работу турбонасосного агрегата, а затем их продукты выбрасывались через выхлопные сопла наружу, что несколько снижало энергетику двигателя. Чтобы не получать ненужные возмущения, эти сопла поставили на срезе основных камер сгорания симметрично относительно оси (рис. 23). В целом получился отдельный двигательный агрегат, как мы говорили, законченный по форме и содержанию. Мы не применяли тогда понятие «двигатели ЛК», а просто говорили: двигатель лунного корабля, понимая при этом, что их было два. Как видно из задач, которые ставились перед двигателем, каждый, как минимум, должен был уметь запускаться дважды. Хотя компоненты и были самовоспламеняющимися, для требуемого «пушечного» запуска необходима принудительная раскрутка турбонасосного агрегата. Эту роль выполняли специальные пороховые аккумуляторы давления. «Пушечный запуск» — это такой запуск, когда двигатель выходит на режим за доли секунды. Для нашего корабля это было жизненно важным требованием.

Определенный облик на этапе предэскизного проекта — это только малая толика на всем этапе создания, ведь по предэскизному проекту производство не запустишь, необходима дальнейшая проработка всех составных частей блока. Нужен был следующий этап — этап эскизного проекта. Усилий нашего КБ явно не хватало, ведь за эскизным проектом следовали разработка рабочей документации, экспериментальная отработка и производство. Руководство обратилось с просьбой к известной фирме академика М.К.Янгеля о дальнейшей разработке ракетного блока Лунного корабля. Он получил сокращенное название «блок Е». Михаил Кузьмич Янгель к этому времени со своим КБ создал уже не одну ракету, как для научных целей, так и для оборонных. Опыт создания ракетных комплексов у фирмы накопился огромный. Но ракетные комплексы — это законченная продукция, она отмечалась и наградами и соответствующими премиями. А ракетный блок — это часть объекта, даже не комплекса! И надо отдать должное академику М.К.Янгелю, что он не отвернулся от этой задачи, а наоборот, понимая, что это наша национальная задача, всячески поддержал нас. От нас требовалась выдача технического задания на разработку.

От правильности задания, сговоренности всех нюансов по характеристикам, эксплуатации, сопряжения с другими элементами и системами, а в целом это характеризовалось полнотой выдачи технического задания, зависело и качество изготовления блока. Первую редакцию мы написали и отправили на согласование в Днепропетровск. Вскоре поехали и сами. Нужно было все взаимно утрясти, выяснить вопросы разработчиков, подготовиться к ответам на эти вопросы. Это можно было сделать только на месте.

Нас принял М.К.Янгель. Подробно рассказали ему о том, как представляли себе Лунный корабль. Он сокрушался, что такие жесткие массовые лимиты не позволяют посадить второго космонавта в ЛК. Он просил передать нашему руководству, что его КБ сделает все, чтобы выполнить это задание, а затем сказал: «А вам не кажется, что после «семерки» (так называлась в наших кругах ракета «Восток») мы делаем очень резкий скачок и хотим создать Н-1 со стотонной нагрузкой? Наше КБ готово разработать среднюю ракету, так на 40–50 тонн полезного груза на орбите ИСЗ. Вы передайте это Василию (В.П.Мишину). Пусть он подумает и поддержит нас. Ведь кроме Луны трудно будет найти достойное применение громадной ракете, да к тому же дорогой. А наш носитель будет существенно дешевле, да и ездоков на нем будет в достатке».

Нам, совсем молодым инженерам, показалось, что предложения М.К.Янгеля были не о том, за чем мы приехали. Но впоследствии мы убедились, что сама жизнь подтвердила правильность предложений академика. Но тогда в голове у нас «сидел» ЛК, и все помыслы были направлены на его создание. По приезде в Москву мы все же передали эти слова нашему руководителю К.Д.Бушуеву.

М.К.Янгель очень просил нас почаще бывать у них в КБ, проводить беседы с сотрудниками по Лунной программе. Встречали нас очень хорошо и проектанты, и расчетчики, и конструкторы, и эксплуатационщики. Нас засыпали вопросами о кабине, посадочных устройствах, о схеме полета, о системах и т. д. У людей был огромный интерес. Нас могли слушать часами. А мы, гордые тем, что страна доверила нам разработку такого важного объекта, были неимоверно счастливы. К каждой встрече тщательно готовились и старались рассказать все, что мы знали. Впоследствии этот дух доверия и творческой совместимости очень сильно помогал в решении текущих вопросов.

И вот НПО «Южное» (как сегодня называется фирма М.К.Янгеля) приступило к выпуску эскизного проекта по блоку Е. Сроки были жесткие. Параллельно с эскизным проектом начали выпускать рабочую документацию. И тут оказалось, что согласованной массы 510 кг не хватает. Позвали нас. Мы показывали на согласованную массовую сводку, пожимали плечами и говорили, что в материалах их же проектантов та же цифра. Проектантами в КБ «Южное» руководили Э.М.Кашанов и Г.Е.Кожевников. Эти весьма опытные проектировщики отличались великолепным чутьем и эрудицией в ракетных системах. Но здесь была промашка. На все трубопроводы отвели 1 кг. Что этого мало было очевидно и технику. Мы упорствовали, говорили, чтобы они сами нашли резерв в других системах, ссылались опять на согласованную массу. Здесь нужно вкратце сказать, как происходило согласование этой злополучной массы. Весь блок был расчленен на тысячу составляющих, и мы спорили по каждой. Спорили день, второй. Целая бригада из КБ «Южное» в то время находилась в Москве. На третий день утром руководители этой бригады как-то украдкой подошли к инженеру и спросили, где подписаться о своем согласии с нашей цифрой. Он был в шоке. Ведь он готовился к дальнейшим баталиям. Но видно шумно проведенный предыдущий вечер вывел бригаду из строя. Они подписали нашу массу. Позже, примерно через год после этого, когда разработка блока КБ «Южное» была поручена Б.И.Губанову, впоследствии главному конструктору ракеты «Энергия», к лимитам вернулись еще раз.

«Ведь верхняя оболочка бака не может быть фольгой, — приводил доводы Б.И.Губанов, — нужна хотя бы технологическая толщина. Куда вы смотрели?» — говорил он проектантам. Собрав все свои «дефициты», он приехал к В.П.Мишину. К нашему общему удовольствию, В.П.Мишин по-царски поделил этот «дефицит» поровну и свою половину компенсировал из своего резерва. А речь-то велась всего о 12 кг! Это из 5-тонной массы ЛК!

Много задач пришлось решать этому славному КБ. Одна из них — как запускать двигатель в невесомости. Вопрос сводился к разделению жидкой и газовой среды в топливных баках. Можно создать искусственную минитяжесть пороховыми двигателями или другим способом. Но в условиях, когда перед запуском происходили резкие развороты, это было опасным. Начался поиск разделителей жидкой и газовой среды. Газ можно было «заневолить» эластичной пленкой. Подавать газ в специальный мешок. Он, раздуваясь, будет заполнять объем выработанного топлива. Хочется здесь напомнить об агрессивности выбранных нами компонентов. Их свойства таковы, что они разъедают многие материалы. Поиск эластичных разделителей шел в нашем КБ. Были найдены материалы на основе фторопластов, но их отработка требовала длительного времени. Тогда сказали свое слово проектанты КБ «Южное». Они предложили отделять нижнюю часть баков промежуточной оболочкой, которая имела связь с основным объемом через мельчайшую сетку, да и то только в одном месте — противоположном от заборного устройства. Такое устройство гарантировало наличие жидкости в нижней части бака у заборного устройства. Многие видели, как жуки бегают по воде и не тонут. Объяснение простое — действует сила поверхностного натяжения, которая удерживает их на поверхности. Вот эта сила и не позволяла газу прорваться под промежуточное днище, пока не будет выработано топливо из-под сетки.

Теоретически все просто. А как эта конструкция будет вести себя при воздействии перегрузок, вибраций, перепадов температур? Нужно все было отработать, проверить. Разработали специальные модели. Испытания на них проводили и в условиях невесомости на специальных стендах, и в летающих лабораториях. После получения хороших результатов предложенная конструкция разделителей была принята. Мы, корабелы, встретили такое решение с радостью, ведь, кроме основной задачи разделения сред, жесткий разделитель уравновешивал жидкость относительно центральной оси и тем самым сводились к минимуму возмущения, которые могли возникнуть при наклонном старте Лунного корабля с поверхности.

Много вопросов пришлось решать по температурному режиму блока. Когда топлива было много, то его использовали как тепловой демпфер в системе терморегулирования, а вот после включения двигателей на взлете в баках оставались так называемые непроизводительные и гарантийные остатки. Двигатель был горячий и мог так разогреть эти остатки, что они превратились бы в газ, подняли давление, что могло привести к разрыву баков. Как быть? Решили после выключения двигателя сразу сбрасывать давление из баков. Но как? Ведь любой сброс — это дополнительный импульс, возмущение на аппарат. Хуже нет неопределенностей. Пришлось с этим импульсом бороться. Установили сопла сброса и развели их в противоположные стороны и к тому же направили их оси в центр масс.

Любая доработка на блоке приводила к дополнительным массам. Опять пошел спор по массам между нами и разработчиками ракетного блока — сколько «стоят» эти сопла. Мы говорили 3 кг, они — 5 кг. Написали решение, поехали утверждать в Москву. Утверждал К.Д.Бушуев. Он утвердил решение без масс. Что тут было! В конце концов ведущий конструктор нашего КБ нашел у себя в резерве 4,5 кг и погасил этот пожар. Да, нехватка масс постоянно держала в напряжении все коллективы.

