РАЗРАБОТКА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ КАМЕР КС-50 И ЭД-140 ВАЖНЫЙ ЭТАП В РАЗВИТИИ ЖРД В НАШЕЙ СТРАНЕ
В.К. Чванов, B.C. Судаков, В.Ф. Рахманин, Р.Н. Котельникова
В конце 40-х годов в ОКБ-456 под руководством главного конструктора В.П. Глушко был успешно воспроизведен двигатель немецкой ракеты А-4 и на его основе налажено производство двигателя РД-100. Проводились работы над созданием модернизированных двигателей РД-101 и РД-103 на базе немецкой конструкции. Однако разработкой двигателя РД-103 были практически исчерпаны возможности базовой модели РД-100. Дальнейшее развитие ракетного двигателестроения требовало иных, качественно новых конструкторских решений, которые были найдены на базе отечественного задела конструкций основных агрегатов ЖРД 30-40-х годов и достижений, полученных под руководством В.П. Глушко в результате работ с экспериментальными камерами КС-50 и ЭД-140, начатых в 1948 г.
Новая паяно-сварная конструкция камеры, эффективно охлаждаемая горючим и имеющая плоскую смесительную головку, позволила использовать более эффективные топлива, существенно повысить давление и температуру в камере сгорания. Именно такая конструкция и технология стала применяться во всех последующих разработках НПО Энергомаш и в других ОКБ нашей страны. В первую очередь это относится к двигателям РД-107 и РД-108, разработанным для межконтинентальной баллистической ракеты Р-7.
Еще не были проведены запуски ракет Р-1 и Р-2 с двигателями РД-100 и РД-101, а в ОКБ-1 была задумана разработка существенно более мощной ракеты Р-3 с двигателем с тягой 120 т. За разработку двигателя взялись на конкурсной основе ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко и коллектив под руководством А.И. Полярного из НИИ-1 МАП.
В ходе подготовительных работ по разработке двигателя РД-110 для боевой баллистической ракеты увеличенной дальности, начавшихся в 1947 г., была поставлена задача опережающей отработки форсуночной головки и модельной камеры сгорания с увеличенным удельным импульсом тяги, обеспечивающие надежную работу длительностью не менее 200 сек при давлении 60 атм при сохранении общей концепции конструкции камер, заимствованной от немецкой. В ОКБ-456 было принято решение положить в основу новой разработки конструкцию двигателей РД-100 и РД-101. Но новые, чрезвычайно высокие для того времени параметры двигателя требовали существенных изменений в конструкции камеры. В первую очередь необходимо было изменить организацию смесеобразования в камере, т.е. форкамеры. Вторым, но столь же важным вопросом было обеспечение эффективного охлаждения керосином.
В 1948 г. в ОКБ-456 в Химках создается стенд для огневых испытаний экспериментальных камер сгорания тягой 7 т. Подача компонентов топлива осуществлялась с помощью стендового ТНА. Его турбина была заимствована с ТНА двигателей РД-100 и РД-101. Насос горючего обеспечивал подачу 6,5 кг/сек керосина при давлении до 100 атм, а насос окислителя - 18 кг/сек кислорода при давлении до 80 атм. Аналогичный ТНА использовался и для подачи жидкости для охлаждения камеры сгорания. Это позволяло осуществлять подачу компонентов топлива независимо от подачи жидкости на охлаждение камеры сгорания. Для привода ТНА использовались доработанные газогенераторы двигателя РД-101.
В 1948-1949 годах было испытано 8 типов форсуночных головок. Целями испытаний были исследования качества смесеобразования при различных форсунках: одно- и двухкомпонентных и различных схемах их расположения, а также исследование охлаждающих свойств керосина. Одновременно велась отработка пайки. Именно отработка технологии пайки позволила создать качественно новую конструкцию, открывающую путь для создания ЖРД огромных тяг. В результате этих испытаний была разработана форсуночная головка ЭД121-200 с однокомпонентными центробежными форсунками, которая при испытаниях в составе экспериментальной камеры сгорания ЭД140-000 при давлении 40-45 атм обеспечивала удельный импульс величиной 225 сек.
В 1949 г. продолжались работы как по улучшению имеющихся форсуночных головок и созданию новых вариантов, так и по улучшению технологии пайки с целью повышения прочности припайки стенок, устранения свищей и пор в медных стенках, возникающих в процессе пайки. Эти работы проводились практически параллельно с работами по экспериментальной камере КС-50. Кроме того, ведутся исследования по использованию керосина для охлаждения камер сгорания для определения эффективности и надежности этого варианта охлаждения.
В 1950-1951 году отработка новых типов форсуночных головок продолжается. С целью экономии средств вначале испытания форсуночных головок шли на охлаждающей трубе простейшей конструкции: было проведено 34 огневых испытания продолжительностью по 60-70 сек 13 типов форсуночных головок, ряд из которых требовал радикальных конструкционных изменений, так как часто происходили прогары огневого днища из-за недостаточно организованного его охлаждения. Лучшие результаты были получены на форсуночных головках с одно- и двухкомпонентными центробежными форсунками. Затем отработка отобранных вариантов форсуночных головок продолжилась на камерах сгорания с соплом (ЭД140-100 и ЭД140-280). Испытания начались на камере ЭД140-100, а с декабря 1950 г. продолжались на камере ЭД140-280 без выходного конуса сопла с целью ускорения и упрощения производства. Всего на этом этапе было проведено 119 огневых испытаний: 38 на ЭД140-100 и 81 на ЭД140-280. Давление при огневых испытаниях достигало 60 атм, и было испытано 13 вариантов форсуночных головок. По результатам этих испытаний был выбран вариант двухкомпонентной центробежной эмульсионной форсунки, которая обеспечивала лучшую надежность и наибольший удельный импульс. С октября 1951 г. проведено 15 огневых испытаний этой головки на удлиненной камере сгорания, примененной для исследования влияния объема камеры сгорания на рабочие процессы, причем удельный импульс увеличился на 3 единицы по сравнению с обычной камерой сгорания. На этой форсуночной головке провели ресурсные испытания, а также провели испытания для снятия дроссельной, характеристики. Всего было испытано 8 экземпляров головки ЭД121-280, причем окончательно доведенная головка имела ресурс более 200 сек. Другие типы форсуночных головок давали худшие результаты, при этом у струйных форсунок, как правило, случались прогары при выходе на режим (обычно прогорали стальные форсунки, чем вызывали прогар медного огневого днища).
Параллельно с этими испытаниями шла отработка охлаждения камеры сгорания водой, антифризом, керосином, причем ресурс камер сгорания с качественно отработанной пайкой достигал 1050 сек. Испытывали и варианты установки форсунок в гнезда огневого днища: с помощью одного или нескольких уплотнительных колец, а затем с жестким гарантированным уплотнением без колец с последующей опрессовкой после изготовления.
Всего за 1950-1951 г. было испытано 18 типов форсуночных головок и выбрана конструкция форсуночной головки с двухкомпонентными центробежными эмульсионными форсунками, которые при давлении в камере сгорания около 60 атм обеспечили удельный импульс величиной 214-220 сек, что в пересчете для условий РД-110 давало бы удельный импульс до 307 сек. Опытное производство освоило методы изготовления экспериментальных камер сгорания.
Постановление Правительства по разработке двигателя РД-110 было принято в декабре 1950 г., хотя работы по этому двигателю были начаты еще в 1947 г. Этот двигатель тягой 140 т и удельным импульсом 285 сек в пустоте при давлении 60 атм со сферической камерой сгорания должен был иметь 19 форсуночных головок. Было разработано два варианта охлаждения двигателя: раздельное - водой и керосином, и только керосином, которое и стало после проведения ряда исследований основным. Керосиновое охлаждение позволяло значительно упростить схему, повысить надежность и снизить вес двигателя. Многие агрегаты автоматики двигателя РД-110 устанавливались в двигатель РД-103. Разработка двигателя была прекращена в 1951 г., когда по результатам экспериментальных исследований, проведенных с камерой сгорания ЭД-140, выявилась возможность создания двигателя с более высокими показателями, чем у двигателя РД-110.
Исследования различных процессов в камерах сгорания, форсуночных головках продолжались с использованием экспериментальных камер сгорания ЭД-140 еще много лет. Так в 1950 г. проводились исследования камер сгорания с увеличенным объемом, в 1952 г. - исследования эффективности внутреннего охлаждения вводом керосиновой завесы, в 1954-56 гг. - исследования работоспособности камер сгорания со стальными огневыми стенками, в 1956 г. - исследования по повышению устойчивости горения.
Практически параллельно с этими работами в 1949 г. ОКБ-456 приступило к выполнению темы по разработке экспериментальной камеры для высокоэффективных топлив. В итоге этой работы в 1949 г. были разработаны и испытаны экспериментальные камеры КС-50 с тягой 50-100 кг. Испытания проходили на кислороде с керосином и кислороде с металлизированными суспензиями (алюминия-магния) в керосине. Сама экспериментальная камера КС-50 имела плоскую головку с одной двухкомпонентной форсункой, цилиндрическую паяную камеру, к которой пристыковывается сопло. Внутренние стенки были сделаны из меди, наружные - из стали. Толщина медной стенки составляла 1 мм. Именно в ходе этих работ была разработана и осуществлена эффективная система охлаждения, благодаря использованию интенсивного оребрения тонких сечений, высокотеплопроводного материала для внутренней стенки (медь) и разгрузки тонкостенной медной горячей стенки путем припайки по вершинам ребер к наружной силовой несущей стальной стенке. В конструкции корпуса камеры был использован опыт организации охлаждения камер типа ОРМ в 30-х годах и РД-1, РД-2 первой половины 40-х годов. Конфигурация развитой за счет оребрения охлаждаемой поверхности внутренней стенки получила существенное добавление - пайку по вершинам ребер с наружной силовой стенкой. Связанные таким образом оболочки явились принципиальным новым шагом в конструкции отечественных ЖРД.
Для достижения силовой пайки по вершинам ребер внутренней и наружной стенки биметаллической конструкции в опытном производстве ОКБ-456 разработали методику вакуумной пайки, для чего были созданы новые установки и разработана новая технология. Производство столкнулось со значительными трудностями при осуществлении высокопрочного соединения интенсивно-оребренной медной стенки камеры со стальной несущей рубашкой. Были опробованы пять видов пайки: на генераторах токов высокой частоты, пламенем ацетилено-кислородной горелки, электроконтактная пайка на точечных машинах, в соляных ваннах и в электропечах. Лишь последний вид пайки в электропечах с окислительной средой с применением флюсов показал сравнительно лучшие результаты. Имеющаяся термическая электропечь оказалась непригодной, пришлось проектировать и строить новые типы электропечей с вертикальным и горизонтальным положением спаиваемых узлов. Печи имели вращательное устройство для обеспечения равномерного прогрева паяемых изделий. Неравномерность температурного поля в рабочей зоне печи составляла около 10-15°С. В ходе экспериментальных работ проверялась пригодность флюсов, припоев, самих печей, прижимов, шло определение режимов пайки. Сначала удалось добиться пайки разнородных металлов (стали и меди) на образцах, затем перешли к отработке пайки на реальной конструкции. Камера сгорания КС-50 и стала первым изделием, изготавливаемым по новой технологии с применением соединения стальной и медной стенок сложной конфигурации посредством пайки твердым припоем в электропечи. На этом этапе плотность прилегания стенок обеспечивалась их прессовой посадкой с предварительным нанесением флюса и прокладкой припоя в виде ленточной фольги, причем сама пайка производилась без прижимного приспособления. Пайка же форсуночных головок проводилась с прижимом под прессом.
В процессе экспериментальных работ были проведены огневые испытания на этиловом спирте и кислороде, на керосине и кислороде, на алюминиево-магниевых суспензиях и кислороде при давлениях до 40 атм с устойчивой работой камеры до одного часа. Сама установка для огневых испытаний КС-50 представляла собой модель ЖРД. Подача топлива осуществлялась из баллонов с вытеснением воздухом или азотом высокого давления. Подача воды из бака емкостью 130 л для охлаждения камеры производилась воздухом или азотом. Цикл испытаний начался с отработки зажигания в камере сгорания. С этой целью провели доводку пиросвечей, а также из-за их малого количества и отработку других упрощенных методов зажигания. Был выбран режим подачи компонентов топлива, обеспечивающий надежное зажигание. Отладочные запуски проводились на этиловом спирте и газообразном кислороде. Первые испытания начались 26 апреля 1949 г. на макетной камере без охлаждения, а уже в мае испытания проходили на рабочей камере с подачей керосина и кислорода. В этом же месяце (25 мая) проведены контрольно-сдаточные испытания стенда с камерой при давлении 30 атм. В июне 1949 г. было произведено форсирование КС-50 по давлению в камере сгорания. Было достигнуто давление 41 атм и тяга 75 кг. Дальнейшее форсирование было ограничено параметрами стендовых систем. Необходимо отметить, что работа КС-50 на форсированных режимах была ровной, без пульсаций, прогаров, и перегревов отдельных частей камеры не наблюдалось. Всего было проведено 55 огневых испытаний.
В июне 1949 г. были проведены еще 4 испытания установки на суспензии с кислородом. Было достигнуто давление 24,5 атм и тяга 39 кг с удельным импульсом 183 сек. В ходе таких испытаний имели место прогары форсунок, наблюдалось большое отложение продуктов сгорания на внутренних поверхностях стенок камеры. Эти дефекты были устранены путем изменения конструкции форсунок и их материала, а также введением предварительного подогрева суспензий перед испытанием.
Для обеспечения научно-исследовательских работ в Институте горючих ископаемых АН СССР по исследованию процессов в камерах сгорания, работающих на высокотеплопроизводительных топливах, ОКБ-456 изготовило и передало в этот институт специальную экспериментальную установку со всей аппаратурой и запасными камерами сгорания, а также оказывало практическую помощь в проведении таких испытаний. Контрольно-сдаточные испытания этой установки прошли в ОКБ-456 в июне 1949 г.