Время неумолимо двигалось вперед. Начались первые примерочные испытания кабины. Отработка входа в кабину и выхода из нее сказались и на ракетном блоке. Он сильно мешал своим шар-баллоном, который находился как раз под люком. Каждый отсек Лунного корабля мы стремились сделать симметричным по расположению масс относительно продольной оси. Так и на блоке Е. На правом борту висел шар-баллон, значит, чтобы его уравновесить, установили баллон на левый борт. Вот он-то и создавал дополнительные трудности при выходе космонавта на поверхность. Нужно было его переместить в другое место. Поехали «кланяться» в Днепропетровск. Объяснили, и надо отдать должное, что когда бы мы ни обращались, всегда встречали понимание. Так было и в этом случае. Злосчастный баллон переехал назад.

Все силы наши отнимала борьба за вес. Поиски минимальных по массе конструкций, механизмов, приборов, агрегатов шли широким фронтом. Очередной массовый баланс был отрицательным. Образовался достаточно большой дефицит по кораблю в целом. Пошли докладывать Главному. В.П.Мишин выслушал нас и, понимая, что наши дальнейшие усилия по облегчению систем корабля тщетны, дал команду ракетчикам и баллистикам посмотреть, как нам помочь. Ракетчики и баллистики были людьми прижимистыми. Резерв у них был и держали его до последнего. Однако они не учли, что реализовать дополнительную массу на Лунном корабле было сложнейшей задачей. Требовалось увеличение баковых конструкций. А как это сделать в блоке, который стоит посередине корабля? Затрагиваются все агрегаты. Но если кабинный модуль и посадочное устройство были нашими и по команде Главного все можно быстро реализовать, то изменить объемы топливных баков было чрезвычайно трудно. Мы уже говорили, как подошли к решению этой задачи в КБ «Южное». Они сумели побороть свое нежелание изменять компоновку блока, создали специальную бригаду для реализации наших предложений, и вопрос был решен.

В учебниках физики часто приводится пример, иллюстрирующий абсолютно чёрное тело. Это тело замкнутой формы с небольшим отверстием. Вот и у нас на поверхности Луны после выключения основной двигатель превращался в такое тело. А значит он мог быстро переохладиться. Нужно было не допустить этого. Установили специальные поворотные крышки на донном экране. Правда, пришлось сильно помучиться с их закрытием. Привод закрытия выбрали пружинный, а вот снимать стопор — была задача. Перебрав множество вариантов, остановились на использовании пиропатрона. Условия его работы были экстремальными, ведь он находился практически у соплового аппарата, где температура истекающего газа была в несколько сот градусов. Такие условия приводили к тому, что могло произойти самосрабатывание. Долго бились над конструкцией защиты. Нашли решение. Применили жаропрочный корпус из пластика, провели испытания и внедрили.

Разработать конструкцию аппарата, механизма, изготовить по чертежам его материальную часть — это еще полдела. А вот научить все это работать надежно, безопасно, для этого одних теоретических исследований мало. Необходима экспериментальная отработка и экспериментальная проверка всех заложенных решений. В ракетной технике, учитывая ее взрывоопасный нрав, прежде чем выйти на летные испытания, проводится детальная наземная отработка.

К примеру двигатель. Он отрабатывается поагрегатно, проходит проливочные испытания, огневые стендовые, прежде чем попасть на блок. Только по достижении заданной надежности двигатель допускается на борт. Существуют специальные методики по испытаниям ракетных двигателей, и хотя работа его в составе ракеты исчисляется несколькими сотнями секунд, каждый двигатель отрабатывается по ресурсу в несколько раз больше, иногда это составляет часы. Все это не было исключением и при отработке двигателя блока Е. Ответственный за создание двигателя в КБ «Южное» Иван Иванович Иванов, как мы его называли «И», спокойный, интеллигентный и обаятельнейший человек, строго следил за всеми параметрами двигателя. Казалось, у него не было проблем. Но это только внешне. Он сумел создать небольшой коллектив, который на одном дыхании подарил нам достаточно надежный, с высокими характеристиками двигатель.

Шла отработка каждого агрегата, каждого клапана, каждого узла. Но этого было мало, нужно было все это заставить работать как один слаженный механизм. Перешли на комплексную отработку пока только ракетного блока. Девять наименований различных полноразмерных макетов блока было создано в кратчайшие сроки, К ним относится и макет для динамических испытаний. Этот макет устанавливался на специальные стенды, которые имитировали вибрационные нагрузки при работе как ракеты-носителя, так и самого блока. Тот, кто хоть немного знаком с устройством ракеты, знает, что рассчитать, скажем, вибропрочность трубопроводов практически невозможно. Результат можно получить только при проведении эксперимента. Для этих целей и служил вибродинамический макет.

Создание ракетного блока сопровождается бумажной рутиной. Ракетчики часто говорят, что если сложить всю документацию в контейнер и установить его на ракету, то ракета не сможет оторваться от Земли. Так много различных чертежей, расчетов, отчетов, анализов, актов, извещений, что часто это по своей массе перекрывает массу разрабатываемой ракеты. Особо много документации по экспериментальной отработке, и в первую очередь, по прочностной. Мало рассчитать, скажем, простые геометрические фигуры, фермы, балки, нужно еще обязательно проверить. Поначалу молодым инженерам кажется, что это пустая трата времени и средств. Ведь, например, теория расчета сферических, цилиндрических, конических оболочек, из которых обычно составляются баки, хорошо изучена, проста и не требует даже большого времени для расчета толщин. Да, это так. Но не надо забывать, что в эти оболочки ввариваются различные фланцы, кронштейны. Вот они-то и вводят «смуту» в расчеты. Расчеты таких мест довольно сложные и, хотя сейчас имеется достаточно много электронных вычислительных машин, достоверность этих расчетов гарантируется только на 90 %. А как быть с 10 %? Если из-за этих 10 % развалится конструкция?! Преподают в институте науку о сопротивлении материалов, строят эпюры сил, моментов, решается статическая неопределимость и т. д., но, как известно, преподаватели ставят неудовлетворительную оценку независимо от того теоретическая это или арифметическая ошибка. При этом они говорят: «Мост развалится не от того, что вы хорошо знаете теорию, а от того, что вы неправильно приложили силы».

Это правильный подход. Прочностные расчеты не терпят ни описок, ни арифметических ошибок, ни грубых теоретических просчетов. Люди, которые их делают, как правило, солидные, серьезные и ответственные. Вот они-то для исключения малейших ошибок в зонах краевого эффекта, отклонений характеристик материала и учета всех неопределенностей конструкции требуют, именно требуют, свой полноразмерный макет.

Такой макет был создана по ракетному блоку Е. И это дополнительно к вибропрочностному макету. Прочностной макет отдавался в полную власть проектантов. Они сначала робко проверяли на щадящих режимах его работоспособность. Потом, по мере расширения исследований, нагружали его все больше и больше, доводя до разрушений, при этом ни на секунду не оставляя его без надзора. По показаниям тысячи датчиков они определяют несущую способность практически каждого элемента конструкции. Для Лунного корабля, где ракетный блок должен сохранять свою работоспособность и после удара о поверхность, был заказан еще и копровый макет. Он предназначался для сбросов ракетного двигателя с определенной высоты и последующих проверок его состояния,

Отработка заправки блока требовала своего макета. Его создали. С этим макетом впервые выехали на космодром Байконур и корабелы, ведь за обеспечение точности заправки отвечали они.

Заправку ракетных блоков топливом многие представляют себе как заправку автомобиля. Взял заправочный шланг от колонки, воткнул пистолет в бак, нажал кнопку и залил столько-то литров. Если бы так заправляли ракету, то наверняка ее эффективность упала бы в два раза, ведь точность заправки на бензоколонке доходит до 10 %, не говоря уже о температурной компенсации. Для заправки всего головного блока была создана громадная по тем временам заправочная станция. Все работы по заправке, подготовке компонентов были автоматизированы. Блок устанавливался в заправочном зале, подстыковывались наземные коммуникации и со второго этажа операторской шло управление процессом. Учитывая агрессивность компонентов, хранение их осуществляется под слоем нейтрального газа. В наземных условиях это азот. Но азот уступает более, чем в десять раз по массе гелию, поэтому на ракетном блоке применили в качестве газа наддува гелий. Нужно было перед заправкой подготовить компонент, т. е. провести в наземных системах замену азотной среды на гелиевую. Этот процесс длительный: нужно «выгнать» из компонента растворенный азот и растворить в нем гелий, иначе все это произойдет на борту и неприятностей не оберешься. Как ни планировали мы проводить подготовку компонента заранее, ничего не получилось. На заправку уходили в ночь. Ругали на чем свет стоит химиков, проводящих анализ компонентов, их хроматографы, но те пока не получили положительных результатов, добро на подачу компонентов в блок не давали. Ночные работы всегда тяжелее дневных, но имеют и одно неоспоримое преимущество — начальства меньше. Этим обстоятельством мы пользовались, обходились острые вопросы в организации работ, меньше было апломба, устанавливались доверительные отношения между исполнителями разных организаций.

Топливо в ракету заправляют не в литрах, а в килограммах и тоннах. И чем точнее знаешь содержание компонентов топлива в баках, тем меньшую долю составляют гарантийные запасы и тем большую долю массы можно отдать на полезный груз. Существует много методов заправки ракет, обеспечивающих приемлемое знание количества компонентов в баках. Один из таких методов и отрабатывался на заправочном макете. На блоке Е применили объемно-весовую заправку. Суть ее в том, что, зная объем бака и температуру компонента, можно определить, сколько компонента топлива находится в полном баке и сколько нужно слить, чтобы обеспечить необходимую дозу заправки. Слив лишней дозы происходил в специальные емкости, которые были установлены на весах. Кажется все просто: включай один клапан, перекрывай другие, следи за показаниями на мнемосхеме. Но каждое действие требовало чрезвычайной внимательности, и малейшие оплошности приводили к неприятностям. Не дозавернул гайку — на полу лужа ядовитого компонента, от паров которого не спасает обычный противогаз. Ошибся с командой — подал высокое давление в не терпящие этого магистрали — разрыв! Все тонкости заправки нужно было заранее изучить и отработать.