Таким образом, результаты, полученные в НПО Энергомаш в 50-х годах при испытаниях экспериментальных установок с камерами ЭД-140 и КС-50, работающими на жидких компонентах топлива с принципиально новым исполнением паяно-фрезерованных конструкций камер, охлаждаемых одним из компонентов топлива, плоской форсуночной головкой с одно- или двухкомпонентными форсунками, открыли путь к созданию высокоэффективных российских ЖРД РД-107 и РД-108 для первой и второй ступеней семейства ракет-носителей Р-7, двигателей, которые и поныне обеспечивают выполнение российской космической программы и коммерческих международных программ. Сегодня эти технологии доведены до совершенства, и благодаря им российские жидкостные ракетные двигатели и в первую очередь двигатели НПО Энергомаш являются самыми высокоэффективными в мире.
РАЗВИТИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Б.Б. Раушенбах
1. НАЧАЛО РАБОТ.
ПЕРВЫЙ ПРОЕКТ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ ИСЗ
Управление в космическом пространстве, в частности управление ориентацией космического аппарата, имеет свои специфические особенности, которые придают этой задаче черты, заметно отличающие управление в космосе от аналогичных задач, решаемых в обычной земной практике.
Это своеобразие связано с тем, что в космическом пространстве практически отсутствует среда, с которой аппарат может механически взаимодействовать. Хотя космический аппарат испытывает воздействие гравитационных полей, и иногда следует учитывать существование магнитных полей и солнечного давления, практически всегда в задачах управления можно пренебрегать взаимодействием с внешней средой.
Если при расчете траекторий искусственных спутников Земли и следует иногда учитывать тормозящее действие следов атмосферы, то подобные слабые эффекты сказываются лишь на больших интервалах времени (недели и месяцы полета), в то время как характерное время управления (период колебаний космического аппарата вокруг центра масс, время поворота его из одного положения в другое, время работы ракетного двигателя) исчисляется секундами или единицами минут. Единственным режимом, в котором динамическое взаимодействие со средой играет решающую роль, является спуск на планету, обладающую атмосферой. Здесь управление по сути аналогично управлению обычными летательными аппаратами, движущимися в воздушном пространстве Земли.
Во всех случаях, кроме спуска аппарата в атмосфере, отсутствие его взаимодействия со средой приводит к тому, что исчезает естественное механическое демпфирование. В результате заданное угловое положение космического аппарата (например, положение, при котором астрономический научный прибор направлен на нужную область небесной сферы) невозможно длительное время сохранить неизменным. Дело в том, что приведя космический аппарат в заданное угловое положение и "остановив" его в нем, эту остановку можно осуществить лишь с некоторой технически реализуемой точностью. Идеальная абсолютная неподвижность здесь никогда технически не достижима. В обычной земной практике такая неподвижность достигается тем, что сопротивление среды (трение о поверхность земли, сопротивление воды или воздуха) гасит в конце концов кинетическую энергию и тогда наступает абсолютная неподвижность.
В космосе при управлении ориентацией, как бы мы не стремились достичь обращения угловой скорости космического аппарата в нуль, практически всегда будет оставаться некоторая малая остаточная скорость, которая самостоятельно не будет уменьшаться до нуля вследствие отсутствия взаимодействия со средой. Поэтому заданная ориентация будет постоянно нарушаться, и ее оказывается необходимым периодически восстанавливать. В результате возникает непрерывный расход топлива или энергии на поддержание ориентации, и этот расход может стать настолько большим, что окажется определяющим запасы топлива на космическом аппарате.
Описанная здесь особенность управления в космосе делает его совершенно иным, чем управление в обычных земных условиях. В земных условиях главными при разработке систем управления движением являются требования точности, противодействия случайным внешним возмущениям (например, порывам ветра), получения оптимальных переходных процессов. Вопрос о расходе топлива, необходимого для такого управления, просто не возникает. Основной расход топлива в земных условиях идет на преодоление сопротивления среды, а его доля, идущая на управление - ничтожно мала.
В космосе нет необходимости бороться с сопротивлением среды, зато большие массы топлива идут на осуществление управления движением, поэтому главным требованием становится максимальное снижение потребления топлива системой управления и получения оптимальных переходных процессов.
Различие проблем, возникающих при разработке систем управления движением космических и земных аппаратов, не сводится, конечно, только к упомянутому выше. Их больше, но даже приведенного примера достаточно, чтобы почувствовать, что при создании первых систем управления движением космических аппаратов опыт аналогичных систем земных аппаратов не мог дать многого.
Теоретическое исследование круга проблем, связанных с управлением ориентацией космических аппаратов, было развернуто в Советском Союзе начиная с 1955 г. К тому времени имелись отдельные соображения о способах управления в работах К.Э. Циолковского, Ф.А. Цандера, Ю.В. Кондратюка [12] и некоторых зарубежных ученых, однако их было явно недостаточно для начала разработки реальных систем управления. Работы, начатые в 1955 г., велись в двух направлениях: изучение возможности создания пассивных систем ориентации (использующих естественные гравитационные моменты, создаваемые полем тяготения Земли, и не требующих затрат топлива или энергии, но не способных осуществлять ориентацию по любому заданному направлению и относительно быстро изменять ориентацию и стабилизировать КА в новом направлении) и активных систем управления ориентацией (преимуществом которых является возможность осуществления любых режимов ориентации, но зато расходующих топливо и энергию). Работы по этим взаимно дополняющим друг друга направлениям велись в двух различных научных институтах. Эти работы объединялись тем, что они велись под общим руководством акад. М.В. Келдыша. Ниже речь будет идти только об активных системах управления движением космических аппаратов.
Исследования 1955-1956 годов позволили дать комплексное решение задачи управления ориентацией искусственного спутника Земли. В итоговом отчете не только давалось теоретическое решение наиболее важных отдельных задач, возникающих при разработке проблемы управления ориентацией, но был также приведен предэскизный проект такой системы управления, В этом проекте уже имелись основные элементы, впоследствии ставшие классическими в подобного рода системах.
В упомянутом предэскизном проекте местная вертикаль строилась при помощи оптического датчика, работающего по горизонту Земли, а плоскость орбиты (курсовой угол) строился при помощи неизвестного тогда гироскопической технике специального гироскопического прибора, называемого сегодня "гироорбитой". Управление угловым положением космического аппарата производилось с помощью трех одностепенных гиростабилизаторов (маховиков) с изменяемыми направлением и скоростью вращения. Было показано, что эти маховики не следует приводить во вращение электромоторами обычной схемы, а получение малых потреблений энергии возможно лишь в том случае, если эти электромоторы-маховики будут выполнены по безредукторной схеме с внутренним статором.
В этом же проекте была обоснована необходимость второго контура исполнительных органов. Реактивные двигатели ориентации, установленные в этом втором контуре, должны были работать на сжатом азоте. Все это позволило С.П. Королеву (в связи с разработкой проекта ориентированного спутника ОД) написать в начале 1957 г.: "... проведены работы, показывающие, что имеется техническая возможность создания системы активной ориентации искусственного спутника" [1, с. 373].
В 1957 г, были произведены дальнейшие уточнения разработанного в 1956 г. проекта. Было показано, что в оптическом построителе местной вертикали следует использовать инфракрасное излучение Земли (что позволяло прибору функционировать и на теневой стороне Земли); уточнено, что три маховика должны быть одинаковых размеров и по возможности работать на очень малых оборотах (в режимах медленного вращения то в одну, то в другую сторону) [2].
2. ПЕРВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ АМС
В том же 1957 г. параллельно с работой над описанной выше системой ориентации искусственного спутника Земли и разработкой ее более совершенной модификации возникла новая задача, связанная с предполагавшимся фотографированием обратной стороны Луны. Проектные проработки автоматической межпланетной станции такого назначения уже велись в конструкторском бюро С.П. Королева, и полученные оттуда исходные данные позволили, опираясь на имевшийся опыт, предложить проект системы управления ориентацией для этой станции, впоследствии ставшей известной как "Луна-3".
Система активной ориентации для фотографирования обратной стороны Луны существенно отличалась от систем для спутников Земли. Она предназначалась для кратковременной ориентации только при фотографировании Луны, поэтому экономичность системы (малое потребление рабочего тела реактивными двигателями и электроэнергии) не имела столь важного значения. Это позволило отказаться от использования сравнительно сложных устройств силовой гироскопии (в частности, маховиков) и ограничиться для получения моментов управления реактивными двигателями простейшего типа, работавшими на сжатом азоте.
Что касается датчиков первичной информации, то они тоже были другими: группа солнечных датчиков и оптический датчик Луны, а для введения в систему управления демпфирования - датчики угловой скорости. Точно так же, как система активной ориентации, разрабатывавшаяся для искусственного спутника ОД, заложила основу классической схемы системы управления ориентации таких спутников, система ориентации межпланетной станции "Луна-3" содержала некоторые важные моменты, ставшие "классическими" для космических аппаратов далекого космоса.
Это прежде всего относится к логике наведения некоторой оси, связанной с космическим аппаратом на заданный небесный ориентир (в рассматриваемом случае оптической оси фотоаппарата на Луну). Речь идет о двухступенчатом поиске небесных ориентиров вдали от планет: сначала наведение некоторой вспомогательной оси космического аппарата на Солнце, а затем, опираясь на это направление, нахождение направления на заданный небесный объект.
При разработке системы управления ориентацией космического аппарата "Луна-3" уже было известно, что расход рабочего тела (в данном случае сжатого азота) прямо пропорционален квадрату угловой скорости колебаний космического аппарата вокруг центра масс и обратно пропорционален допуску на точность ориентации. Поэтому с целью уменьшения потребных запасов газа темп вращения в режиме поддержания заданной ориентации был сделан минимально возможным. Для этого исполнительные органы (микрореактивные двигатели на сжатом азоте) работали в этом режиме импульсно, со временем включения порядка 0,1 сек. Импульсный характер включений двигателей ориентации в режимах поддержания ориентации тоже стал впоследствии общепринятым.
Полное отсутствие опыта создания такого рода систем управления не только в СССР, но и в мировой практике потребовало особенно тщательной отработки всей системы в наземных условиях. С этой целью было решено произвести последовательное натурное моделирование каждого из трех каналов управления (управлении по условным каналам крена, рысканья и тангажа с реальной аппаратурой). Для таких испытаний был изготовлен специальный динамический стенд. Горизонтальная платформа, которой придавался натурный момент инерции и на которой устанавливалась реальная аппаратура космического аппарата (датчики, блок логики, микрореактивные двигатели), подвешивалась на полифилярном подвесе, имевшем достаточно большую длину. Его верхняя точка крепления отслеживала движение платформы с помощью специальной следящей системы, получавшей информацию о поворотах платформы бесконтактно, путем использования оптического устройства.
В результате при поворотах платформы внешние моменты, возникавшие со стороны подвеса динамического стенда, практически равнялись нулю, что хорошо имитировало условия работы в космосе. Стенд был настолько чувствительным, что основные испытания системы велись ночью, когда практически полностью исчезали дневные возмущения, связанные с колебаниями здания, в котором был установлен стенд, от движения транспорта по улице, работы станков и т.п. Для того чтобы могли функционировать оптические датчики в помещении стенда были установлены имитаторы Солнца и Луны. Иногда на платформе устанавливалось бортовое фотоустройство и тогда получались фотографии имитатора Луны.
В первые годы работ по созданию систем управления ориентацией космических аппаратов такие полифилярные стенды сыграли заметную роль. Они позволили разработчикам систем в короткий срок приобрести необходимый практический опыт и знания. Сегодня такие стенды уже излишни - имеющийся опыт разработок и использование электронных вычислительных машин позволяют создавать более совершенные отработочные комплексы.
7 октября 1959 г. автоматическая межпланетная станция "Луна-3" произвела фотографирование обратной стороны Луны с расстояния порядка 65 тыс. км. Это было началом внеатмосферной астрономии, началом изучения планет космическими средствами и первым случаем управления движением в космическом пространстве. Успех фотографирования показал правильность заложенных в систему управления ориентацией идей и высокую степень надежности системы, обеспеченную, в частности, ее наземной отработкой.
Параллельно с созданием системы ориентации для фотографирования обратной стороны Луны продолжались теоретические и экспериментальные работы, связанные с разработками систем активной ориентации искусственных спутников Земли различного назначения. Уже работы по спутнику ОД и по системе ориентации для межпланетной станции "Луна-3" показали, что очень часто требования системы управления движением сильно сказываются на общем облике космического аппарата, его компоновке (ниже это будет проиллюстрировано на примере спутника связи "Молния-1"). Такая взаимосвязь требовала самого тесного сотрудничества разработчиков космического аппарата и разработчиков системы управления движением. Это было особенно справедливым для начального периода становления космической техники, когда каждый новый шаг был шагом первопроходцев, когда не существовало опыта создания и эксплуатации ни систем управления, ни космических аппаратов, а следовательно, не существовало привычных сегодня методов проектирования, опирающихся на предшествующий опыт разработок решения, получившие признание как классические.
Все сказанное выше привело к тому, что дальнейшие работы в области активной ориентации космических аппаратов стали вестись в более тесном взаимодействии с конструкторским бюро С.П. Королева и под его непосредственным руководством.
3. СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ ПЕРВОГО КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ
В 1960 г. на околоземные орбиты были выведены космические аппараты, названные тогда "кораблями-спутниками", поскольку они являлись прототипом первого пилотируемого космического корабля "Восток". На этих спутниках отрабатывались наряду с многими другими и проблемы активной ориентации на орбите и спуска на поверхность Земли. В соответствии с этим на них устанавливались система активной ориентации и система угловой стабилизации при работе тормозного ракетного двигателя. Последняя из названных систем была выполнена по схеме, обычной для ракет-носителей с упрощениями, связанными с кратковременностью работы тормозной двигательной установки и постоянством требуемого направления тяги ракетного двигателя. В силу сказанного здесь эта система рассматриваться не будет. Подобные системы всегда сводятся к очевидной совокупности гироскопических приборов (нескольких свободных гироскопов или гироплатформы), иногда гироскопических датчиков угловых скоростей, акселерометров той или иной схемы, блока логики с усилителем-преобразователем и рулевых машин, осуществляющих повороты ракетного двигателя, или заслонок, регулирующих поступление рабочего тела к управляющим соплам.