Работы на космодроме всегда очень интересны. Во-первых, разработчики встречаются со своим изделием, которое пестовали не один год в бумагах, в моделях и агрегатах. Во-вторых, встречаются различные коллективы, создающие технику. На космодроме они превращаются в один коллектив единомышленников, коллектив, для которого изделие превыше всего. Уходят на второй план личные неприятности, неудобства в быту, все силы отдаются изделию. Коллектив космодромных конструкторов, слесарей, испытателей состоит из особых людей. Эти люди, как правило, безумно влюбленные в ракетно-космическую технику, переживающие все неприятности и трагедии, как потерю своего здоровья и здоровья своих родных. Они безмерно счастливы успехом, понимая при этом, что следующий полет, запуск — это опять шаг в неизвестное, эти новое открытие.

Какой подъем царил среди инженеров нашего КБ, КБ «Южное», военных специалистов при работе над первым блоком Е! Смотришь на ракету, она такая гладкая, стройная, и трудно себе представить, что внутри нее находятся сотни кабелей, датчиков, приборов, преобразователей и т. д.

Если ракету представить себе, как электрическую машину, то можно увидеть такие сложные переплетения, замысловатые схемы, что, как говорят, «черт ногу сломит». Кабели, как нервы, пронизывают ракету, охватывают все ее части. Блок Е не был исключением. Учитывая, что строгих аэродинамических требований к нему не предъявлялось, мы расположили много приборов, преобразователей прямо снаружи на силовом переходнике. Это существенно облегчало их монтаж и замену в случае неисправностей. А как определить эти неисправности, отчего они появляются? Что это — дефект схемы, технологии или монтажа? Жизнь ракеты порой зависит от одной кабельной жилы. Поэтому, чтобы исключить все ошибки схем, отработать технологию сборки и замены приборов, создается электрически штатный ракетный блок. Он может не иметь отдельных силовых элементов, быть негерметичным, не иметь теплоизоляции, но по электрике должен быть только штатным!

Поскольку блок Е разрабатывался в КБ «Южное», было сделано два макета: один для отработки автономной схемы самого блока — он остался в КБ «Южное», а другой был отдан нам и установлен на комплексном электрическом стенде всего Лунного корабля. На этом стенде и происходило сопряжение блока по всем параметрам с системами корабля и, в первую очередь, с системой управления. Проверялась правильность прохождения команд, взаимовлияние каналов, помехозащищенность цепей от внешних воздействий, отрабатывалась логика (а теперь говорят алгоритмы) включения систем блока и двигательных установок, а также систем контроля компонентов, систем опорожнения баков, систем измерений и т. д.

Эта отработка настолько очевидна, что не требует дальнейшего пояснения. Она характерна для всех космических аппаратов без исключения. Ведь провести ремонт в космосе дело очень серьезное, и шансы на успех минимальные. Электроиспытания проводят, как правило, опытные инженеры, набившие себе «шишки» не на одном объекте. От них зависит окончательное заключение по готовности к пуску штатного объекта, и то, что они работают сначала на электрическом макете, окупается при подготовке и проверке штатного объекта полностью.

Для комплексных тепловых проверок блока Е был создан тепловой макет. Тепловые расчеты, как и прочностные, проводят с определенными допущениями. Учесть все нюансы по тепловому балансу очень сложно, вот поэтому для тепловиков изготавливают свой макет. Этот макет проходит испытания в специальных термобарокамерах, где отрабатываются режимы расходов в контурах СТР, определяется степень отраженности и поглощения внешних излучений, подбираются теплообменники и т. д. Все тепловые расчеты проводились под руководством специалиста своего дела Ю.И.Мошненко. Он был уверен в своих расчетах и ни о каких паллиативных решениях не хотел слышать.

Для разработчиков антенн создали специальный полноразмерный макет блока. На нем имитировались только внешние обводы. Сейчас многие уже знают на примере комнатных антенн телевизоров, что от их положения, нахождения зависит четкость приема передач. А если перед окном стоит еще и высотный дом в направлении телецентра, достичь хорошего изображения чрезвычайно трудно. Это пример приема. А для Лунного корабля важно было не только принимать, но и передавать информацию. Любой выступающий элемент мог исказить передающуюся диаграмму. Для нахождения максимального передающего сигнала и создается антенный макет. Этот макет ракетного блока передали нам в состав общего антенного макета корабля.

Понимая, какая ответственность ложится на КБ «Южное» и Южный машиностроительный завод, отвечающих за ракетный блок, Б.И.Губанов убеждает директора завода А.А.Макарова изготовить не три блока для огневых стендовых испытаний как ранее планировалось, а целых 20. В ракетной технике вершиной всех экспериментальных проверок являются огневые стендовые испытания блока, при которых в близких к натурным условиях комплексно проверяются все системы ракетного блока. Только их успешное проведение открывает дорогу к летным испытаниям. В КБ «Южное» до этого создавали ракеты боевые или научные, а здесь на ракете летит Человек! Каждый блок перед огневыми испытаниями проходил копровые, динамические испытания и только потом его ставили на стенд. Надежность превыше всего. Все блоки успешно прошли огневые испытания.

Рис. 21. Ракетный блок ЛК

Пройдя тяжелейший путь от осевых линий на чертежах до окончания всех экспериментальных подтверждений, блок был создан. Но хотелось большего — летных испытаний. И здесь нужно отдать должное настойчивости Б.И.Губанова, который добился трех пусков специальных объектов на «семерке» для отработки блока. Испытания прошли удачно. Но об этом расскажем немного позже.

Очень приятно вспомнить это время, когда два крупнейших в ракетной технике коллектива объединились в едином стремлении создать Лунный корабль. Отдадим же им должное. Их опыт, знания, упорство были вознаграждены. К середине 70-х годов штатный ракетный блок Лунного корабля был собран (см. рис. 21). На рисунке хорошо видны навесное оборудование, донный экран, сопла, тепловые крышки, силовой переходник.

 

СИСТЕМА ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ ОРГАНОВ

В наземных условиях сама дорога определяет трассу движения автомобиля, и если надо сделать поворот влево или вправо, достаточно покрутить руль в нужном направлении, и ваш автомобиль покатится куда надо. Идет взаимодействие колес с дорогой. В космосе нет дорог, а повернуть корабль нужно. Основной двигатель, выбрасывая струю газа, толкает космический аппарат вперед, а как развернуться? В ракетах поворот может осуществляться за счет качания двигателя ракеты или за счет создания разнотягости противоположных двигателей, как было на H1, при этом отбрасываемая струя газа изменяет свое направление относительно центра масс ракеты. Повернули двигатель вправо, ракета совершает разворот влево и наоборот. Для космических аппаратов такой способ непригоден, ведь требуется еще до работы основного двигателя сориентировать и стабилизировать объект в пространстве. Вот поэтому на космические объекты и устанавливают специальную автономную систему исполнительных органов для ориентирования и стабилизации. Такие системы представляют собой отдельные связки микроракетных двигателей, собственные компоненты топлива, систему их подачи и т. д. В последнее время на космических объектах применяется совмещенное хранение компонентов топлива системы исполнительных органов и основной ракетной установки. Это позволяет более рационально использовать имеющиеся на борту запасы. Так сделано на кораблях «Союз» и «Буран». Это, как правило, можно реализовать, когда есть один «хозяин» и основной и вспомогательной двигательных установок.

Поскольку опыта создания микроракетных двигателей в то время у фирмы М.К.Янгеля не было, естественно, просить их делать объединенную двигательную установку ракетного блока ЛК в составе системы исполнительных органов и двигателя разгона было не логично. Мы стали искать другие предприятия, у которых был бы достаточный опыт создания малых двигателей. Сразу обратились к нашим соседям. Эта фирма, которую возглавлял А.М.Исаев. Она разрабатывала двигательную установку для кораблей «Восток», «Восход», а позднее «Союз». Фирма небольшая, ее коллектив опытный и дружный, желание работать с нами было огромным, но возможностей уже не было. Дело в том, что эта фирма разрабатывала все двигательные установки для Лунного орбитального корабля. Нужно было искать других. Обратились к предприятию авиационной промышленности, руководителем которого был В.Г.Степанов, имеющему некоторый опыт разработки микродвигателей.

Встретились, объяснили, что нам нужно. Изготовить и испытать двигатель они брались, а вот целиком двигательную установку с силовой рамой, с топливными баками, с системой подачи топлива к двигателям разрабатывать у них не было никакого желания. Подключился к решению этих проблем академик В.П.Мишин. После долгих и трудных переговоров, в том числе и с руководством Министерства авиационной промышленности, вопрос был решен. Но такое силовое давление на фирму сказалось на первых порах и на взаимоотношениях исполнителей. Нам стали сразу навязывать свою концепцию построения всего блока ориентации. Пришлось подробно излагать наши технические доводы в интересах всего корабля. Мы просили разнести двигатели подальше от оси, так как их воздействие на кабину было ощутимым. Разработчики устанавливали их прямо на топливный бак, и им не было дела до того, что сверху должен стоять стыковочный узел. Постепенно мы преодолевали трудности, стал налаживаться хороший рабочий контакт.