Что касается системы управления ориентацией, то на кораблях-спутниках были установлены два независимых контура управления, выполненных по различной схеме. Один контур был основан на работах 1956-1957 гг., о которых выше шла речь. В нем были использованы инфракрасный построитель местной вертикали, однороторная гироорбита [3, с. 5231 и блок датчиков угловых скоростей. Получаемые с этих приборов сигналы обрабатывались в блоке логики и в конечном итоге включали реактивные двигатели ориентации, работавшие на сжатом азоте. Как видно из сказанного, это была схема, предлагавшаяся в свое время в предэскизном проекте 1956 г., упрощенная отказом от использования электромоторов-маховиков.
Другой контур управления состоял из солнечного датчика и блока датчиков угловых скоростей с соответствующим блоком логики. Управление ориентацией велось с помощью реактивных двигателей ориентации, которые были общими с первым контуром. В зависимости от команд, поданных с Земли, мог включаться тот или другой контур системы ориентации.
Полученный в процессе летных испытаний опыт показал, что первый контур более универсален, зато второй отличается большей простотой. В дальнейшем обе эти линии получили развитие: солнечная ориентация была использована на космических кораблях "Восток" и "Восход", а основанная на инфракрасном построителе местной вертикали - на кораблях "Союз".
Корабли-спутники, запускавшиеся в 1960 г., были первыми КА, которые содержали как систему управления ориентацией, так и ракетный двигатель, способный изменить траекторию полета такого спутника (с соответствующей системой стабилизации). Таким образом, это были первые космические аппараты, способные к маневру - изменению своей орбиты. Правда, фактически из всех возможных маневров они совершали лишь посадочный маневр, но это было связано с программой полета, и не меняет сути дела. Позже аналогичные системы управления движением использовались (в частности, на кораблях "Союз") не только для посадочного маневра, но и для маневров подъема орбиты, маневров построения исходной для сближения и т.п.
При создании серии космических кораблей "Восток" одним из основных требований к ним была простота конструкции и надежность. Это вполне естественно для первых кораблей, предназначавшихся для пилотируемых полетов. Требование простоты конструкции было обусловлено двумя причинами: во-первых, простота схемных и конструктивных решений позволяла сократить сроки создания корабля, а во-вторых, она одновременно увеличивала его надежность. Исходя из требований максимальной простоты, система управления ориентацией была сделана "солнечной". Простейший оптический прибор, реагировавший на солнечный свет, вырабатывавший сигналы релейного типа, дополненный гироскопическими датчиками угловой скорости, выходной сигнал которых тоже был релейным, давали информацию, достаточную для получения в блоке логики сигналов управления реактивными двигателями ориентации [4]. Простота системы и, как следствие, малые объемы и массы аппаратуры позволили применить для увеличения надежности схему троирования наиболее важных блоков аппаратуры. С той же целью система исполнительных органов (реактивных двигателей ориентации, работавших на сжатом азоте) была дублирована. Переход с одного комплекта исполнительных органов на другой происходил автоматически при возникновении каких-либо неисправностей во включенном комплекте. Логика работы системы ориентации предусматривала три последовательных режима: гашение угловых скоростей (полученных космическим кораблем при отделении его от носителя), поиск Солнца и удержание продольной оси корабля, направленной на Солнце. В результате установления ориентации ось тормозного ракетного двигателя оказывалась направленной на Солнце, и сообщаемый им космическому кораблю импульс был направлен "от Солнца". Таким образом, путем выбора подходящего времени включения двигателя можно было получить нужное направление посадочного импульса по отношению к Земле. Включение двигателя производилось вскоре после выхода корабля "Восток" из тени Земли, т.е. импульс оказывался направленным против скорости полета (тормозным) и, поскольку в момент включения Солнца был уже несколько выше местного горизонта, имел "прижимающую" к Земле составляющую. Простота схемы ориентации имела следствием ограниченные возможности ее использования. По сути, она годилась только для обеспечения режима посадки и то на небольшом участке орбиты. Посадка (точнее включение ракетного двигателя для осуществления этого маневра) не могла производиться на теневой стороне Земли, а также над освещенной, если в точке включения двигателя Солнце уже перешло через местный зенит в вечернюю половину неба. Эти ограничения не мешали осуществлению первых пилотируемых полетов, поскольку приземление космонавта должно было происходить в светлое время дня.
Все же такие ограниченные возможности узкоспециализированной системы автоматического управления ориентацией были ее серьезным недостатком. Для обеспечения должной безопасности полета надо было располагать системой ориентации, позволяющей совершать посадку с любой точки орбиты, например, при возникновении аварийной ситуации. С этой целью на космических кораблях "Восток" (и на всех последующих пилотируемых кораблях) была предусмотрена установка системы ручного управления ориентацией. Эта система управления не только расширяла возможности осуществления разнообразных режимов ориентации, но и дублировала автоматическую систему в штатных режимах посадочного маневра.
Следовательно, установка системы ручного управления тоже была мероприятием, увеличивающим надежность выполнения программы полета. Важно отметить, что это было не количественное дублирование (установка вместо какого-либо одного блока управления двух или трех таких блоков), но дублирование по принципу действия (вместо автоматики - ручное управление), т.е. более глубокое дублирование. Сигналы с ручки управления, отклоняемой космонавтом, не поступали непосредственно на реактивные двигатели ориентации, а поступали в блок датчиков угловых скоростей. Это было сделано для того, чтобы ограничить максимально возможные угловые скорости поворота космического корабля. Как уже говорилось выше, расход рабочего тела (в данном случае сжатого азота) в основном режиме ориентации - режиме поддержания - пропорционален квадрату сообщаемой космическому аппарату угловой скорости. Следовательно, описанная схема ручного управления не допускала перерасхода рабочего тела.
Контур исполнительных органов был тот же, что и у системы автоматического управления ориентацией. Суждение о правильности ориентации корабля космонавт получал, наблюдая Землю через специальный оптический прибор, в кольцевой зоне поля зрения которого он видел горизонт Земли (и судил по этому горизонту о правильности углов тангажа и крена), а в центральном поле зрения - "бег Земли" (судил по нему о правильности угла рыскания, или курса). Описанная схема ручного управления также стала впоследствии классической. Для того, чтобы космонавт приобрел необходимые навыки ручного управления космическим кораблем был создан наземный тренажер, на котором отрабатывались эти навыки.
Тренажер состоял из точного макета кабины космонавта, а отклонения ручки управления приводили к соответствующим изменениям картины в полях зрения оптического прибора ориентации. Современные тренажеры в своей основе следуют этой схеме. Как видно из этого краткого описания, уже при подготовке первого пилотируемого полета разработчики системы управления ориентацией столкнулись со всеми теми специфическими проблемами, которые и сегодня волнуют создателей подобных систем: разумное сочетание автоматической и ручной системы, экономное расходование энергии рабочего тела, визуальные приборы ориентации, создание тренажеров.
Первый полет человека в космическое пространство, эпохальный полет Ю.А. Гагарина, подтвердил правильность идей, реализованных в космическом корабле "Восток". Сказанное относится и к системе управления ориентацией. Правда, это касается только автоматического контура, поскольку 12 апреля 1961 г. Гагарин не включал ручного управления ориентацией. Здесь при подготовке программы полета была проявлена разумная осторожность, требующая постепенности при отработке всякой новой техники. Впервые систему ручного управления успешно испытал Г.С. Титов во время своего полета 6-7 августа 1961 г. на космическом корабле "Восток-2". Космические корабли "Восход" имели систему управления ориентацией, аналогичную той, которая была на кораблях "Восток". Здесь достойно упоминания, что в полете П.И. Беляева и А.А. Леонова (март 1965 г.) ручной контур системы управления ориентацией дважды использовался, как основное средство управления кораблем. Это было сделано непосредственно перед выходом Леонова в открытый космос с целью поставить космический корабль в такое положение, при котором регистрирующая аппаратура (кино и телекамеры) были бы наилучшим образом расположены относительно Солнца и во время совершения посадки.
4. СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ ПЕРВЫХ НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННЫХ ИСЗ
В начале 60-х годов было принято решение о разработке высокоэффективного спутника связи, который позволил бы установить телевизионную и телеграфную связь с отдаленными пунктами Советского Союза и зарубежных стран и одновременно позволил бы передавать московские телевизионные программы в эти пункты. В апреле 1965 г. такой спутник ("Молния-1") был выведен на расчетную орбиту. Эти спутники оказались настолько эффективными, что продолжают успешно служить и сегодня. При разработке спутника "Молния-1" его создатели столкнулись с рядом задач, которые потребовали совершенно иного подхода к проблеме возможно меньшего потребления рабочего тела и энергии системой управления ориентацией. Это было связано с тем, что спутник связи должен был непрерывно функционировать более года. В то время этот срок казался огромным (ведь у летавших до этого спутников Земли возможное время активной ориентации измерялось часами, сутками или, в лучшем случае, двумя-тремя неделями). Требование большой длительности процесса активной ориентации усложнялось разнообразием задач, возлагавшихся на систему управления движением - надо было непрерывно ориентировать солнечные батареи на Солнце (поскольку питание передающей радиосистемы и ряда служебных систем требовало относительно большого расхода электроэнергии), непрерывно ориентировать параболические антенны на Землю, иметь возможность периодически совершать маневры коррекции орбиты.
Попытка решения такой совокупности задач "в лоб" путем установки ряда подсистем, каждая из которых выполнена по уже известным тогда принципам, показала полную бесперспективность такого пути, прежде всего вследствие необходимости обеспечения немыслимо больших расходов рабочего тела. Более внимательный анализ выявил неизбежно применения силовой гироскопии для управления ориентацией, однако и здесь оказалось, что использование схемы развитой в работах 1956-1957 гг., основанной на использовании трех электродвигателей-маховиков, не достигает цели.
В результате углубленной проработки теории гиросиловой стабилизации космических аппаратов был предложен принципиально новый способ, аналогов которого не существовало ни в СССР, ни в США, названный впоследствии методом связывания скрытого кинетического момента с корпусом КА [3, с. 444]. Суть этого метода сводится к тому, что на аппарате устанавливается силовой гироскоп, ротор которого приведен в быстрое вращение и ось которого все время должна сохранять почти неизменное положение относительно корпуса КА, Такой гироскоп будет стремиться сохранить свое положение в абсолютном пространстве неизменным.
Если связать корпус аппарата с этим силовым гироскопом при помощи упруговязкого подвеса, то при любых малых отклонениях оси корпуса от оси такого гиросилового стабилизатора в подвесе будут возникать силы, которые в конечном итоге заставят корпус вернуться в прежнее положение, что дает стабилизацию по двум осям. Такая система особенно удобна для тех случаев, когда какая-либо ось КА должна сохранять свое положение неизменным (или почти неизменным) в абсолютном пространстве. Именно это и требовалось от спутника связи для непрерывной ориентации рабочих поверхностей установленных на нем солнечных батарей в направлении Солнца.
Тот же силовой гироскоп обладал возможностью незначительного изменения числа своих оборотов, и этого оказалось достаточным для управления также и вокруг третьей оси. Из сказанного ясно, что здесь полная стабилизация углового положения спутника была получена при помощи одного силового гироскопа.
Но это еще далеко не все. Этот же гироскоп использовался в качестве двухкомпонентного датчика угловой скорости корпуса КА, и по его сигналам включались реактивные двигатели ориентации, работавшие на сжатом азоте. При периодических заходах в тень Земли, а также в тех случаях, когда было необходимо производить коррекцию периода обращения спутника путем включения ракетного двигателя, этот же гироскоп работал в "режиме памяти". Как видно из сказанного, система ориентации спутника "Молния-1" была основана на многоцелевом использовании одного силового гироскопа.
Информация об угловом положении спутника относительно Земли и Солнца давалась группой оптических приборов, они же служили для направления подвижных параболических антенн на Землю. Сложная динамическая схема системы управления ориентацией этого спутника парадоксальным образом привела к очень простой логике управления, к простым (а следовательно, надежным) блокам управления и к ничтожно малым расходам рабочего тела [5]. Спутник связи "Молния-1" является хорошим примером определяющего влияния системы управления ориентацией на общий облик космического аппарата. Относительно большие размеры гиросилового узла сделали его тем центральным телом, вокруг которого были сгруппированы все приборы. В результате корпус КА приобрел вытянутую, веретенообразную форму, и в одном из его концов была расположена корректирующая двигательная установка. Поскольку основной режим ориентации спутника определялся необходимостью непрерывной подзарядки аккумуляторов током солнечных батарей, а следовательно, постоянством их ориентации на Солнце, постольку основным движением спутника было поступательное движение по орбите. В подобном случае угол между продольной осью корпуса спутника и направлением на центр Земли монотонно изменяется по мере движения по орбите, поэтому гравитационные моменты, приложенные к корпусу спутника, будут в некоторые моменты времени достигать максимальных величин. Чтобы уменьшить амплитуды этих возмущающих моментов, следовало приблизить эллипсоид инерции спутника к сфере. Это можно было достигнуть, расположив панели солнечных батарей в плоскости, перпендикулярной продольной оси корпуса спутника. Так возникла характерная для спутника "Молния-1" форма "ромашки". Рассмотренный пример интересен в том отношении, что указывает на настоятельную в некоторых случаях необходимость (во всяком случае в начальный период развития космической техники) разработки космического аппарата и его системы управления движением, как единого целого. В этом отношении космическая техника резко отличается например, от авиации, в которой облик самолета в основном определяется требованиями аэродинамики, но никак не требованиями установки на самолете автопилота. Идеи, которые были заложены в проект спутника связи "Молния-1", оказались настолько плодотворными, что и сегодня успешно используются в аналогичных конструкциях. Почти одновременно со спутником связи "Молния-1" разрабатывался и другой спутник народнохозяйственного назначения - "Метеор"- Этот спутник предназначался для метеорологических наблюдений. В 60-х годах фронт работ по осуществлению космических проектов настолько увеличился, что ряд объектов начал разрабатываться не в КБ С.П. Королева, а в других организациях. Одним из таких объектов и был "Метеор". При его создании был, конечно, использован опыт, полученный при разработке систем управления ориентацией объектов, проектировавшихся для организации С.П. Королева. В основу динамической схемы спутника "Метеор" была положена схема ориентированного спутника ОД, о которой речь была выше (управление при помощи трех электродвигателей-маховиков по сигналам инфракрасного датчика местной вертикали и гироорбиты). По сравнению с проектом ОД в метеоспутниках "Метеор" был сделан существенный шаг вперед, связанный с обеспечением большой длительности активного существования такого спутника. Если в проекте ОД второй контур исполнительных органов был основан на использовании только реактивных двигателей ориентации, работавших на сжатом газе, то на спутниках "Метеор" эта задача была возложена на специальную электромагнитную систему, которая позволяет получать нужные управляющие моменты путем взаимодействия этой системы с магнитным полем Земли, т.е. без затраты массы рабочего тела.
5. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ АМС ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ
Наряду с разработкой пилотируемых и беспилотных спутников Земли параллельно велись работы по аппаратам дальнего космоса. С 1961 г. начались пуски АМС к ближайшим планетам Солнечной системы - Венере и Марсу, а в 1964 г. возобновились пуски к Луне. Приступив к реализации проекта системы управления движением для космических аппаратов "Венера" и "Марс", разработчики стремились унифицировать ее, сделать достаточно универсальной, приспособленной для любых полетов между орбитами Венеры и Марса. Она использовалась поэтому и на первых космических аппаратах "Зонд". В силу сказанного, ее обсуждение будет производиться без привязки к какому-либо конкретному типу автоматической межпланетной станции, запускавшемуся в 60-х годах. Задачи, которые должна была решить система управления движением аппаратов дальнего космоса, сводились к необходимости обеспечения нескольких различных ориентации космического аппарата и обеспечения его угловой стабилизации во время включения корректирующего ракетного двигателя при исполнении маневра коррекции траектории. Для постоянной подзарядки бортовых аккумуляторов требовалась ориентация рабочих поверхностей солнечной батареи на Солнце. Для установления высокоинформативной линии связи Земля-борт-Земля требовалась ориентация параболической антенны на Землю. Перед выполнением маневра коррекции траектории была необходима высокоточная ориентация осей космического аппарата относительно звездных ориентиров. Поскольку солнечные батареи и параболическая антенна были жестко связаны с корпусом аппарата, а корректирующий ракетный двигатель мог отклоняться во время работы только слегка, во всех трех случаях требовалась стабилизация углового положения КА, различная в каждом случае ориентация корпуса космического аппарата. Режим ориентации КА был непрерывным: один тип ориентации мог сменяться другим, но неориентированный полет (прежде всего вследствие необходимости обеспечения аппарата электрической энергией) был недопустим. Длительность полета к Венере и Марсу составляет около полугода, поэтому возникла задача создания высокоэкономичной системы управления ориентацией. Произведенные исследования показали, что использование для целей ориентации электродвигателей-маховиков или иных гиросиловых стабилизаторов не является рациональным. Это связано, во-первых, с их относительно большой массой и, во-вторых, с необходимостью непрерывного расходования энергии, в то время как энергетический баланс был на этих космических аппаратах и без того весьма напряженным.
Использование двигателей ориентации, работающих на сжатом газе, оказалось в рассматриваемом случае более рациональным вследствие того, что режимы точной ориентации (перед коррекцией траектории и при ориентации параболических антенн на Землю) имели в сумме не слишком большую длительность. Полетным заданием предусматривалась возможность лишь двух коррекций, а сеансы связи с Землей повторялись раз в две недели и были ограничены временем около одного часа.
Таким образом, из нескольких месяцев полета режимы точной ориентации длились в сумме около суток, все остальное время КА должен был находиться в режиме постоянной солнечной ориентации. Следовательно, именно этот режим, режим ориентации солнечных батарей, определял экономичность системы ориентации.
В разделе 2, посвященном началу работ над системой ориентации для фотографирования обратной стороны Луны, уже говорилось о том, что расход сжатого газа (и любого ракетного топлива) прямо пропорционален квадрату угловой скорости колебаний космического аппарата и обратно пропорционален допуску на точность ориентации.
Отсюда следовало, что режим постоянной солнечной ориентации должен был быть выбран с максимально допустимой амплитудой колебаний корпуса космического аппарата. Поскольку эффективность солнечных батарей пропорциональна косинусу угла падения солнечных лучей на их поверхность, поскольку довольно низкая точность ориентации, порядка ±10, была вполне допустимой (при этом ток заряда колебался на величину порядка 2%).
Что касается уменьшения угловой скорости колебания, то оно было получено введением режима "минимальных импульсов", при котором реактивные двигатели включались импульсно, на технически достижимый минимальный интервал времени, в результате чего космический аппарат изменял угловую скорость на минимально достижимую величину, и в конечном итоге возникали колебания с угловой скоростью порядка 0,01 град/с.
Сигналы на включение двигателей вырабатывались сравнительно простым оптическим датчиком. Для уменьшения потребления электроэнергии логика этих включений была построена так, что можно было обойтись без использования гироскопических датчиков угловых скоростей [8]. Все эти мероприятия привели к тому, что расход энергии и рабочего тела (азота) были чрезвычайно малыми, и сравнительно небольшие запасы сжатого газа были достаточны для многомесячной непрерывной ориентации солнечных батарей.
С целью повышения надежности режима постоянной солнечной ориентации, важнейшего, без которого функционирование АМС становилось невозможным, этот режим был задублирован. Исключительно высокие требования, предъявленные к надежности режима, обеспечивавшего энергоснабжение, сделали целесообразным не простое количественное дублирование, а дублирование по принципу действия.
Поэтому наряду с описанным выше методом ориентации солнечных батарей был разработан и гироскопический метод. Он сводился к тому, что при помощи другого солнечного датчика, соответствующая ось КА направлялась на Солнце, после чего производилась его "закрутка" вокруг этой оси, и система управления ориентацией выключалась. Угловая скорость, которая сообщалась космическому аппарату, была сравнительно невелика - порядка 1 град/с, однако этого было достаточно, чтобы такое вращающееся тело вело себя, как гироскоп и сохраняло направление оси вращения неизменным, т.е. постоянно направленным на Солнце. Расход энергии и рабочего тела был связан только с поиском Солнца и последующей закруткой, поэтому, отнесенный ко всему последующему времени непрерывной ориентации на Солнце, был незначителен, поскольку в силу отсутствия в космическом пространстве потерь механической энергии, первоначально сообщенная КА угловая скорость сохранялась в течение всего времени полета.
Описанная здесь картина постоянной солнечной ориентации в режиме "закрутки" нуждается в одном существенном дополнении. Сохранение направления оси вращения космического аппарата в абсолютном пространстве строго постоянным не дало бы нужного эффекта. Дело в том, что вследствие движения по орбите направление прямой "космический аппарат-Солнце" медленно изменяло свое положение. Поэтому и ось вращения космического аппарата должна была очень медленно (порядка 1 град/сутки) тоже поворачиваться, чтобы сохранить положение солнечных батарей неизменным относительно направления солнечных лучей. Этот медленный поворот производился без затрат энергии или рабочего тела и при выключенной системе управления ориентацией за счет использования сил солнечного давления. Внешние формы космического аппарата и его центровка (расположение центра масс относительно центра давления солнечного излучения) выбирались так, чтобы момент сил солнечного давления имел нужную величину и знак.
Вероятно, это был первый случай использования человеком сил солнечного давления не только в космической технике, но и в технике вообще. Ориентация, которая должна была предшествовать коррекциям межпланетной траектории, сводилась к тому, что система из двух оптических датчиков (их положение определялось командами, получаемыми по радио с Земли) находила и удерживала направления на Солнце и звезду Канопус с точностью порядка единиц угловых минут. Поиск этих ориентиров осуществлялся по двухступенчатой схеме - сначала поиск Солнца, а потом путем вращения вокруг оси "космический аппарат-Солнце" нахождение Канопуса датчиком с узким полем зрения. Эта схема являлась дальнейшим развитием той, которая использовалась еще в 1959 г. при фотографировании обратной стороны Луны.
После того, как нужная ориентация была достигнута, в заданный момент времени включался корректирующий ракетный двигатель, сообщавший АМС импульс нужной (переданной по радио с Земли) величины. Стабилизация углового положения космического аппарата во время работы ракетного двигателя требовала более мощного управления, и оно осуществлялось специальной системой стабилизации, использовавшей гироскопический комплекс, работавший в режиме памяти. По сигналам этой системы производились малые повороты ракетного двигателя, подвес которого разрешал необходимые углы отклонения. Более подробное описание управления в режиме коррекции траектории можно найти в статье [8].
Ориентация в сеансах связи параболической антенны на Землю осуществлялась по совершенно аналогичной схеме, с той лишь разницей, что вместо звездного датчика, работавшего по Канопусу, использовался датчик Земли, оптическая ось которого была параллельна оси симметрии диаграммы направленности параболической антенны. Как следует из приведенного краткого описания, система управления движением АМС на межпланетных трассах уже в 1961 г. была достаточно полной и совершенной. Эта система позволила осуществить в 1965 г. достижение поверхности Венеры, а в 1967 г. получить данные об атмосфере планеты во время спуска научной аппаратуры на парашюте. Применяемые сегодня системы управления движением межпланетных аппаратов в своих основных чертах восходит к описанной системе начала 60-х годов.
Одновременно с осуществлением полетов к Марсу и Венере продолжалась программа изучения Луны космическими средствами. Здесь новой и принципиальной задачей было решение проблемы мягкой посадки на Луну. Это потребовало не только спуска на поверхность Луны по траектории торможения, осуществляемого посадочным ракетным двигателем, но и привело к повышенным эребованиям к точности сближения космического аппарата с Луной, сравнительно с аналогичными требованиями, предъявлявшимися к автоматическим межпланетным станциям "Луна-1,2,3"- В феврале 1966 г. АГМ "Луна-9" совершил мягкую посадку на Луну в Океане Бурь, передав на Землю первое телевизионное изображение ее поверхности.
Рассмотрим характерные особенности системы управления движением космических аппаратов при полетах по трассе Земля-Луна на примере системы управления автоматической станцией "Луна-9" [9]. Для высокоточной посадки в выбранном районе лунной поверхности оказалось необходимым проведение коррекции траектории. Оптимальным местом проведения коррекции была признана область пространства, лежащая приблизительно на половине до Луны. Более ранняя коррекция не давала нужной точности, более поздняя - требовала недопустимо больших запасов ракетного топлива. Проведение коррекции траектории можно было бы осуществить так же, как и при полетах к Венере или Марсу (опираясь на Солнце и Канопус), однако наличие столь мощных оптических ориентиров, как Луна и Земля, позволило разработать систему коррекции, опирающуюся на эти близкие светила.
Ориентация перед коррекцией траектории осуществлялась по ставшей классической двухступенчатой схеме. Сначала поиск Солнца и его удержание в центре поля зрения солнечного датчика с точностью 2'-3', затем вращение корпуса станции вокруг оси "станция-Солнце" до попадания Луны в поле зрения лунного датчика. Удерживая эти два направления - на Солнце и на Луну - можно было строго зафиксировать исходное положение корпуса, и относительно него совершить развороты, необходимые для направления тяги ракетного двигателя в нужную сторону.
Стабилизация при включении корректирующего ракетного двигателя осуществлялась по традиционной схеме с использованием гиросистемы, работавшей в режиме памяти. Как видно из этого краткого описания, система управления ориентацией и стабилизацией при коррекции траектории, будучи оригинальной по исполнению, в смысле принципов построения опиралась на уже имевшийся опыт разработки.
Совершенно иную картину дает система управления мягкой посадкой. Здесь перед разработчиками встала задача, которая до этого в нашей стране не решалась. Правда, ее решение облегчалось тем, что мягкая посадка в известном смысле является "взлетом наоборот" и, следовательно, было уместно использовать опыт разработок систем управления ракетами-носителями.
Сеанс ориентации, непосредственно предшествовавший торможению, начинался на расстоянии 15-20 тыс. км от Луны. Последовательность операций ориентации на Солнце и затем Луну была той же, что и при ориентации, связанной с коррекцией траектории. После осуществления поиска Луны с помощью шаговых моторов датчик Земли (имевший две степени свободы) приводило в положение, при котором Земля попадала в его поле зрения. На расстоянии порядка 8 тыс. км от Луны и ближе, когда лунный датчик уже не был в состоянии вырабатывать сигналы управления ориентацией, оно велось по сигналам датчика Земли.
Этот режим был интересен в качестве примера реализации процесса "перехвата ориентиров". По достижении высоты 65 км над поверхностью Луны по сигналу радиовысотомера включался двигатель, производивший торможение станции. Методика регулирования тяги двигателя при спуске и угловая стабилизация станции были аналогичны той, которая используется при разгоне ракет-носителей. Применявшаяся логика управления действовала до высоты 150 м от поверхности Луны. После того основной двигатель выключался, и последний участок спуска происходил путем использования малых ракетных двигателей.
Осуществление мягкой посадки открыло дорогу таким экспериментам, как высадка на поверхность Луны луноходов и доставка проб лунного грунта на Землю. Иногда космические аппараты серии "Луна" не спускались на поверхность Луны, а становились ее искусственными спутниками (например, для уточнения гравитационного поля Луны). Совершенно естественно, что эта задача, с точки зрения требований к системе управления движением, более простая, чем осуществление мягкой посадки, не требовала разработки принципиально новой системы управления. Поэтому рассмотрение этого варианта системы управления движением здесь опускается.
6. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СБЛИЖЕНИЕМ И СТЫКОВКОЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
С самого начала космической эры было очевидно, что существенное расширение возможностей космической техники связано с освоением маневров сближения и стыковки КА. Поэтому одновременно с пусками космических кораблей "Восток" в организации, руководимой С.П. Королевым, начались интенсивные научные и проектные изыскания, приведшие к созданию космических кораблей "Союз". Хотя первое сближение и первая стыковка этих кораблей произошла в 1967 г., уже после смерти С.П. Королева, космические корабли "Союз" по праву следует считать его детищем. Система управления движением кораблей "Союз" должна была выполнять три задачи: управление ориентацией, стабилизацию углового положения при работе ракетного двигателя и обеспечение нужной величины сообщаемого кораблю импульса скорости; управление процессом сближения. Первые две задачи уже решались раньше (например, при запусках кораблей-спутников в 1960 г.), и поэтому разработка соответствующих подсистем не представляла принципиальных трудностей. В основу системы управления ориентацией была положена схема (восходящая к работам еще 1956-1957 гг.), в которой для управления ориентацией использовались сигналы инфракрасного построителя местной вертикали, гироорбиты гироскопических датчиков угловых скоростей, а моменты управления создавались реактивными двигателями ориентации.
Для увеличения эффективности последних, они работали не на сжатом газе, а на однокомпонентном жидком топливе. Система стабилизации получала нужные сигналы из блока свободных гироскопов и интегратора ускорений, т.е. имела обычный облик. При разработке подсистемы, ответственной за управление сближением, надо было проанализировать многие возможные варианты и выбрать такой, который был бы оптимальным для начала 60-х годов.
Среди рассматривавшихся вариантов были совсем "экзотические", например, когда один корабль захватывал другой (своего рода "лассо") и затем подтягивал этот корабль к себе (метод позволял понизить точность сближения к моменту причаливания), но уже в самом начале разработок было решено, что причаливание должно происходить очень точно, имея в виду будущие применения стыковки (переход экипажей из корабля в корабль, стыковку гидравлических магистралей и электрических кабелей и т.п.),
Что касается метода сближения, то здесь рассматривалось два альтернативных варианта - метод свободных траекторий и метод пропорционального сближения. Второй из названных методов заметно менее экономичен по сравнению с первым, особенно для расстояний, превышающих единицы километров, зато его приборная реализация много проще. Здесь можно обойтись гиростабилизированным измерителем дальности между космическими кораблями, измерителем скорости их взаимного сближения (или расхождения) и измерителем угловой скорости линии визирования одного КА с другого. Все эти величины можно получить с прибора, аналогичного, например, радиоголовкам самонаведения, применяемым в зенитных ракетах. Что касается логики управления, то она в методе пропорционального сближения достаточно проста и могла быть реализована на базе аналоговой электронной техники. Сравнительно низкая экономичность метода пропорционального сближения, которая резко возрастает с увеличением начальной дальности между сближаемыми кораблями, требовала ограничения начальной дальности. Расчеты показали, что эта дальность не должна была заметно превышать 25 км. Поскольку точность выведения КА и точность их маневров гарантировала такое условие, то простота приборной реализации обусловила выбор метода пропорционального сближения для космических кораблей "Союз".
В конечном итоге сближение и стыковка КА происходила по описанной ниже методике [10]. После маневра приведения сближаемых аппаратов в зону допустимой начальной дальности происходил их взаимный радиозахват и взаимная ориентация стыковочными узлами друг к другу. "Пассивный" спутник в течение всего времени сближения продолжал удерживать эту ориентацию, в то время как "активный" осуществлял процесс сближения. Этот процесс состоял из ряда включений сближающей двигательной установки, задачей которых было удержание скорости сближения в нужных пределах, в частности, ее торможение на конечном участке сближения и гашение боковых скоростей. Для осуществления этих разнородных воздействий на спутник (разгон, торможение, изменение боковой составляющей вектора скорости) активный спутник совершал многократные развороты на 180 и 90°. Такое маневрирование было вполне разумным на больших расстояниях между сближаемыми спутниками, но совершенно недопустимо в их непосредственной близости в режиме причаливания. Причаливание начиналось с расстояния 350 м при относительной скорости спутников 2 м/с. В процессе причаливания стыковочные узлы должны были все время быть направленными друг к другу, поэтому развороты активного спутника исключались. На этом участке процесса сближения активный спутник перемещался поступательно, без изменения своего углового положения.
Для осуществления движения этого типа на спутнике было установлено 12 сравнительно малых ракетных двигателей причаливания. Эти двигатели обеспечивали необходимую точность соприкосновения стыковочных агрегатов и относительную скорость сближения в пределах от 0,1 до 0,5 м/с. Нижний предел скорости взаимного сближения определялся надежностью срабатывания стыковочных механизмов, верхний - соображениями прочности.
Весь процесс сближения и причаливания мог совершаться автоматически, и первые два опыта сближения и стыковки были осуществлены в беспилотном варианте ("Космос 186-188" в 1967 г. и "Космос 212-213" в 1968 г.). Это было оценено, как выдающееся достижение, поскольку в США полностью автоматических систем сближения и стыковки до настоящего времени не создано. Разработка полностью автоматических систем была связана с предполагавшимся созданием не только пилотируемых кораблей Союз, но и беспилотных танкеров-заправщиков для доставки топлива на орбиту. Один из первоначальных вариантов подобного комплекса космических аппаратов "Союз" описан в опубликованном наследии академика С.П. Королева [1, с. 489].
На пилотируемых кораблях "Союз" был установлен контур ручного управления ориентацией и сближением. Ручное управление ориентацией было осуществлено по типу ручного управления кораблями "Восток", с учетом опыта, полученного в полетах "Востоков" и Восходов" и со стремлением увеличить удобство процесса управления (последнее касалось, в частности оптического устройства, по которому определялась ориентация корабля).
При разработке ручного управления сближением и причаливанием было сочтено целесообразным ограничить деятельность космонавтов на участке сближения контролем за работой автоматической системы и обеспечить возможность ручного причаливания, опираясь на визуальную информацию о взаимном положении кораблей. Для получения этой информации на них устанавливались соответствующие оптические приборы (типа перископов), а также хорошо видимые "мишени" и огни. Сигналы с ручек управления подавались на 12 двигателей причаливания и позволяли осуществлять нужные при причаливании перемещения активного корабля.
Возникшие при разработке системы ручного причаливания проблемы носили не столько технический, сколько инженерно-психологический характер. Здесь надо было ответить на два вопроса. Во-первых, следовало решить, насколько удобно вести ручное причаливание, не пользуясь свойственным человеку стереоскопическим зрением, а наблюдая процесс причаливания по плоской монокулярной проекции на экране оптического устройства. Во-вторых, было совершенно неясно, способен ли один космонавт осуществить процесс причаливания. Дело в том, что в земных условиях человеку никогда не приходится одновременно управлять более, чем тремя координатами. Действительно, летчик имеет возможность путем отклонения органов управления изменить угол тангажа, рысканья и крена, а управляющий наземным краном рабочий - перемещать груз по вертикали и в двух горизонтальных направлениях и т.д. В космическом пространстве отсутствие среды приводит к тому, что повороты спутника (в отличие, например, от поворотов самолета) не приводят к изменению направления его движения. Движение самого центра масс спутника и движение его корпуса вокруг центра масс оказываются "развязанными". В результате космонавту необходимо одновременно управлять шестью координатами: тремя поворотами (по тангажу, рысканью и крену) и тремя типа перемещений центра масс (по вертикали, в прямом и боковом направлениях). Для решения вопроса о наилучшем методе такого управления была поставлена серия экспериментов на соответствующим образом оборудованных электронных моделях, где изучалась объективность двух способов управления. В одном из них управление велось двумя операторами, из которых один управлял движением центра масс, а другой удерживал нужное угловое положение спутника. В другом варианте управление велось одним оператором, который одновременно манипулировал двумя ручками управления. Как показали проведенные с участием испытателей эксперименты, причаливание оказалось вполне осуществимым одним оператором. Не исключено, что этому способствует весьма низкий темп процесса причаливания. В результате ряда опытов на электронных моделях и специализированных стендах была выработана методика ручного управления космическими кораблями "Союз", предусматривавшаяся управление им во всех режимах одним командиром корабля [11].
7. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ В АТМОСФЕРЕ
Переход на космических кораблях "Союз" к управляемому спуску позволил резко уменьшить перегрузки при торможении спускаемого аппарата в атмосфере и получить высокую точность приземления. Для осуществления управляемого снижения с орбиты спускаемому аппарату была придана форма, напоминающая автомобильную фару, а центровка была сделана такой, что он балансировался на очень большом угле атаки. Аэродинамическое качество не превышало 0,3. Это говорит о том, что основной аэродинамической компонентой была сила лобового сопротивления. Сравнительно малая боковая составляющая полного аэродинамического сопротивления была все же достаточной для требуемого исправления траектории спуска.
Поскольку угол атаки был постоянен, управление возможно было лишь путем вращений по крену, которое позволяло направлять боковую силу вверх, вбок или вниз, в зависимости от требуемого изменения фактической траектории. Эта схема использовалась как в СССР, так и в США. Интересно отметить, что на рациональность такого метода управления спуском указал еще в 1929 г. Ю.В. Кондратюк |12].
Что касается приборного состава системы управляемого спуска, то он очевиден, если перечислить основные приборы - это гирокомплекс, работающий в режиме "памяти" (сравнительная быстротечность спуска делает излишними корректируемые гиросистемы), акселерометр, позволяющий судить о фактической перегрузке, необходимые усилительно-преобразующие блоки и блоки логики, исполнительные органы системы в виде малых ракетных двигателей на однокомпонентном топливе.
Создание системы управляемого спуска было решением важной задачи. Следующим шагом в этом направлении была система управления для спускаемых аппаратов, входящих в атмосферу Земли со второй космической скоростью, после облета Луны. Их несли космические "Зонды", запускавшиеся в сторону Луны, начиная с 1968 г. В этих спускаемых аппаратах на Землю возвращалась научная аппаратура и фотопленка с фотографиями лунной поверхности и Земли с больших расстояний. Главной трудностью при создании системы управляемого спуска для КА указанного типа была задача получения необходимой точности приземления, которая налагала весьма строгие требования на точность работы всей системы.
Решение этой задачи дополнительно усугублялось тем, что процесс спуска был реализован по схеме с двумя погружениями. Спускаемый аппарат, входивший в атмосферу Земли со второй космической скоростью, гасил ее не полностью, а лишь частично. Затем он снова уходил в свободный от атмосферы космос (как бы только "чиркнув" по атмосфере) и, пролетев в нем значительное расстояние вновь погружался в атмосферу, чтобы на этот раз полностью погасить свою скорость.
Хотя процесс спуска и оказался много сложнее того, который был реализован на космических кораблях "Союз", приборный состав оставался во многом аналогичным использовавшемуся ранее.
8. ИТОГИ ПЕРВОГО ДЕСЯТИЛЕТИЯ И РЕШЕНИЕ НОВЫХ ЗАДАЧ
Если попытаться кратко охарактеризовать все сделанное в области разработки и создания систем управления движением космических аппаратов за первые 10 лет космической эры (а выше описывались работы, в основном укладывающиеся в этот период), то прежде всего следует сказать о бросающейся в глаза разнотипности созданных и успешно работавших в космосе систем. Эта разнотипность была связана в основном с тем, что создавались системы управления для КА различного назначения.
Дело в том, что в первое десятилетие космической эры были разработаны и осуществлены проекты практически всех мыслимых типов космических аппаратов: искусственные спутники Земли (пилотируемые и автоматически управляемые), аппараты для исследования Луны, аппараты дальнего космоса (в том числе для полетов к Венере и Марсу), что потребовало в свою очередь создания различных систем управления движением. В зависимости от типа КА разрабатывались различные системы активной ориентации, отличавшиеся датчиками первичной информации (инфракрасные построители местной вертикали, датчики, реагирующие на свет Солнца, Луны, Земли, звезд, гироорбиты разных типов, гироскопические датчики угловых скоростей, гирокомплексы, работающие в режиме памяти, ионные датчики), различными логическими блоками и различными типами исполнительных органов (реактивные двигатели ориентации, использовавшие в качестве рабочего тела сжатый газ или жидкое топливо, гиросиловые стабилизаторы разных типов). Помимо систем активной ориентации были разработаны системы стабилизации при работе ракетного двигателя, изменявшего движение центра масс космического аппарата, системы управления мягкой посадкой на безатмосферные планеты и планеты, имеющие достаточно мощную атмосферу, системы сближения и причаливания космических аппаратов.
Такое разнообразие решенных за столь короткий срок задач придало всему процессу рождения техники, связанной с проблемой управления движением космических аппаратов, "взрывоподобный" характер. Это было характерно не только для развития техники космического полета в СССР, но и в США.
Своеобразием описываемого развития в нашей стране было то, что все основополагающие работы в этой области связаны с именем С.П. Королева. Почти все упоминавшиеся выше космические аппараты создавались в конструкторском бюро С.П. Королева, причем разработка систем управления их движением в основном велась в нем же. Единственным исключением среди описанных выше космических аппаратов были спутники класса "Метеор", но и в них, как уже отмечалось, был использован опыт работы коллектива, связанного с созданием систем управления движением для космических аппаратов С.П. Королева.
Развитие техники управления КА приобрело после завершения первого десятилетия космической эры новый характер. Вес принципиальные задачи оказались уже решенными и на очередь встали проблемы дальнейшего развития и улучшения в принципе уже найденных решений. Начиная со второго десятилетия космической эры космонавтика перестала быть областью человеческой деятельности, нуждающейся в "колумбах", а стала обычной областью техники (подобной, например, авиационной), которая и стала развиваться, подчиняясь обычным законам. Внешне это выражалось в том, что объекты космической техники начали создаваться в различных конструкторских бюро, на полках книжных магазинов появились многочисленные монографии, посвященные основным проблемам, определявшим пути создания космической техники, многие периодические издания стали публиковать соответствующие научные исследования, а в высших учебных заведениях стали читаться надлежащие курсы, В связи с разработкой все более совершенных объектов космической техники и увеличением их размеров темпы создания новых образцов резко замедлились, и если в первое десятилетие космической эры каждый год давал что-то принципиально новое, то теперь время создания очередного космического комплекса нередко растягивалось на годы. Это отнюдь не говорит об уменьшении интенсивности работ, а указывает на возросшую сложность стоявших перед космонавтикой задач и увеличивавшийся объем работ, необходимых для создания очередного образца космической техники. Достаточно представить себе облик типичного представителя первого десятилетия - космического корабля "Восток" и сравнить его с типичным представителем второго десятилетия - орбитальной станцией "Салют", чтобы сказанное приобрело убедительную наглядность.