Управляющие двигатели установлены в едином блоке, а таких двигателей было 16:8 двигателей тягой по 40 кгс и 8 двигателей по 10 кгс. Мы понимали, что управление вокруг центра масс будет «нечистым», ведь к моменту добавлялась горизонтальная составляющая по рысканью и тангажу. Управление должно быть только моментным. «Нечистые» силы, как мы называли усилия от двигателей ориентации, добавляли хлопот нашим управленцам. Микродвигатели были сравнительно легкими сами по себе. Это позволило нам установить два независимых контура управления Лунным кораблем. В каждый контур входило по восемь двигателей. Два двигателя тягой 40 кгс обеспечивали управление в плоскости полета (по тангажу). Два двигателя такой же тяги — управление из плоскости полета (по рысканию) и четыре двигателя осуществляли управление вокруг продольной оси (по крену). Эти два контура работали независимо, тем самым обеспечивая надежное дублирование органов управления (см. рис. 22).

Рис. 22. Двигатели исполнительных органов

Дублировать запасы топлива было слишком расточительным, поэтому запасы топлива расположили в двух баках: в один залили окислитель, в другой — горючее. Всего было чуть более 100 кг топлива. Нормальный процесс горения, который происходит в двигателях, требует больше окислителя, чем горючего, поэтому при выработке топлива из баков может возникнуть ненужное возмущение, если баки равноудалены от центральной оси. Нужно было что-то предпринять. И тогда разработчиком А.Серебряниковым было предложено очень простое решение. А что, если силовую раму сделать в виде двойной бочки? Одна побольше, и на нее поставить бак горючего, а другая поменьше внутри первой, и на нее поставить бак окислителя. Это позволит удалить баки окислителя и горючего от центральной оси примерно в пропорции соотношения компонентов топлива, поступающих в двигатель, и снимет ненужные помехи при выработке топлива. Такая конструкция силовой рамы была принята. Мы уже говорили про вибропрочность в ракетной технике. Вот чтобы в этом агрегате не заниматься этой проблемой, после монтажа трубопроводов, кабелей все внутренности между оболочками, где располагались трубопроводы и арматура, запенивались. Получалась трехслойная панель сферической формы, очень прочная и защищающая трубопроводы от вибрации.

Компоненты топлива, находящиеся в баках, нужно уметь еще и подать к двигателям, И подать только компоненты топлива, а не газ наддува или смесь газа наддува с топливом. Начали решать проблему разделения газовой и жидкой сред. Учитывая уже имеющийся опыт фирмы Степанова, а ею были созданы баки с внутренними металлическими диафрагмами, хорошо отработанные и испытанные в полете, приняли металлический разделитель. Металлический разделитель должен укладываться по днищу бака так, чтобы обеспечить минимум непроизводительных остатков топлива. Учитывая изменения температуры в баках, хотя и небольшие, он должен позволять «гулять» жидкости, а сам выдерживать многократные циклические нагрузки.

Вопросов пришлось решать много, в том числе и технологических, включая раскрой листа. Нужна была специальная тонкая листовая сталь, точнее штампы и т. д. Забот разделитель доставил немало.

При создании двигателей блока Е с целью «выжимания» удельных характеристик была применена турбонасосная система подачи компонентов. (Заметим, что на LEM была вытеснительная система.) Для микродвигателей создавать турбонасосную систему подачи топлива было накладно. Да и давление в камерах сгорания было сравнительно небольшим — десятки атмосфер. Это позволяло подавать компоненты топлива к двигателям путем давления газом повышенного давления на металлическую мембрану. Такой способ подачи, хотя и требует повышенного запаса газа наддува (им был гелий), отличается простотой и повышенной надежностью по сравнению с турбонасосной подачей. Сравнение суммарных массовых затрат по блоку двигателей ориентации также говорило в пользу вытеснительной системы подачи.

Безусловно, определяющую роль в этой схеме играли сами двигатели. Создание ракетных двигателей большой тяги всегда проблема. Но опыт был накоплен достаточно большой, в том числе по охлаждению камер сгорания. А в двигателях малой тяги, учитывая их импульсную работу и ограничения (десятком секунд) непрерывной, делать охлаждаемую камеру сгорания и сопловые насадки было неоптимально. Стали подбирать соответствующий материал, смотрели высокопрочную сталь для камеры сгорания, а для сопла — ниобий или графит. Свойства этих материалов должны быть такими, чтобы воспринять большие тепловые и силовые нагрузки, да к тому же быстро рассеять накопленное тепло. Не одну тысячу испытаний прошли двигатели, прежде чем показали свою надежную работу.

Очень жесткие требования к двигателям предъявлялись по минимальному импульсу тяги, или другими словами, по созданию кратковременного минимального силового воздействия на лунный аппарат. Можно ли себе представить, что, скажем, электровоз с миллиметровой точностью устанавливает детскую коляску? Очень трудно. Так и на Лунном корабле. Нужно было уметь удерживать оси корабля в космическом пространстве с минутными угловыми значениями. Вот здесь и получали электровоз, если двигатели не могли быстро реагировать на перерегулирование. Применение самовоспламеняющихся компонентов топлива позволило без лишних усилий обеспечивать их воспламенение в камере сгорания и выход двигателя на режим. Оставалось решить вопрос о быстроте и синхронизации впускных клапанов. В результате общих усилий получили минимальную приведенную длительность импульса тяги около 9 миллисекунд.

Особо стоял перед разработчиками вопрос о способе заправки баков компонентами топлива: уровня здесь не было, а при переливе как быть с мембраной? Выбрали вакуумную заправку и вот почему. Баки двигателей ориентации были рассчитаны на высокое, давление, как того требовала вытеснительная система подачи. Это приводило к значительной толщине оболочек баков. Посчитали, а не сложатся ли они, если из них откачать воздух. Оказалось, нет. Тогда и родилась вакуумная заправка: выкачивали весь воздух из бака до давления одной десятитысячной атмосферы, затем заливали предварительно взвешенную порцию топлива. Кажется очень просто, и разделительная мембрана на месте. Но за видимой простотой скрывались проблемы вакуумных насосов, слива и повторной заправки и многие другие. Задачка была не такая уж простая. Но вакуумная заправка была отработана. Хочется сказать слова благодарности Д.Гилевичу, чей проектный отдел постоянно находился в поиске новых оригинальных решений, все отдавая созданию своего детища.

Создан блок управления. Провели расчеты по затратам топлива, и оказалось, что в 95 случаях из 100 в баках остается неиспользованное топливо. При дефиците масс не использовать его было грех. Стали думать, как это сделать. Двигатели, расположенные от продольной оси на расстояние около одного метра с целью увеличения плеча воздействия, можно было наклонить до 20° к горизонту. Это позволяло дополнительно экономить топливо. Посчитали, что за счет появления продольной силы от двигателей, работающих одновременно, можно использовать остатки топлива и получить выигрыш в конечной массе в 12,5 кг. Б.В.Чернятьев, автор этого проекта, был напорист в реализации его и, несмотря на возражения баллистиков и управленцев, отстоял его у главного конструктора. Специально говорю об этом случае, чтобы было ясно, какая борьба за массу шла на всем пути создания. Ведь внедрение этого предложения требовало доработки уже существующей материальной части. Долго сопротивлялись разработчики, но двигатели наклонили. Так и установили их на блоке, вызывая некоторое недоумение у специалистов, поскольку факелы от двигателей стали слегка подогревать кабину и приборный отсек.

 

ПОСАДОЧНОЕ УСТРОЙСТВО

Подошла очередь рассказать и про Лунное посадочное устройство (ЛПУ). С чего начать? Наверное, с общих требований, которые к нему предъявлялись. Составлять у нас их было некому. Пришлось самим, как было модно в то время, коллегиально разрабатывать пункт за пунктом эти требования.

Первое и основное требование, которое определяло назначение — это на какой грунт и какую энергию, а проще говоря, на какие посадочные скорости нужно было рассчитывать устройство. Выше мы вкратце останавливались на этом и говорили о возможном слое пыли и о твердости грунта и т. д. Споров было много, ведь эти параметры были основными для разработки ЛПУ. Кто мог взять на себя ответственность за это? Никто не решался. И тогда к С.П.Королеву пошел наш начальник отдела И.С.Прудников. С.П. выслушал и дал заключение, про которое мы уже рассказывали. Определил он и скорости, которые необходимо было обеспечить к моменту прилунения, и главное, что с высоты одного метра корабль падал на достаточно твердый грунт, имея незначительную боковую скорость.

Само собой напрашивалось требование, что посадочное устройство должно исключать опрокидывание аппарата после удара о поверхность, которая могла быть не только горизонтальной, но и наклонной. Каким задаться наклоном? Долго спорили и приняли предельный склон 30°. Угол вроде небольшой на чертеже. Но попробуйте посмотреть сверху вниз на наклонную ленту эскалатора в метро. Дух захватывает от этого наклона. На Луне нас не ждали, и идеально ровную поверхность для посадки нашего корабля никто не приготовил. С детства мы смотрим на Луну. Воображению предстают и горы, и моря, и кратеры. Их-то особенно хорошо видно. А каких они размеров, а вдруг есть такие, которые будут сильно препятствовать посадке. Сколько их на выбранной посадочной площадке? Лунный корабль имеет возможность горизонтального маневра над поверхностью. Но дефицит масс делал этот маневр минимальным: в несколько сот метров и все! А если и там кратеры? Какие выбрать их размеры для дальнейших расчетов? Стали внимательно изучать снимки «Рейнджера». И хотя этот аппарат при посадке разбился, он успел передать на Землю не одну тысячу снимков. Погибая, он оставлял людям бесценную информацию. И надо отдать должное нашим американским коллегам, что они не скрывали эту информацию, а наоборот, опубликовали в виде отдельных книг и карт. Анализ показал, что наиболее вероятной может быть встреча с кратером диаметром в 7 метров. Вот его-то и заложили в исходные предпосылки. Наклон в 30° — и под ногой кратер! Это было слишком, поэтому ограничились углом в 20°, если на поверхности оказывался кратер. Ну вот вроде и все. «Печка», как мы говорили, определилась!

Как совершить посадку пилоту на неизведанную планету? Как учесть все коварства поверхности? Эти вопросы постоянно терзали нас. Не последнюю роль играло наше небесное светило Солнце. Ведь если Солнце будет в зените, теней от неровностей не увидишь. Не увидишь их и когда нет Солнца. Следовательно, посадку нужно совершать, когда Солнце будет над горизонтом. Лучи Солнца более рельефно обрисовывают поверхность при угле около 7°. Значит посадку нужно совершать или утром, или вечером. Так что пилоту-космонавту мы несколько облегчили задачу. Но первым летел к Луне беспилотный корабль. Такая уж тенденция была заложена в основу всей советской пилотируемой космонавтики, что дорогу космонавтам прокладывал автомат. Поэтому ни одним из перечисленных, выше требований нельзя было пренебречь. Поисками районов посадки занимались серьезно и основательно. Основные усилия управленцев были направлены на поиски более щадящих условий посадки. Но разработка посадочного устройства велась в расчете на жесткие условия.

Вернемся к ЛПУ. Каким оно должно быть? Каждый представлял его по-своему. Проблема создания ЛПУ захватила весь наш сектор.

На одной из встреч с читателями известный поэт С. Михалков на вопрос: «Сколько длится Ваш рабочий день?» — ответил: «Я работаю 24 часа в сутки, так как и во время сна остаюсь в состоянии мысленного поиска». В этом ответе, возможно, не так уж много преувеличения. Творчески работающие инженеры, активные изобретатели порой долгие периоды времени находятся в состоянии непрерывной умственной работы. Вспомним хотя бы яблоко Ньютона. Бывает так, что сложные проблемы преодолеваются вдруг быстрее, чем предполагалось, а простые на первый взгляд инженерные задачи становятся неподатливыми.

Каждый из нас старался придумать оригинальную конструкцию. Очень не хотелось делать такие ноги, как у американцев. В нашем конструкторском зале стоял громадный кульман, и на нем каждый оставлял эскиз своего ЛПУ. Каких вариантов там только не было!

На рисунке 23 приведены некоторые варианты ЛПУ, а всего их было около двадцати. Один из вариантов был просто фантастическим. Кто-то предложил весь аппарат поместить в специальный бак с водой. При ударе вода сдемпфирует остаточные скорости, корабль опустится на поверхность, и тогда откроется кран, вода сольется и ура! В пользу этого варианта приводился довод, что если в стакан с водой положить сырое яйцо и бросить на пол, стакан разобьется, вода прольется, а яйцо останется целым. Мы не стали убеждаться в этом, так как абсурдность этого варианта была очевидна.

Начали обсуждать первоначальный вариант ЛПУ, предложенный ракетчиками (вариант 1). Опорное кольцо обладало одним бесспорным преимуществом — устойчивость во всех направлениях одинакова. Другими словами, в какую бы сторону ни летел ЛК, опрокидывающая сила будет во всех направлениях одинакова. Других преимуществ у кольца не было, а скорее наоборот. Кольцо становилось коварным, если хотя бы под одну из точек попадет камень, аппарат сразу становился неустойчивым и покачивался относительно преграды.

Устойчивыми на плоскости, как учит нас геометрия, являются предметы, имеющие три точки опоры. Такая трехточечная опорная система применена в аппарате «Сервейер». Да, перевернуть такой аппарат через опору сложно. Но как легко кувыркается стол или стул на трех ножках, вы сами можете убедиться. И опрокидывание происходит через линию, проходящую между ножками, она-то наиболее близка к осевой. Если в кольце все точки равно удалены от центра, то для такой же устойчивости (чисто теоретически) в трехопорной схеме требуется примерно в два раза большая база (расстояние между опорами). Вот теперь стали и мы убеждаться, что нужны четыре опоры, ведь по сравнению с кольцом они были по базе хуже только на 30 %. Дальнейшее увеличение числа ног у посадочного устройства уже не приводило к резкому преимуществу по запасам устойчивости.

В четырехопорных вариантах для дальнейших исследований оставили две схемы: классическую, похожую на американскую, и совершенно новую, необычную. Предложил ее А.А.Саркисьян. Надо отдать должное его нестандартному мышлению. Он был непревзойденным новатором всех механических узлов корабля. А схема его была такова. Представьте себе, что все четыре опоры связаны между собой замкнутым тросом, как показано на рисунке 24 (2 — посадочная опора; 3 — сотовые амортизаторы; 4 — замкнутый трос; 5—блок-тормоз).

Пойдет хотя бы одна нога вверх, остальные тут же начнут выдвигаться вниз, как бы встречая опорную поверхность. И как только последняя опора коснется поверхности, начнется повышенная перегрузка и в системе. Тогда срабатывает блок-тормоз, а конечные устройства опор в виде сотовых амортизаторов погасят энергию удара.

Замечательная схема! Все очень просто и заманчиво. Трудно было себе представить, что такой громадный аппарат удержится при резко уменьшенной базе, но расчеты показывали, что при заданных нами условиях он стоит. Молодые инженеры были в восторге от такой схемы. Но наши опытные руководители были более осторожны. Последовали вопросы, на которые нужно было отвечать. А если обрыв троса, отказ тормоза, увеличенные боковые скорости?.. Первые два вопроса были понятными. Сторонники схемы доказывали, что можно сделать с хорошими запасами работоспособности и трос, и тормоз. Нужно было ответить и на третий вопрос. И опять убеждаешься, что все гениальное просто. Все тот же А. А. Саркисьян предложил установить на каркас ЛПУ в районе опор пороховые двигатели, которые на первый взгляд увеличивают скорость встречи с поверхностью, так как их сопла направлены вверх. На самом же деле вопрос был во времени включения. Если их включить до касания, то они увеличат скорость встречи, а если в момент касания? Вот тут и заключалась идея. Двигатели как бы припечатывали аппарат к поверхности и тем самым заранее гасили весь опрокидывающий момент. Мы их так и назвали «двигатели прижатия»: они в конечный момент прилунения прижимают аппарат к поверхности с различным рельефом.

Но самое главное преимущество такой схемы было в том, что она позволяла вертикализировать аппарат при посадке. Если садились на площадку наклоном в 20°, ось аппарата отклонялась от вертикали на несколько градусов.

Рис. 25. Модели активного ЛПУ

Схема получила у нас название активной (рис. 25). Более привычная схема с базой между опорами, в полтора раза превосходящей базу активной схемы, как-то успокаивала глаз. Ни одни, ни другие сторонники той или иной схемы не могли доказать их неоспоримые преимущества. В пассивной схеме ни о какой вертикализации думать не приходилось, а сама схема даже усугубляла положение, а в активной схеме серьезной проблемой было создание оконечных амортизационных устройств, которые должны были гасить и вертикальную, и горизонтальную составляющие. Решили испытать все на моделях. Заказали модели активной и пассивной схемы. Какой выбрать масштаб? Поскольку на Луне сила тяжести примерно в шесть раз меньше земной, такой и приняли масштаб. Стремились выдержать все детали штатного исполнения.

Создание моделей — это целая наука, ведь результаты испытаний нужно потом перенести на натуру. Это хорошо знают аэродинамики, которым не под силу продуть целый самолет. Так и мы мучились над созданием моделей. Вопросов было много. Например, где найти пороховые двигатели малой тяги. Решили сделать так: поскольку равнодействующая всех четырех двигателей прижатия проходила через центральную ось в активной схеме, на эту модель поставили один центральный пороховой двигатель. Позже аналогично поступили и в пассивной схеме.

Рис. 27. Боковой подкос стойки посадочного устройства ЛК (видны сотовые энергогасители и на стойке парирующий двигатель)

Или другой пример. Как гасить энергию в подкосах и стойках (пока на моделях) в пассивной схеме? Придумали специальные фрикционные гасители: зажатые вкладыши терлись о шток и гасили кинетическую энергию. Особо стоял вопрос о гашении энергии в активной схеме. Тут впервые Б.И.Сотников предложил использовать в активной схеме сотовые «башмаки», а в пассивной — сотовые вкладыши в опорах (рис. 27). Мы еще вернемся к ним, когда будем рассказывать об энергопоглотителях в выбранных схемах. Но как эти энергопоглотители применить в «башмаках» активной схемы? По расчетам необходима была очень тонкая фольга. Промышленность такую не выпускала. Предложили производственникам сделать отверстия. Они ответили, что не могут, так как на сверло наматывается фольга. Мы решили обжать исходный материал накладками и просверлить, а потом сформировать «башмак».

Много хлопот было с блоком тормоза и элементами, обеспечивающими его надежную работу. Постепенно определились облики моделей. Модель моделью, но нужно было создавать установку для испытаний с имитацией различных начальных условий движений моделей: скорости боковой и вертикальной, угол встречи с поверхностью (посадка по склону и посадка на склон), положения оси объекта на определенной высоте и лунного грунта. Для создания кинематических условий сделали специальную качалку. Качалка обеспечивала плоско-параллельное движение модели в момент отцепки, что по нашим исследованиям было очень близко к штатной схеме посадки.