В области разработки АМС для изучения Венеры, Марса и Луны развитие шло преимущественно в направлении увеличения их массы, совершенствования установленной на них научной аппаратуры и осуществления все более тонких экспериментов. Здесь достаточно напомнить опыты, поставленные с луноходами, тонкие анализы химического состава атмосферы Венеры, передачу телевизионного изображения с поверхности этой планеты. Что касается систем управления движением таких КА, то они в основном сохранили уже ставший традиционным облик. Здесь происходило дальнейшее количественное улучшение их характеристик (в смысле увеличения точности, снижения расхода рабочего тела и т.п.). Все же новые задачи потребовали и новых подходов к реализации задававшихся программ исследований. Наиболее интересные принципиальные новинки оказались связанными с программами изучения Луны и Марса.
Для задач изучения Луны таким новым моментом была доставка на Землю образцов лунного грунта. Если первый опыт ("Луна-16" 1970 г.) носил еще сравнительно скромный характер, то в 1976 г. было осуществлено глубинное бурение и соответствующий образец грунта доставлен в земные лаборатории ("Луна-24"). Задача возвращения грунта оказалась в основном задачей прикладной небесной механики, приборная реализация ее могла быть достаточно простой. Существенным здесь было использование того обстоятельства, что Луна находится внутри гравитационной сферы Земли. При разработке космических аппаратов серии "Марс" пришлось столкнуться с двумя новыми обстоятельствами. Для того, чтобы с нужной степенью точности произвести маневр перехода на новую орбиту (например, орбиту, ведущую к снижению на планету), последнее включение ракетного двигателя для исполнения маневра следовало производить в непосредственной близости от планеты. Обычно необходимые для таких маневров данные вычисляются на Земле по результатам фактического измерения траектории движения космического аппарата. Здесь дело осложнялось большими расстояниями между Землей и Марсом, в результате чего время движения радиосигналов по пути Марс-Земля-Марс получалось недопустимо большим. Наиболее рациональным оказалось автономное (осуществляемое на борту КА без связи с Землей) определение корректирующего импульса ("Марс-3", 1971 г.). Это потребовало специальных измерений и расчетов, осуществляемых бортовыми средствами. Хотя измерения и расчеты были сравнительно простыми, их следует признать первым случаем практического использования методов автономной навигации космических аппаратов при межпланетных перелетах. Другая особенность управления движением проистекала из программы изучения Марса космическими средствами, требовавшей осуществления спуска на его поверхность. Марс представлял в этом смысле известную особенность. Его атмосфера существенно более разрежена, чем атмосфера Земли и Венеры, и чтобы затормозить вошедший в нее спускаемый аппарат, ему была придана форма, обладающая большим аэродинамическим сопротивлением [13]. Разнообразная программа изучения Венеры и Марса требовала не только посадок на их поверхность. Целый ряд научных данных удобнее получать с искусственных спутников планет, чем с аппаратов, находящихся на их поверхности. Кроме того, в некоторых случаях изучение планеты удобно вести путем использования комплекса космических аппаратов, из которых один находится на поверхности планеты, а другой пролетает мимо нее или является ее спутником. Здесь задача изменения траектории движущегося вблизи планеты КА (в частности, превращения его в спутника планеты) рассматриваться не будет, поскольку она может быть реализована с использованием той же аппаратуры и тех же методов, что и при всех других изменениях орбит.
Если обратиться к автоматическим управляемым спутникам Земли, то характерный для них путь развития можно проиллюстрировать на спутниках связи. Стартовавший в 1971 г. спутник "Молния-2" отличался от "Молнии-1" главным образом своим радиотехническим оборудованием (переход на сантиметровой диапазон радиоволн). Качественно новым шагом в деле создания системы космической связи явилось выведение спутников-ретрансляторов на стационарную орбиту. Первый такой спутник ("Молния-1C") был запущен в 1974 г. Выведение спутников на стационарную орбиту потребовало создания новой ступени ракеты-носителя, что же касается системы управления движением этой ступени и самих спутников связи, то здесь удалось обойтись ставшими традиционными схемами, в частности для спутника, воспользоваться методом связывания скрытого кинетического момента с корпусом космического аппарата, упоминавшимся в связи с описанием спутника "Молния-1".
Конечно, сказанное не означает полной тождественности систем управления ориентацией. Стационарные спутники, будучи неподвижными относительно поверхности Земли, самим характером своей орбиты делают рациональным неподвижные (относительно корпуса) радиоантенны. Но тогда подвижными должны стать и солнечные батареи (спутник связи "Радуга", 1975 г.). Это дает отличное от "Молнии-1" конструктивное решение. Важно, однако, еще раз подчеркнуть, что теоретические принципы, лежащие в основе использованной схемы управления движением, те же самые, что у "Молнии-1". Поэтому можно утверждать, что создание спутника связи "Молния-1" открыло в свое время специфическое и плодотворное направление космической техники.
Приведенные здесь примеры межпланетных аппаратов и спутников связи говорят о том, что принципы создания систем управления КА были найдены в первом десятилетии космической эры, а если далее и развивались, то без заметного изменения своего существа. Вероятно, наиболее важным в этот второй период развития космонавтики было внедрение в управление космическими аппаратами методов дискретной техники. Здесь космическая техника развивалась в полном согласии с общетехническим развитием, характеризуемым сегодня широким использованием электронно-вычислительных машин для управления производством, технологическими процессами, станками и т.п.
9. БОРТОВЫЕ ЭЛЕКТРОННО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ МАШИНЫ
Своеобразие космической техники исключало использование обычных промышленных вычислительных машин и потребовало создания специальных бортовых образцов. Бортовые вычислительные машины должны были отличаться высокой надежностью, малыми объемами и массой, и в то же время обладать обычным, достаточно высоким быстродействием. Включенные в схему управления движением вместо блоков логики, создававшихся на базе полупроводниковой техники, они в огромной степени расширили возможности обработки и анализа получаемых с датчиков сигналов, а также позволили реализовать весьма гибкие и совершенные логики управления.
Расширение этих возможностей позволило сделать существенный качественный шаг в развитии систем управления без изменения их принципиальных схем (определяемых типами датчиков, исполнительных органов, основными закономерностями динамики управления). Эти общие соображения можно проиллюстрировать путем сравнения некоторых характеристик космических кораблей "Союз" и "Союз-Т".
Основное (с точки зрения системы управления) отличие космического корабля "Союз-Т" от своего предшественника заключается в самом широком использовании бортовой вычислительной техники. Проиллюстрируем возникшие при этом новые возможности, обратившись к задаче использования бескарданной геосистемы и сближения космических аппаратов.
При управлении ориентацией КА всегда желательно располагать на борту некоторой базисной системой отсчета (некоторой тройкой осей, положение которых в пространстве и относительно корпуса известно для любого момента времени). Располагая этими сведениями, можно заставить аппарат совершать нужное для выполнения полетного задания угловое движение корпуса (совершать нужные повороты). Такая базисная система отсчета может быть построена, например, опираясь на знание плоскости орбиты и местной вертикали, т.е. основываясь на сигналах датчика местной вертикали и гироорбиты.
Недостатком приведенного варианта является ограниченная область применения. Названная пара датчиков первичной информации способна работать лишь в строго определенных условиях. Если КА будет совершать некоторое произвольное угловое движение, то оба эти датчика перестанут вырабатывать нужные сигналы. Это справедливо и для других датчиков ориентации.
Выходом из положения может явиться установка на КА гиростабилизированной платформы, которая теоретически будет сохранять свое угловое положение относительно абсолютного пространства неизменным. Практически такой платформе вследствие неидеальности реальных механизмов будет свойствен медленный "уход" из такого теоретически неизменного положения.
Чтобы компенсировать этот недостаток всех реальных платформ можно периодически (или непрерывно) корректировать ее положение по сигналам датчиков, опирающихся на внешние ориентиры (хотя бы того же инфракрасного построителя местной вертикали). Так возникает корректируемая гиростабилизированная платформа, вполне способная служить основой для бортовой базисной системы отсчета.
Применение подобных гиростабилизированных платформ наталкивается на одну специфическую трудность конструктивного характера - ее установка связана с использование карданова подвеса. Такой подвес сильно увеличивает объем и массу платформы, его конструкция обязательно содержит "упоры", которые не позволяют совершать повороты корпуса космического аппарата вокруг любой оси на любой угол (поворот из одного положения в любое другое следует разбивать на ряд элементарных и совершать их в строго определенной последовательности).
Появление на борту КА электронной вычислительной машины кардинально меняет обстановку. Гиростабилизированная платформа оказывается излишней. В простейшем случае ее способны заменить три гироскопические датчика угловых скоростей, неподвижно скрепленные с корпусом космического аппарата. Их сигналы, поступая в вычислительную машину, позволяют путем интегрирования кинематических управлений знать угловое положение корпуса КА в любой момент времени и относительно любых внешних ориентиров. Последнее становится возможным, потому что в машину (необязательно непрерывно) поступают и сигналы датчиков, реагирующих на внешние ориентиры. Любой поворот корпуса на любой угол оказывается возможным, поскольку исчезли препятствия конструктивного (механического) характера.
Отсутствие карданова подвеса уменьшает также объем и массу используемых гироскопических приборов. Подобная бескарданная гироскопическая система буквально развязывает руки конструктору системы управления. Конечно, применение бортовой вычислительной техники не сводится к одной лишь задаче создания бескарданных базисных систем отсчета. Ее функции много шире. Вычислительные машины способны подвергать первичные сигналы, поступающие с датчиков, достаточно сложной обработке, в частности нужной фильтрации. Сопоставляя показания различных датчиков внешней информации с сигналами, снимаемыми с исполнительных органов и телеметрических датчиков, бортовая машина способна судить о правильности работы системы управления, обнаруживать возникшие сбои или неисправности, осуществлять анализ возникших неисправностей, включать, если это необходимо, дублирующие комплексы приборов и т.п.
Помимо этого, современные вычислительные средства делают возможными столь сложные и совершенные алгоритмы управления, которые не могли быть реализованы средствами, бывшими в распоряжении конструкторов систем управления в предшествующие периоды развития техники управления. В качестве примера реализации подобного усложнения алгоритмов управления движением рассмотрим сближение с пассивным космическим объектом космических кораблей "Союз-Т" сравнительно с аналогичным маневром кораблей "Союз".
Метод пропорционального сближения, применявшийся для сближения кораблей "Союз", требует больших затрат топлива при начальных дальностях, превышающих 10-15 км, и эти затраты становятся очень большими начиная с расстояний 20-25 км. Это свойство метода связано с тем, что в нем сближение происходит по "неестественным" траекториям. Естественной траекторией движения космического аппарата (при выключенных ракетных двигателях) является полет по кеплеровым орбитам относительно центра Земли.
Метод пропорционального сближения основан на том, что активный корабль движется по траектории, "нацеленной" на пассивный корабль не учитывающей наличие Земли. В результате для формирования этой неестественной траектории все время (на практике периодически) приходится затрачивать топливо, поскольку всякое выключение ракетного двигателя сразу переводит активный корабль на кеплерову орбиту, сколько-нибудь длительное движение по которой недопустимо для метода пропорционального сближения. Этот вынужденный расход топлива является паразитным, излишним.
Теоретически идеальной схемой сближения является двухимпульсная. Пусть известны орбиты как пассивного, так и активного кораблей. Тогда для момента начала сближения можно вычислить величину и направление импульса скорости, которые надо сообщить активному кораблю, чтобы его новая орбита в некоторой точке пересекла орбиту пассивного и чтобы активный корабль оказался в ней в тот момент времени, когда пассивный корабль будет в окрестности этой точки.
В указанный момент времени активному кораблю следует сообщить импульс, который бы уравнял скорости обоих кораблей, после чего можно переходить к причаливанию. Здесь весь процесс сближения происходит (если не считать начала и конца процесса) без включения ракетного двигателя, как бы в свободном полете, почему и называется методом "свободных траекторий". Этот способ сближения связан только с необходимым расходом топлива, т.е. предельно экономичен.
Даже приведенное здесь краткое описание метода делает очевидным, что реализация его возможна лишь в том случае, если на борту КА можно будет решать систему уравнений небесной механики, что немыслимо без бортовой вычислительной машины. Совершенно естественно, что бескарданная гироскопическая система и бортовая вычислительная машина способны реализовать и более совершенные, чем применявшиеся ранее алгоритмы управляемого спуска при сохранении его принципиальной схемы.
Использование техники дискретного счета требует соответствующего изменения и датчиков информации, поступающей в систему управления. Теперь они должны иметь выходные сигналы дискретного вида, адекватного используемому вычислительной машиной - иначе необходимо включать в схему соответствующие преобразователи сигналов. Помимо этого, требования к точности измерений параметров движения тоже заметно возрастают.
Выше уже говорилось, что бескарданную гироскопическую систему можно получить, используя сигналы, снимаемые с трех датчиков угловых скоростей. Теперь следует уточнить, что эти датчики должны обладать значительно большей чувствительностью (точностью), чем применявшиеся до того в системах управления космическими аппаратами. Точно так же метод свободных траекторий (в отличие от метода пропорционального сближения) требует не только измерения взаимного положения и относительных скоростей сближаемых КА, но и знания положения активного аппарата относительно Земли. Это в свою очередь требует соответствующих измерений с помощью датчиков системы управления ориентацией, причем требования по точности этих измерений выше достаточных в первый период развития систем управления.
Приведенные данные и здравый смысл говорят о том, что во всех основных видах управления движением космического аппарата (при ориентации, сближении и спуске) внедрение бортовой вычислительной техники позволяет переходить к более совершенным алгоритмам управления. Помимо этого, внедрение техники дискретного счета стимулирует и совершенствование другой аппаратуры, в частности датчиков первичной информации. Поэтому неудивительно, что такая тенденция является характерной для этапа развития космической техники, который последовал за первым его десятилетием.
10. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ОРБИТАЛЬНЫХ ПИЛОТИРУЕМЫХ СТАНЦИЙ
Как известно, 70-е годы характерны началом систематических запусков орбитальных станций класса "Салют". Этот магистральный для советской космонавтики путь сказался и на тенденциях развития систем управления движением. Частично об этом говорилось выше, поскольку космические корабли "Союз-Т" входят в комплекс "Салют-Союз-Прогресс". Как известно, в этот комплекс в качестве равноправных элементов наряду с орбитальными станциями "Салют" входят пилотируемые корабли "Союз" и беспилотные грузовые корабли "Прогресс", предназначенные для доставки на орбиту топлива, продуктов питания, запасных частей и т.п.
Проблемы управления движением последних двух типов космических аппаратов по сути совершенно одинаковы. Единственным существенным различием между ними является естественное наличие контура ручного управления на "Союзах" и его отсутствие на "Прогрессах". Что касается системы управления движением станции "Салют", то хотя она и носит классический для искусственных спутников Земли облик, ей свойственно известное своеобразие.
Во-первых, на "Салютах" нет аппаратуры сближения, характерной для активных КА, поскольку в силу относительно большой массы станции "Салют" ей энергетически выгоднее поручать роль пассивного космического аппарата. Во-вторых, на станциях "Салют" нет и системы спуска, результаты же научных экспериментов и экипажи доставляются на Землю с помощью кораблей "Союз". В-третьих, требования к экономичности системы управления движением станции "Салют" много выше аналогичных требований к "Союзам" и "Прогрессам". Можно показать, что с увеличением размеров КА растут затраты массы, связанные с управлением ориентацией. При этом оказалось, что например, потребные запасы топлива растут быстрее, чем масса космического аппарата, так что с увеличением его размеров доля его массы, отводимая на запасы топлива, возрастает [14].
Это делает проблему экономного расходования массы для больших станций весьма актуальной. Положение усугубляется и тем обстоятельством, что время активного существования станции много больше аналогичного времени, характерно для "Союзов" и "Прогрсссов". Решая задачу экономии топлива, расходуемого на управление ориентацией орбитальной станцией "Салют", создатели ее системы управления движением пошли по трем различным направлениям. С одной стороны, используя возможности дискретной техники, на базе бескарданной схемы была создана подсистема управления ориентацией, отличающаяся особо высокой экономичностью [15]. С другой стороны, была разработана электромеханическая система управления ориентацией [16], установленная, в частности, на станции "Салют-3". Составляющая ее совокупность гироскопических силовых стабилизаторов состояла из шарового двигателя-маховика и большого кольцевого маховика на роликовых опорах. Использование шарового двигателя-маховика вместо трех одностепенных маховиков (как на метеоспутниках "Метеор") имеет ряд существенных преимуществ - он имеет вдвое меньшую массу, чем эквивалентная совокупность трех обычных маховиков, и его применение устраняет перекрестные гироскопические связи в каналах управления.
Кольцевой маховик использовался для сравнительно редких и кратковременных быстрых поворотов станции по крену, причем в режимах торможения этого кольца использовались специальные устройства, обеспечивавшие рекуперацию электроэнергии при торможении. Применение указанной электромеханической системы привело к заметной экономии топлива и обеспечило высокую точность ориентации - не хуже 4' в обычных режимах и 6' в режимах программных поворотов.
Третий путь решения все той же задачи увеличения экономичности системы управления ориентацией был предложен космонавтами Г.М. Гречко и Ю.В. Романенко. Суть этого метода сводится к использованию свойств гравитационного поля Земли. Как известно, этот метод широко используется при создании целого класса, как правило, малых искусственных спутников Земли. Гравитационно-устойчивым положением равновесия вытянутого тела в поле тяготения Земли является вертикальное положение его вытянутой оси.
Поэтому, если расположить орбитальную станцию в пространстве так, чтобы ее продольная ось оказалась направленной по местной вертикали (к центру Земли) и придать ей угловую скорость, равную угловой скорости вращения станции вокруг Земли по орбите, то в любой последующий момент времени она будет сохранять это гравитационно-устойчивое положение относительно направления на центр Земли. Следовательно, будучи приведена в такое положение, она будет сохранять его неопределенно долго без какой-либо затраты топлива или энергии.
Поскольку многие задачи, решавшиеся на станциях "Салют", были связаны с изучением Земли и ее ресурсов, то с учетом расположения иллюминаторов станции такая ориентация оказалась очень удобной и ею стали широко пользоваться.
Все эти мероприятия по снижению расхода топлива не в состоянии свести его к ничтожно малым количествам. Даже если всю ориентацию осуществлять, совершенно не затрачивая топлива, оно потребуется для других целей. Поскольку орбитам "Салютов" соответствуют высоты 200-500 км от поверхности Земли, постольку они испытывают заметное торможение следами атмосферы. В результате происходит медленное снижение высоты полета и, чтобы продлить существование орбитальной станции необходимо периодически производить маневры подъема орбиты.
Это достижимо только путем увеличения упавшей скорости полета, т.е. путем включения ракетного двигателя на разгон. В том случае, если предполагается длительная эксплуатация орбитальной станции, такие маневры подъема орбиты в принципе требуют регулярной доставки топлива на станцию. Эти соображения, а также необходимость регулярной доставки не только топлива, но и других расходуемых материалов на орбиту, привели к необходимости создания космических аппаратов типа "Прогресс". Как уже говорилось, никаких специфических проблем управления движением при этом не возникает (если не считать того, что система управления комплексом "Салют-Союз-Прогресс" должна считаться с упругими деформациями такого комплекса).
Достойно также упоминания, что в связи с необходимостью пристыковывать к станции "Салют" одновременно два космических аппарата, возникла задача перестыковки. Этот процесс сводится к отстыковке космического аппарата от одного узла и пристыковке его к другому, если такого маневра потребует обстановка. Такие маневры выполнялись на станции "Салют-6", причем они осуществляются путем использования системы ручного управления причаливанием.
Длительность полета станции "Салют" привела также к рациональности установки на ней системы автономной навигации. Здесь проявилась еще одна возможность использования бортовых вычислительных машин. Обычно служба траекторных измерений, расчеты фактической орбиты и прогноз на этих основаниях, необходимых экипажу данных (времена восхода и захода Солнца, интервалы времени, в которых возможна связь с наземными пунктами и т.п.), были задачей наземных служб. Необходимые данные передавались затем на борт по линиям радиосвязи. Это загружало линии связи и такой способ получения данных был не всегда удобен экипажу.
Автономная система навигации по самой своей сути выполняет все операции, необходимые для определения орбиты бортовыми средствами. Тот вариант системы, который был установлен на орбитальных станциях "Салют", работал к тому же в автоматическом режиме. Специальные датчики системы регистрировали, например, момент времени захода станции в тень, моменты выхода из тени и некоторые другие данные. Все эти сведения поступали в бортовой вычислитель, который, основываясь на уравнениях небесной механики, непрерывно уточнял по ним параметры фактической орбиты, а затем вычислял нужные космонавтам данные.
Космонавт мог вызвать на пульт системы автономной навигации то, что его в данный момент интересует. Например, простым нажатием соответствующей клавиши он мог высветить на пульте время ближайшего сеанса связи и т.п. Этот пример тоже говорит об увеличении гибкости управления КА путем использования возможностей, которые представляются бортовыми вычислительными устройствами. Таким образом, главным своеобразием техники управления космическими аппаратами сегодня является широкое использование бортовых ЭВМ и связанное с этим расширение возможностей управления: использование более совершенных алгоритмов, введение оптимального управления или создание адаптивных систем управления. Своеобразие и новизна проблем, связанных с управлением движением КА, и в частности орбитальных пилотируемых станций, вызвали целый поток научных исследований. Это совершенно естественно для любой отрасли современной техники. Хотелось бы, однако, отметить, что этот поток в отличие от многих других отраслей новой техники содержал и исследования, которые можно отнести к фундаментальным наукам. Здесь, в качестве примера, можно привести две монографии, порожденные спецификой управления в космосе, но значение которых выходит далеко за эти рамки. В книге Э.В. Гаушуса [19] дано существенное расширение работ академика А.А. Андронова и его школы по изучению нелинейных динамических систем на тот случай, когда стоящие в правых частях уравнений движения функции перестают быть однозначными.
Это типично для управления в космосе, но задачи такого рода встречаются и во всех других отраслях техники. В книге Б.Н. Бранца и И.П. Шмыглевского [20] дано развитие классических работ Гамильтона по кватернионному исчислению применительно к задачам механики твердого тела. Эта книга интересна и потому, что была порождена трудностями управления космическими аппаратами при помощи бортовых вычислительных машин. Оказалось, что ставшие в механике классическими способы описания движения твердого тела крайне неудобны для интегрирования уравнений движения на вычислительных машинах. Наиболее адекватным для этих целей оказался математический аппарат, созданный более 100 лет назад и лежавший все это время без применения.
В монографии Б.Н. Бранца и И.П. Шмыглевского не просто указана возможность использования математического аппарата кватернионного исчисления, но и сделан дальнейший шаг в развитии этого аппарата применительно к задачам управления. Интересно отметить, что в США, независимо от работ этих авторов, пришли к тем же выводам, и управление американской орбитальной станцией "Скайлэб" велось с использованием кватернионного исчисления. Правда, в США осмысливание этого обстоятельства не привело к появлению монографического исследования общетеоретического характера.
ЛИТЕРАТУРА
1. Творческое наследие академика С.П. Королева. М.: Наука, 1980.
2. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Некоторые вопросы управления в межпланетном пространстве // Искусственные спутники Земли. М.: Наука, 1960. Вып. 5. С. 41.
3. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М.: Наука, 1974.
4. Легостаев В.П., Раушенбах Б.В. Система одноосной ориентации по Солнцу кораблей-спутников "Восток" // Космич. исслед. 1966. Т. 4, вып. 3. С. 367.
5. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Система ориентации спутника Земли «Мол-ния-1» // Управление в космосе. М.: Наука, 1972. Т. 1. С. 144.
6. Раушенбах Б.В., Токарь Е.Н. Выбор рациональной структуры комплекса космический аппарат - система ориентации // Космич. исслед. 1979. Т. 17, вып. 2. С. 179.
7. Раушенбах Б.В. Система управления межпланетной автоматической станцией "Венера" // Там же. 1968. Т. 6, вып. 4. С. 551.
8. Береснев Н.П., Легостаев В.П. Система управления автоматической станцией "Луна-9" //Там же. С. 541.
9. Легостаев В.П., Раушенбах Б.В. Автоматическая сборка в космосе // Там же. 1969. Т. 7, вып. 6. С. 803.
10. Легостаев В.П., Шмыглевский И.П. Управление сближением космических аппаратов на этапе причаливания // Управление в космосе. М.: Наука, 1972, Т. 2. С. 218.
11. Легостаев В.П., Шмыглевский И.П. Ручное управление космическим кораблем // Управление в космосе. М,: Наука, 1972. Т. 1. С. 28.
12. Кондратюк Ю.В. Завоевание межпланетных пространств // Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк: "Избранные труды". М.: Наука 1964. С. 580, 586.
13. Иванов Н.И., Мартынов А.И. Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса. М.: Наука, 1977. С. 134.
14. Раушенбах Б. В. Влияние размеров космического аппарата на затраты массы и энергии при его ориентации // Космич. исслед. 1970. Т. 8, вып. 4. С. 483.
15. Раушенбах Б.В. Управление ориентацией орбитальных станций // Управление в пространстве. М.: Наука, 1976. Т. 2. С. 5.
16. Легостаев В.П., Николаев В.Л. Проблемы управления движением космического орбитального комплекса в составе долговременной пилотируемой станции "Салют-6", транспортного корабля "Союз", автоматического грузового корабля "Прогресс" // Докл. на VIII симпоз. ИФАК. Кембридж (Англия), 1980.
17. Петров Б.Н., Шереметьевский Н.Н., Данилов-Нитусов Н.Н., Вейнберг Д.М. Электромеханическая система для ориентации и стабилизации автономных модулей и легких орбитальных станций // Системы управления. М.: Наука, 1978. С. 89.
18. Вейнберг Д.М., Верещагин В.П., Гладковин Ю.А. и др. Проблемы создания шарового двигателя-маховика для управления положением космического объекта // Докл. на Всемир. электротехн. конгр. М., 1977. Секция 1, докл. №03.
19. Гаушус Э.В. Исследование динамических систем методом точечных преобразований. М.: Наука, 1976.
20. Бранец В.Н., Шмыглевский И.П. Применение квартернионов в задачах ориентации твердого тела. М.: Наука, 1973.
ХАРАКТЕРНЫЕ ЧЕРТЫ СОВЕТСКИХ КОНСТРУКТОРСКИХ ШКОЛ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
Б.Е. Черток
В истории науки и техники ХIХ и XX столетий можно проследить периоды эволюционного и скачкообразного революционного развития. Ракетно-космическая техника в этом смысле не представляет исключения.
Если взять послевоенное десятилетие, которое в книге "Ракеты и люди" я назвал первым ракетным десятилетием то, оно является окончанием периода постепенного, эволюционного развития. А второе десятилетие, начало которого следует отнести к 1957 г., ознаменовалось таким каскадом сенсационных научно-технических достижений, что в историческом плане его без колебаний следует отнести к периоду технической революции в ракетостроении и космонавтике.
В описании событий периода с 1957 по 1967 год в области ракетной техники и космонавтики можно показать, насколько значительным может быть прогресс за каких-то десять лет. Результаты работ в это десятилетие определили выбор путей развития космонавтики практически до конца XX в.
Последующее продвижение, за исключением отдельных рывков, было преимущественно эволюционным. Что касается новой революции, то, как представляется, ее следует ожидать не ранее первых десятилетий XXI в.
Второе десятилетие можно было бы назвать и первым космическим десятилетием в истории человеческой цивилизации. В этот период сформировались и окончательно выкристаллизовались советские конструкторские школы, о которых пойдет речь.