Особый вопрос стоял о грунте, на который производился сброс. Вспомним, как спрогнозировал твердость грунта С.П.Королев. Лунный грунт — это что-то, похожее на пемзу. Грунт для укладки в поворотный поддон подбирали особенно тщательно. В горах Армении нашли туф, очень похожий по виду на пемзу, но гораздо мягче. После долгого анализа различных образцов остановились именно на армянском туфе. Туф прислали. Не обошлось без курьезов. В одном из ящиков обнаружили увесистую металлическую чушку. Во вложенной записке прочитали, что положена она для увеличения массы посылки. Зачем? Так и не отгадали, вот уж действительно армянские шутки. Туф получили в виде отдельных небольших плит размерами примерно 300х400 мм. Оставалось теперь сымитировать на поддоне лунный кратер, и установка была готова.

Не одну сотню сбросов сделали на моделях. Хорошо показала себя активная схема, но и пассивная ей не уступала по устойчивости. Тогда и решили использовать двигатели прижатия активной схемы в пассивной схеме, другими словами, делать пассивную схему в активном исполнении. Предложил это соединение И. С. Прудников, начальник нашего отдела. Сделали по такой схеме еще сотню сбросов и перешли к испытаниям полноразмерного макета. Разработки по активной схеме не прошли даром. Идея со взаимной дифференциальной связью выдвижных элементов была позднее использована и в стыковочных устройствах АПАС в программе «Союз-Аполлон».

Общий вид установки для испытаний придумывать не было необходимости. Просто нужно было увеличить размеры установки, на которой сбрасывали модели. К экспериментам подключили опытных испытателей из г. Загорска (ныне г. Сергиев-Посад), которые вместе с нашими специалистами трудились в поте лица на специально созданной экспериментальной базе. Но прежде чем создать натурный образец, нужно было выбрать энергопоглотитель. Пассивная схема позволяла поместить его внутри подкосов и стоек. Стойки работали только на сжатие, а подкосам необходимо было обеспечивать гашение энергии как при растяжении, так и при сжатии. Стали искать решение. Разработка конструкции шла под руководством А.А.Саркисьяна, а выполняли ее два высококлассных инженера: В.П.Галченко и А.Г.Авхименко. Оба закончили МВТУ им. Баумана. Оба обладали сильными характерами и упорством, но имели один физический недостаток — были глухими. Какую же силу воли нужно было иметь, чтобы преодолеть недуг и на равных со всеми участвовать творчески, с энтузиазмом в разработке ЛК. Общались мы с ними просто, они хорошо понимали артикуляцию, а говорить могли свободно. Порой мы забывали, что они не слышат. Вот этим людям и досталась разработка стойки и подкоса. А.А.Саркисьян выдавал идеи, которые на кульманах В.П.Галченко и А.Г.Авхименко превращались в реальные конструкции. Нужно отдать должное тому, с каким упорством В. П. Галченко отстаивал свои узлы в механизмах, он обладал таким пробивным характером, что даже производственники перед ним пасовали.

Вернемся к энергопоглотителям. Первое, что приходило в голову, это использовать в качестве энергопоглотителя пружины и обыкновенный храповник, но диаграмма обжатия у пружины показывает, что поглощается всего 50 % энергии от возможной. Предлагались срезные амортизаторы, которые представляли собой резец, снимающий стружку с поршня. Есть и такие в технике. Но у таких поглотителей настолько велик разброс характеристик, что, несмотря на полную диаграмму поглощения энергии, от их применения отказались. Не сразу мы пришли к убеждению, что для нашего корабля в трубах-опорах следует использовать сотовые пакеты из металлической фольги. Стали подбирать вначале фольгу, потом ячейку, от этого выбора зависела сила сопротивления. Пришлось отказаться от алюминиевой фольги — не смогли подобрать необходимую величину силы сопротивления. Предложили титановую фольгу. Она по своим свойствам теоретически нас устраивала, но как изготовить эти вкладыши? Стали изготавливать пакеты путем намотки в рулон гофрированной ленты и сразу же прихватывали слои точечной сваркой. Такие сотовые вкладыши обладали одним очень важным свойством: они пропускали через себя вполне определенную силу, причем обладали стабильными свойствами, несмотря на технологические отклонения в изготовлении. За счет потери устойчивости отдельных сотовых ячеек они при обжатии выдавали одну и ту же силу сопротивления. Не обошлось и без курьезов. В первый момент времени происходил некоторый заброс по величине этой силы. Но это убрать оказалось не так сложно. Ввели предварительное небольшое технологическое обжатие. Так и получили вкладыши, позволяющие эффективно гасить посадочные скорости.

Всем хороши были сотовые поглотители, но был у них один недостаток — они были одноразовыми, т. е. после срабатывания они складывались и восстановлению не подлежали. Но ведь и мы совершали только одну посадку. Допустим, что мы сели в один район, а нужно перелететь в другой: на такой маневр требовалось так много энергетики ракетного блока, что нам, считавшим каждый килограмм, да что там килограмм, каждый грамм, заложить такую схему и в голову не приходило. Понимали, что во время испытаний придется обжать не одну сотню вкладышей, тем самым мы получали большую статистику по характеристикам сот. На это пошли и не ошиблись.

Мы хорошо продумали все основные функции посадочного устройства. Осталось только уложить ноги посадочного устройства в транспортное положение, так как установка их в головном блоке в рабочем (раскрытом) положении была непозволительной роскошью. Правда, это требовало создания средств раскрытия и фиксации. Задачу решили следующим образом. Основную стойку специальным кронштейном каркаса удерживали в прижатом положении, и по команде пирозамок освобождал ее, а раскрытие производили пружины, установленные внутри подкосов, так что подкосы выполняли еще и функции средств раскрытия, что делало довольно сложную кинематику самого подкоса.

Все основные узлы посадочного устройства были выбраны. Теперь предстоял процесс их отработки и проверки. Экспериментальную группу возглавлял Г.В.Баканов. Он пропал в Загорске надолго, ведь посадочное устройство отрабатывалось при самых различных сочетаниях кинематических параметров, климатических условий, различных наклонах поверхности посадки. Горизонтальные боковые скорости сброса варьировались от 0 до 1,5 м/сек, изменялись на несколько метров высоты сброса, угол встречи с поверхностью с помощью механизма менялся от +30° до отрицательных значений (посадка в сторону склона). Имитировались различные размеры кратеров, и при каждом изменении условий необходим был не один сброс, чтобы исключить все случайности. Не одну сотню испытаний провела эта группа и обработала результаты. Когда испытания вышли на заключительную стадию, решили пригласить космонавтов посмотреть, как идет отработка посадочного устройства. Приехали уже знаменитые А.А.Леонов и В.Ф.Быковский с группой молодых космонавтов. С ними приехал легендарный летчик-испытатель С.Н.Анохин, в то время занимавшийся подготовкой космонавтов. Подошли к месту испытаний. Предложили подняться на сбросовую площадку. Наклон площадки был 30°. Стоять было просто невозможно. Были сумерки. И вот по команде руководителя сначала медленно, потом все быстрее двигается рама, на которой подвешен грузовой макет корабля со штатным ЛПУ (рис. 28, 30, 31).

Рис. 28. Проведён сброс натурного макета ЛПУ

Рис. 29. Инженеры-проектанты А.А.Саркисьян и Ю.М.Лабутин наблюдают за проведением эксперимента

Рис. 30. Отработка посадки. Двигатели прижатия выполняют свою задачу

Рис. 31. Отработка посадки. Двигатели прижатия выполнили свою задачу: объект не перевернулся

Есть отцепка! Макет падает на опорную площадку со скоростью по склону примерно 1 м/сек. Коснулись задние опоры, просели. Есть касание передних опор. Макет продолжает по инерции движение вперед. Передние ноги сильно вдавливаются в грунт. С ужасом замечаем отрыв задних опор от поверхности. Неужели перевернется!? И здесь раздается грохот, мгновенье и макет весь в огне на фоне ночного неба. Это сработали двигатели прижатия. Они с успехом выполнили свою роль. Менее чем за одну секунду двигатели припечатали макет к поверхности. Зрелище было захватывающим. Все побежали к площадке. Макет устойчиво стоял на своих ногах, а мы даже опирались на него, чтобы взобраться повыше. Испытание прошло успешно. Разъехались по домам довольные. Однако утром нас ждал серьезный разговор у заместителя главного конструктора К.Д.Бушуева, отвечавшего перед В.П.Мишиным за создание ЛК. Имея громадный опыт в создании ракетно-космической техники и понимая, какой осадок остается после неудачных испытаний, а иногда бывало так, что и тема после этого закрывалась, он объяснял нам, молодым, что нельзя приглашать высоких гостей на смотрины, пока все не отработано. А если было бы опрокидывание? Какое чувство испытывали бы космонавты, которым предстояло лететь на таком корабле? Нас спас от выговоров и дальнейших нагоняев только успешный эксперимент. Но урок запомнился на всю жизнь.

Испытания проходили успешно, практически отработали все возможные условия посадки. Устойчивость схемы была хорошей. Но датчики, следящие за перегрузкой, показывали ее повышение в начальный момент касания. Сказывалась инерционность подвижных частей опор. Вышли из положения следующим образом: наклеили на опорные тарели сотовые башмачки. Эти башмачки, как подушечки на кошачьих лапках, позволяли смягчить усилия в начальный момент касания.

Последний штрих в отработке динамики посадки предложил Л. И. Киселев, наш сотрудник, расчетчик кинематики движения. Для уменьшения скорости встречи с поверхностью по чувствительному щупу включать до касания дополнительно введенные парирующие двигатели. Многие видели по телевизору, как приземляется спусковой аппарат (СА) из космоса. Вот он летит на парашюте, и вдруг облако пыли — это срабатывают пороховые двигатели мягкой посадки, они резко уменьшают скорость встречи СА с поверхностью. Эту идею использовали и у нас. Долго спорили на какой высоте выключить двигатель. Если выключить очень высоко — большая скорость при встрече с поверхностью. Если очень низко — поднимется пыль с вытекающими отсюда последствиями. Установка парирующих пороховых двигателей позволила оптимально решить весь комплекс вопросов прилунения корабля.

Мы постарались рассказать, как мыслили и доходили до создания того или иного элемента ЛК. Процесс творчества долог и труден. Прежде чем что-то строить и даже еще на стадии разработки чертежей, прежде чем нанести первую осевую линию, проходит не один день, а иногда и не один месяц. Это не ломать! Там думать не надо, круши, что попадется под руку, и все. Жаль только, что многие не понимают этого, не громили бы с таким рвением старое, а сначала построили бы новое, взяв лучшее от старого.

Определился силовой каркас, кинематика ЛПУ, и эта конструкция стала воплощаться в Лунный посадочный аппарат, который был частью ЛК. В разделе «Облик Лунного корабля» мы кратко рассказали о некоторых элементах, системах и агрегатах, которые были установлены на каркасе ЛПУ.

Условия расположения ЛК под переходником требовали компактного размещения всего оборудования. Приходилось строго соблюдать зону полезного груза. Мы предполагали, что Лунный посадочный аппарат должен был на остаточных мощностях поработать и после взлета Лунного взлетного аппарата. Очень хотелось посмотреть по телевидению, как происходит старт. Особую тревогу у нас вызывали средства разделения. Не дай Бог, если хотя бы один элемент не сработает. А таких элементов было по стыку каркаса и ракетного блока четыре группы. В каждую группу входили пирозамок, который обеспечивал силовую связь, толкатель и шпилька. С ней мы намаялись. Дело в том, что взлетная часть термостатировалась, а остающаяся — нет. Температурные деформации были значительны. Пришлось делать радиальные пазы в шпангоуте, а шпильку — конической. Пирозамок установили дублированный по пирозаряду, дублировались и элементы толкателя. По схеме было не так уж сложно. Все ракетчики знают, что средства разделения должны работать безотказно, иначе беды не избежать. Поэтому и создают специальные стенды, где отрабатывают средства разделения. Мы на специальном стенде провели не один десяток испытаний, чтобы быть уверенными в безотказной работе этих важнейших средств.

На посадочном аппарате, кроме приборного отсека, посадочного радиолокатора, параболических антенн, химических батарей тока, располагались баллоны с водой для испарителя, причем запасы воды можно было расположить в трех баках. А мы установили четыре. Сделали это для того, чтобы дозированной заправкой «загонять» центр масс посадочного аппарата на осевую линию.

Отрабатывались все элементы как на посадочном аппарате, так и на взлетном, особое внимание уделялось раскрывающимся элементам, например, механизмам раскрытия параболических антенн.

Но все этапы автономной отработки не могли заменить одной — комплексной летной отработки, о чем будет рассказано в следующем разделе.

 

Т2К

Американские разработчики корабля «Аполлон» предусматривали одним из пусков ракеты «Сатурн» провести отработку лунного модуля. Эти испытания они успешно провели 22 января 1968 г. и 18 мая 1969 г.

При этой отработке американские астронавты совершали автономный полет в лунном модуле. Мы восхищались мужеством астронавтов, которые были беззащитны в модуле в случае отказа жизненно важных систем. Такое было впервые в мире, когда астронавты совершали маневр в космосе на корабле, не имеющем средств возвращения на Землю. К счастью, все закончилось благополучно. Кабина LEM состыковалась после маневров с кораблем «Аполлон», который доставил астронавтов на Землю.

Рис. 26. Объект Т2К для отработки систем ЛК на орбите искусственного спутника Земли

Провести аналогичную отработку советского Лунного корабля не было возможности, так как тратить носитель H1 считалось расточительным, а существующие носители «Протон» и «Союз» не обеспечивали одновременного выведения ЛК и Лунного орбитального корабля, в состав которого входил спускаемый аппарат, доставлявший экипаж на Землю после выполнения программы. Так в программе летной отработки кораблей появились два новых корабля Т1К и Т2К (рис. 26). Первый предназначался для отработки Лунного орбитального корабля на носителе «Протон», а второй — для отработки ЛК на носителе «Союз». Безусловно, о посадке в такой Лунный корабль космонавта уже не было речи.

Со временем наши руководители в целях экономии средств и времени пересмотрели программу отработки и под давлением нашего министерства стали сокращать экспериментальные изделия. Засомневались и в кораблях Т1К и Т2К. Т1К уберечь не удалось, а Т2К — Лунный корабль — с большим трудом отстояли. В те времена принятие решений зависело больше от авторитета личности, чем от технической необходимости. У нас такая личность была — академик М.К.Янгель, который требовал отработку ракетного блока в невесомости при штатной работе всех систем Лунного корабля. Наши руководители согласились. Создание модификации ЛК для отработки на ОИСЗ поручили нашему сектору. Пришлось попотеть над системами корабля и составлением программы полета. В нашем секторе, который возглавлял Ю.М.Фрумкин, курированию разработки систем, программ полета, логике, или как потом стали говорить, алгоритмам управления придавалось особое значение. Надо сказать, что Ю.М.Фрумкин создал в секторе с самого начала творческую атмосферу. Как-то незаметно, тактично, он умел вовремя погасить ненужные страсти, подсказать возможные решения технических задач без ущемления самолюбия исполнителя, при этом поворачивал дело так, что исполнителю казалось, что он сам «дошел» до этого. Авторитет его в секторе был большой.

И еще об одном руководителе нужно обязательно рассказать. Это сподвижник С.П.Королева, человек, который отвечал перед ним за создание беспилотных космических аппаратов, заместитель начальника отдела Е.Ф.Рязанов. Его въедливость по каждому вопросу доводила нас, молодых, до отчаяния, особенно в технической переписке со смежниками. По пять, десять раз мы переписывали письма, пока, наконец, в них не говорилось то, о чем мы хотели сказать. Как нам это пригодилось позже, ведь в командировках нас не раз выручал приобретенный опыт в составлении документов. Да и, если говорить откровенно, наверное трудновато было бы автору написать это повествование. Эрудиция Е.Ф.Рязанова в области космонавтики была огромна. Он — один из авторов, по тем временам грандиозного, открытого труда «Искусственные спутники Земли». Очень жаль, что он не дожил до испытаний Т2К. Он умер в расцвете своих творческих сил.

Разработку программы полета, как штатного ЛК6 так и Т2К, вела группа Ю.М.Лабутина (рис. 29). Ю.М.Лабутин — широко образованный специалист, его знания были сильны в вопросах прочности, теплопередачи, системах управления движением, электроснабжающих системах и т. д. Мы все, когда заходили в тупик в решении той или иной задачи, обращались к нему. Никогда не было отказа в консультации или решении задачи. Таков был общий творческий дух сектора.

Систем в корабле было около двадцати. Нужно было определить их задачи и условия эксплуатации. Вот этим и занималась группа Ю.М.Лабутина. Не пропустить, или, как мы говорили, не провалить какую-нибудь необходимую функцию между системами — это была задача номер один. В те времена наши смежники старались взять на себя как можно меньше задач, функций на свою систему. Все были слишком перегружены работой. Оплата их труда, практически, не зависела от объема выполняемых задач. Вот поэтому заставить ту или иную фирму выполнить дополнительные, проваленные задачи было, практически, невозможно. Требовалось хорошее логическое мышление, энциклопедические знания и упорство. Всеми этими качествами Ю.М.Лабутин обладал. Нужно отдать должное и нашим руководителям Ю.М.Фрумкину и Е.Ф.Рязанову, которые не бросали нас одних при решении таких споров.

Особая ответственность стояла перед этой группой — определить единые условия эксплуатации для всех систем, и, главное, отследить их в процессе разработки. Ведь трудно себе представить, что аппаратура системы управления рассчитывалась на перегрузку в пять единиц, а стоявшая рядом аппаратура системы измерений — на одну единицу? Это было бы нелогично. Но это самый простой пример, а когда начинаешь учитывать все условия эксплуатации: климатические, вибрационные, тепловые, динамические, радиационные, космические и т. д., и каждый параметр влияет на характеристики систем — этот процесс становится довольно сложным. Сложность возникала и из-за того, что разработчикам других организаций не хотелось применять новые элементы, от которых жди неожиданности, а старые не выдерживали заданных требований, вот здесь и возникали целые бои. Их нужно было выигрывать, нужно было находить взаимоприемлемые решения.

Группе Ю.М.Лабутина предстояло разработать программу полета по испытаниям созданных трех изделий. По составу они не отличались друг от друга, а по режимам работ двигательной установки были разными. При первом пуске имитировалась штатная циклограмма работы ракетного блока, при последующих — различные аварийные режимы. Естественно, после каждого включения менялась орбита объекта. Все нужно было учитывать при составлении программы полета. Разработку этого документа вел Э.Н.Родмай с группой инженеров. На первый взгляд кажется, что здесь особенного — расписать по минутам каждую фразу полета. Да, это просто, для созданного объекта, а когда объект только создается, когда еще не ясны до конца возможности систем, когда нужно учесть все ограничения по связи с объектом, когда нужно скрупулезно подсчитывать ампер-часы, когда баллистические параметры необходимо выдерживать с высокой точностью, разработка программы превращается в решение труднейшей задачи с многими неизвестными. Порой и сама программа предъявляла свои требования к системам, их составу и характеристикам, и это естественно, ведь основное в полете — выполнить программу полета. Как часто мы слышим эти слова по радио и телевидению, когда говорят про космические аппараты.

Разработкой программы полета занимаются, как правило, люди опытные, хорошо себе представляющие все системы космического объекта и «землю». А «земля» — это пункты измерений, это плавучие средства управления, это зоны действия наземных антенных систем, это баллистические центры сопровождения, это оперативные группы управления, это группы анализа и обработки поступающей с борта информации и т. д. Целый комплекс различных средств, которые необходимо подчинить единой воле, единым командам, так, как это делает ЦУП (Центр управления полетом), созданный позднее.

Испытания на ОИСЗ Лунного корабля не позволяли провести отработку посадочных устройств. На Т2К их просто не установили, но зато установили два дополнительных навесных приборных отсека. Дело в том, что каждому разработчику хотелось как можно больше узнать о работе своей системы, поэтому появилось такое количество измеряемых параметров, что штатной системой было уже не обойтись. Ограничений по массе на отработочном объекте мы, практически, не имели, вот и разрешили всем нашим смежникам досконально провести диагностику их систем в полете.

Особый вопрос стоял в приборах, позволяющих узнать положение осей объекта в полете, ведь нужно было правильно выдавать импульсы, выдавать в том направлении, в котором было необходимо, в противном случае объект затормозится и сгорит в атмосфере, так и не показав свои возможности. Кроме штатных солнечно-звездных датчиков, проверку которых мы предлагали провести на орбите, пришлось установить уже отработанные ионные датчики. Эти датчики позволяли определить положение оси в полете, а в случае необходимости, через систему управления и двигатели ориентации выставить продольную ось. Эти датчики к тому времени хорошо показали себя в полете.

Программа полета сверстана, объект изготовлен, и вот полигон.

По прибытии на полигон начались для нас, молодых, всякие неожиданности. Опытных испытателей трудно было удивить чем-либо. Все испытания объекта начались заново, как будто и не было заводских испытаний. Снова поместили объект в барокамеру, снова автономные испытания, снова комплексные испытания. Въедливо и дотошно работали испытатели, понимая, что это последние контрольные испытания перед полетом. Работали и днем, и ночью. И почему-то ночью всегда получалось успешнее.

При первых испытаниях в барокамере оказался негерметичным один из навесных отсеков. Стали разбираться. Сняли крышку и в ней обнаружили более десяти дыр. Дырочки микроскопические, но негерметичность приличная, а в условиях космоса это недопустимо. Подняли результаты заводских испытаний — нормально. Неужели после транспортировки вскрылись микропоры? Так или иначе, но крышку пришлось заменить. Таких случаев при испытаниях бывает множество. Но когда проходят комплексные испытания, и на корпусе нет минуса или плюса, все облегченно вздыхают.

Наконец, объект заправляется газами, теплоносителями системы терморегулирования. Это очень ответственные операции, требующие особого внимания. Не затянешь зарядный клапан — жди беды. Так у нас случилось при подготовке к пуску первого номера Т2К. После первой зарядки шар-баллонов двигателей ориентации оператором не до конца был затянут игольчатый клапан зарядки, в результате через сутки в баллонах давление было равно атмосферному. Ужесточили требования в документации. И так всегда, если есть ошибка в технологии, испытании, эксплуатации, то в первую очередь обращаются к документации, для этого и проводят испытания, чтобы при штатной эксплуатации не возникло непредвиденных ситуаций.

Но вот наступают заключительные операции в монтажно-испытательном корпусе. Объект устанавливают на переходную ферму носителя, снимают технологические принадлежности, укутывают экранно-вакуумной изоляцией. Смотрим в последний раз на наш родной аппарат. Одевают головной обтекатель. Все. Поехали на заправочную станцию. Проводится заправка окислителем и горючим ракетного блока и баков двигателей ориентации. Скоро старт.

Проведена стыковка с носителем.

Рис. 32. Подготовка объекта Т2К к старту завершается

Рис. 33. Т2К в полёте

Солнечным утром 24 ноября 1970 г. состоялся первый старт ЛК в космос (рис. 32, 33). Неизгладимое впечатление оставил он: ведь уходил в небо труд многих людей и не одного дня, не одного месяца, а нескольких лет. Щемит сердце от того, что уже никогда не притронешься к своему родному объекту. Как он покажет себя в полете? Все ли мы сделали, чтобы он успешно выполнил намеченную программу полета? Напряженно заработали оперативные группы. Доклады председателю государственной комиссии по проведению испытаний генералу А.А.Максимову поступают оперативно со всех измерительных пунктов. Все нормально. Многие часы длится работа. Вот отработан последний импульс, и эксперименты закончены. Поздравляли друг друга с успехом. За время полета ни одного замечания к системам корабля. Это радует, значит, потрудились не зря.

26 февраля 1971 года последовал второй старт Т2К, а затем третий — 12 августа 1971 г. Все испытания прошли успешно. Закончены наземная и летная подготовки.

Лунный корабль создан и готов к выполнению штатных полетов. Но время это так и не пришло. И здесь не вина разработчиков ЛК. После четырех неудачных пусков ракеты H1 работы по проекту в целом, в силу ряда причин, были приостановлены, а тема закрыта. Некоторым утешением для нас была тогда доставка в 1970 г. лунного грунта автоматическим аппаратом «Луна-16», разработчикам которого пришлось решить немало сложных проблем. Но горький осадок от того, что мы не достигли цели, сказался на дальнейшей деятельности, в том числе при разработке космической системы «Энергия-Буран». Не один год разработчики ракеты-носителя «Энергия» преодолевали психологическую травму, ведь и новый проект мог пойти «в корзину». Успешный пуск «Энергии» 15 мая 1987 года явился для многих самым действенным лекарством и вселил надежды на реализацию Лунной программы на более высоком уровне, потому что Луна по-прежнему представляет интерес, как объект исследования. Ее дальнейшее фундаментальное изучение позволит ответить на многие проблемные вопросы происхождения и эволюции Солнечной системы, природы и эволюции Земли, распределения земных природных ресурсов и т. д.

Исследования Луны, выполненные, главным образом, автоматическими аппаратами и путем высадки кратковременных экспедиций США в составе двух человек, дали существенные результаты с точки зрения познания собственно Луны и некоторых других вопросов. Однако эти исследования не были обширными и глубокими в силу, прежде всего, ограниченных возможностей использовавшихся технических средств и кратковременности пребывания человека на Луне.

Любые исследования Луны, выполненные без участия человека при современном развитии техники не могут существенно повысить уровень достигнутых знаний и создать широкие возможности для практического использования Луны.

Успешные запуски ракеты-носителя «Энергия» с ее возможностями по выведению на внешней подвеске тяжелых (до 102 т) крупногабаритных (диаметром до 6,7 м, длиной до 42 м) грузов открывают новые перспективы в освоении Луны и позволяют создать на ней постоянно действующие экспедиционные базы, состоящие из комплекса научно-технических средств.

Луна может стать важной базой для точных астрономических, радиоастрономических и аэрофизических наблюдений в широком частотном диапазоне при отсутствии помех, присущих Земле и околоземному пространству. Луна является уникальной платформой для проведения медико-биологических исследований в условиях частичной невесомости и отсутствия экранирования от космического излучения.

Глубокие исследования недр Луны также возможны только при длительном пребывании на ней человека.

Изучение и освоение Луны дадут возможность использовать ее как перевалочную (стартовую) базу для проведения пилотируемых экспедиций на другие планеты (например, Марс), проникновения в глубокий космос, осуществления глубоких исследован космического пространства.

В настоящее время ведутся интенсивные научно-поисковые работы по определению состава космических средств Лунной базы и их характеристик, обеспечивающих развитие работ по изучению и освоению Луны. Будем надеяться, что на этом этапе освоения Луны наша страна не останется в стороне.

Автор приносит сердечную благодарность всем, кто помогал в написании книги. И здесь сказалась былая сплоченность наших инженеров-проектантов, которые вспомнили немало случаев и нюансов при создании ЛК. Это: Ю.М.Фрумкин, Ю.М.Лабутин, Г.И.Гадалин, Э.Н.Родман, В.П.Галченко, Б.И.Сотников, Л.И.Киселев, В.Л.Пенчук, З.И.Фролова, И.С.Дашко, А.И.Рышлякова, В.Г.Иванов, В.К.Волочек, О.Н.Синица и многие другие, уже не молодые сотрудники нашего проектного сектора.

Особо хочется поблагодарить за помощь и ценные замечания А.А.Саркисьяна, человека, чья техническая и интеллектуальная эрудиция помогла в нахождении таких оригинальных механических узлов и агрегатов, без которых не мыслимо было бы создание ЛК.

Одновременно автор приносит свои извинения тем участникам создания систем Лунного корабля, чьи фамилии не упоминаются на страницах данного воспоминания. Ведь в создании даже систем Лунного корабля принимало участие несколько крупных организаций с большим числом работающих и, естественно, все их фамилии не назовешь, да автор и не ставил перед собой такую задачу. Автор хотел показать ту атмосферу творчества, энтузиазм и инициативу в работе, ответственность за порученное дело, за конечный результат сложных программ, которые способствовали разработке Лунного корабля.

Судьба разбросала многих из нас по различным темам НПО «Энергия», но все, кто работал над созданием ЛК остались в космический технике и верят в ее необходимость.

Пожелаем же им успехов в таком нелегком на сегодня деле.

 

Приложение 1

 

Приложение 2

--

Вячеслав Михайлович Филин

Воспоминания о Лунном корабле

Неизвестная страница истории отечественной космонавтики

Издательство "Культура", 1992 г.

Художник В. Штанько

ISBN 5-7158-0050-1

Редактор И. Аксенова

Сдано в набор 21.03.91. Подписано к печати 12.09.92.

Формат 84x108 1/32. Тираж 20 000 экз. 87 стр.