В качестве примера приведу такие цифры по ОКБ-1 - конструкторской ракетно-космической школе, основанной С.П. Королевым: за десять лет (с 1947 по 1956 год) разрабатывалось пятнадцать типов различных ракет, из них одиннадцать типов были доведены до летных испытаний, по четырем разработана техническая документация и велись экспериментальные работы. В последующем, революционном десятилетии, только в ОКБ-1 и только в королевском коллективе не говоря о других, по разным программам разрабатывалось тридцать восемь типов ракет и космических аппаратов. Сотни пусков во второе десятилетие были проведены, чтобы испытать в полете только по тематике Королева 25 из этих 38 типов ракет и космических аппаратов.
Только до запуска Ю. Гагарина ракета Р-7 и ее модификации (8К74) в двухступенчатом варианте летала сорок четыре раза; по программе достижения Луны, включая мягкую посадку, было совершено двадцать пять пусков; по программе исследования Венеры и Марса - двенадцать пусков. Для отработки новой межконтинентальной ракеты Р-9 произведено до пятидесяти пусков. По всем пилотируемым программам, включая отработку "Востока", еще до "Союза" выполнены четырнадцать пусков. Семь пусков затрачено на отработку системы спутниковой связи "Молния-1" и более пятидесяти - при создании систем космической разведки.
Сам по себе перечень этого количества десятков программ, над которыми в это время работали коллективы, возглавляемые ОКБ-1, свидетельствует о феноменальном творческом подъеме, атмосфере истинного энтузиазма. Вокруг основного коллектива объединились коллективы многочисленных смежников.
Однако, отдавая должное коллективу ОКБ-1, надо сказать, что во втором десятилетии неограниченной в первое десятилетие монополии Королева пришел конец. Это десятилетие породило не только новые космические программы, но и новые творческие коллективы.
Создавались и возникали, в первую очередь на базе НИИ-88 и того же ОКБ-1, новые организации, общий фронт работ расширялся далеко за пределы этих двух головных организаций. Быстро развивающиеся новые ракетные ОКБ, привлекали к себе смежников, ранее работавших только на одно КБ. И, соответственно, возникли новые школы.
В первом десятилетии НИИ-88 и ОКБ-1 опирались на школы двигателистов - это школа Глушко, Исаева, школы управленцев - Рязанского, Пилюгина, Богомолова, Кузнецова, монопольную школу патриарха всего наземного хозяйства Бармина.
Первым, хронологически выделившимся из НИИ-88, было днепропетровское ОКБ-586. Пока его возглавлял заместитель Королева Василий Будник, оно выполняло роль серийного КБ по внедрению в производство ракет Р-1, Р-2, Р-5. В 1954 г. бывший директор, а затем главный инженер НИИ-88 М.К. Янгель назначается главным конструктором крупнейшего к тому времени днепропетровского завода-586 (теперь -"Южмаш"), резко увеличивает мощность КБ и в короткие сроки разрабатывает ракеты средней дальности Р-12, Р-14 на высококипящих компонентах. Пользуясь поддержкой В.П. Глушко, поощряемый высшими партийными руководителями Украины, в том числе перешедшими в Кремль, и ЦК самой Украины, он начинает работу над ракетами межконтинентальной дальности. Несмотря на тяжелую аварию, которая произошла в октябре 1960 г., Янгель доводит до сдачи на вооружение, ракету Р-16, и затем - венец его творчества - разрабатывает базовую-тяжелую ракету Р-36, которая позднее послужила основой для создания многоголовой ракеты, которую в НАТО назвали "Сатаной".
КБ '"Южное" начинает работу и над широким спектром космических аппаратов и заполняет свободную нишу спутников радиоразведки.
Вторым, по хронологии выделившимся из ОКБ-1, было ОКБ-385. Обосновавшись в Миассе, на южном Урале оно очень быстро развивалось.
Основной задачей ОКБ-385 во втором десятилетии было создание ракетно-ядерных комплексов для подводных лодок стратегического назначения. Это была работа грандиозного научного конструкторского масштаба. Она проводилась в условиях более жесткого секретного режима, чем создание наземных комплексов.
Даже С.П. Королев, отлично разбиравшийся в людях, не ожидал, что его выдвиженец, ведущий конструктор Виктор Макеев, получив статус Главного конструктора, проявит такую энергию, талант и организаторские способности.
Молодой коллектив, созданный Макеевым, работал на Урале с необычным вдохновением. После нашей первой морской ракеты Р-11ФМ надводного старта Макеев быстро перешел к созданию одного за другим поколений ракетных комплексов с пуском из-под воды, базирующихся на новых атомных подводных лодках. Работы необычайной по сравнению с наземными системами сложности проводились совместно с корабелами, которым тоже пришлось перестраиваться.
В истории военно-морского флота почти одновременно в США и Советском Союзе были решены труднейшие проблемы управления движением и навигации. Подводные корабли с ядерными энергетическими установками получили возможность многие месяцы находиться в плавании, достигая любых районов мирового океана, свободно проходили подо льдами Северного Ледовитого океана.
Удивительно, что ракетный отсек таких лодок состоял из размещенных вплотную друг к другу ракетных пусковых шахт, и в этом тесном объеме подводного корабля было сосредоточено ракетно-ядерное оружие, эквивалентное по огневой мощи наземной ракетной дивизии РВСН, которая по площади занимает больше нескольких десятков квадратных километров.
Подводный старт с подвижного основания потребовал синтеза корабельной системы инерциальной морской навигации и систем автономного управления полетом для точного поражения цели. И все эти задачи были решены молодыми коллективами специалистов Макеева и смежных с ними организаций, которые использовали новые возможности, открывавшиеся с появлением быстродействующих электронно-вычислительных машин (Примеч.- В системах управления ракетами, стартующими с подводных лодок, были впервые для баллистических ракет успешно использованы системы астрокоррекции. До этого у нас астронавигация использовалась только в авиации и космических аппаратах.).
Уже в это время оформились бывшие ранее филиалами ОКБ-1 организация Д.И. Козлова в Куйбышеве, которая создала свою школу космических аппаратов разведки и наблюдения, и единственная до сих пор у нас организация М.Ф. Решетнева в Красноярске, являющаяся монополистом в области разработки спутников связи.
Не как филиал, а уже как самостоятельная организация приняла от ОКБ-1 и создала свою школу межпланетных сообщений организация Г.Н. Бабакина на заводе им. Лавочкина.
В это же время независимо от НИИ-88, независимо от королевского ОКБ-1 и даже министерства, занимающегося ракетной техникой, развивалось ОКБ-52 в подмосковном Реутове. Сначала Главным, а затем Генеральным конструктором ОКБ-52, относящегося к Министерству авиационной промышленности был В.Н. Челомей.
После неудачной попытки создания крылатых аппаратов с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем, подобного немецкому "Фау-l", Челомей впервые в СССР создал крылатые ракеты небольшой дальности для подводных лодок. Отличительной особенностью этих ракет были складные крылья. Добившись успеха и получив мощную поддержку Н.С. Хрущева, Челомей переходит к созданию боевых баллистических ракет на высококинящих компонентах. Во времена революций, даже технических, становление нового иногда сопровождается досадными потерями. Организация работ по баллистическим ракетным комплексам В. Челомея является примером, когда новое направление в ракетостроении привело к потере нового направления в тяжелом самолетостроении.
Для разработки широкомасштабных ракетных программ в Реутове у Челомея не было необходимых конструкторских и производственных мощностей. Учитывая антиавиационную конъюнктуру того времени, Челомей внес предложение, которое Н.С. Хрущевым было принято, несмотря на категорические возражения военных и авиационной промышленности. И к ОКБ-52 было присоединено на правах филиала ОКБ-23 - коллектив генерального конструктора новейших тяжелых бомбардировщиков Владимира Михайловича Мясшцева. В 1959 г., он, один из выдающихся авиационных конструкторов, был отрешен от конструкторской работы и переведен на должность начальника ЦАГИ. Одновременно на эту тематику был переведен и завод им. Хруничева (ЗИХ). Для авиации это, конечно, была потеря, для космонавтики - приобретение.
В области ракетной техники ОКБ-52 разработало три типа универсальных ракет: УР-100, УР-200 и УР-500. УР-100 или "сотка" была принята на вооружение (и являлась длительное время одной из основных составляющих "ракетноядерного щита"). После неудачных летно-конструкторских испытаний работы по УР-200 были прекращены.
УР-500, она же "пятисотка", она же будущий "Протон" была первоначально задумана, как носитель сверхмощного и сверхтяжелого термоядерного заряда. Вообще, если какой-либо ракете в те времена не находилось полезного военного груза, то очень трудно было протолкнуть постановление, получить визу министра обороны. И вот, "пятисотка" шла первоначально под лозунгом носителя того именно сверхтяжелого термоядерного заряда, о котором Н.С. Хрущев говорил в Организации Объединенных Наций. Разработчики заряда после этого выступления назвали его "кузькина мать". Вот этот заряд мощностью около 50 мегатонн и был испытан на Новой Земле.
Насколько я мог судить, результаты испытаний были столь ужасными, что у военных пропало всякое желание иметь на дежурстве ракеты с подобным зарядом. Таким образом, УР-500 в дальнейшем принималась на вооружение и в эксплуатацию только как носитель космических аппаратов.
Участие ОКБ-1 в работе над этим носителем заключалось в создании четвертой ступени для трехступенчатой УР-500. Эта ступень была названа блоком "Д". Первоначально четырехступенчатый носитель создавался для кораблей 7К-Л1 для облета Луны. В дальнейшем уже организация М.Ф. Решетнева использовала такой носитель для вывода на стационарную орбиту спутников связи, а ОКБ им. Лавочкина - для межпланетных программ. В настоящее время носитель УР-500К широко используется в коммерческих программах для вывода в космос американских спутников связи.
Челомей был единственным, кто отважился вступить в конкуренцию с Королевым при создании пилотируемых космических аппаратов. Это он разрабатывает первую пилотируемую орбитальную станцию "Алмаз", основной задачей которой были телевизионная и фоторазведка с участием космонавтов. "Алмаз" получил дальнейшее развитие через "Салюты", разрабатываемые нами совместно, ОКБ "Салют", являющегося филиалом Челомея, и заводом Хруничева. На базе "Алмазов" и "Салютов" и был создан в 80-х годах уже целый комплекс "Мир". А работы Челомея по созданию возвращаемого на Землю корабля для пилотируемого полета так и не были доведены до реализации. Таким образом, конструкторская школа С.П. Королева оставалась в Советском Союзе, а теперь в России единственной, заслужившей право на выведение в космос человека.
Позднее других в ракетно-ядерную гонку вступает очень талантливый ученый и изобретатель Александр Надирадзе. Он займет пока еще свободную от конкурентов нишу твердотопливных ракет подвижного старта. Работы Надирадзе совместно с его смежниками, в первую очередь это НИИАП, возглавляемый Пилюгиным и другими организациями, позволили создать практически неуязвимые для противоракетной обороны противника наземные "подводные лодки". Передвигаясь, преимущественно на колесах, по огромной территории страны такие комплексы были способны почти к мгновенному встречному ответному ядерному удару.
Очень велика заслуга всех коллективов, создавших известные теперь комплексы "Темп", "Пионер", "Тополь" в обеспечении ракетно-ядерного паритета.
Возвращаясь к истории, надо сказать, что США имели в первом ракетном десятилетии существенные преимущества в стратегических ядерных средствах. Они не работали столь интенсивно над созданием межконтинентальных ракет, потому, что имели возможность достать нас со своих баз при помощи бомбардировщиков, ракет средней дальности и относительно меньше тратили на создание баллистических ракет, чем мы, ибо у нас не было такой стратегической авиации.
Не имея возможности на равных соревноваться с американской технологией в области строительства тяжелых самолетов, главным образом под влиянием Хрущева, мы отдавали предпочтение ракетам, меньше уделяя внимания авиации и большим надводным кораблям ВМФ. В те годы Хрущева обвиняли в антиавиационных действиях, но, надо сказать, что он, со свойственной ему увлеченностью, действительно иногда перегибал палку, зажимая не только разработки новых тяжелых самолетов, но и требуя ликвидации уже состоявших на вооружении. В основе его действий лежало не самодурство, как мне представляется, а трезвый мужицкий расчет - стране два вида стратегических носителей ядерного оружия не поднять. Его рассуждения были примерно такими: пусть американцы строят замечательные бомбардировщики, а мы должны создать ракеты, которые не могут быть сбиты, так как мы будем сбивать эти самые "Боинги", если потребуется.
Пытаясь разорвать путы холодной войны Н.С. Хрущев обратился к президенту Эйзенхауэру с предложением о сотрудничестве в космосе, но безуспешно. Тем не менее, в начале 60-х годов с трибуны Верховного Совета он заявляет на весь мир, что мы резко сократили и, видимо, пойдем на дальнейшее сокращение производства бомбардировщиков.
Я хотел бы напомнить, что история повторяется, как говорят, первый раз в виде трагедии, второй раз в виде фарса. Тут история повторяется не в виде фарса. В 1943 г. Гитлер запретил производство первых турбореактивных истребителей Ме-262. Эти самолеты превосходили тогда по своим боевым качествам истребители всех воюющих стран, это были первенцы реактивной авиации. Огромные средства были вложены Германией в ракетную технику в ущерб авиации. Это, конечно, по тем временам, была ошибка Гитлера, но человечество в целом от этой ошибки выиграло. Спустя 15 лет Н.С. Хрущев, вынужденный жестко экономить ресурсы, так же отдает приоритет ракетам и выигрывает, И человечество, как мне представляется, в данном случае так же выиграло. К тому же Хрущева увлекали политические перспективы космической техники. Поэтому, что бы ни говорили сегодня историки, надо отдать должное, помимо всех Главных, в том числе и Н.С. Хрущеву, который их очень активно поддерживал.
Объективно атмосфера, которая царила в этом революционном десятилетии, способствовала выдвижению очень многих талантливых инженеров, организаторов как королевской выучки, так и выучки более молодых руководителей тех школ, о которых выше шла речь. За короткий период было создано много новых специализированных КБ, отдельных лабораторий, институтов и заводов, на которых почковались уже свои школы по какой-либо определенной, узкой направленности.
Многие, работавшие в других отраслях организации, в том числе и в Министерстве обороны, например, становились из артиллерийских - ракетными, а потом и космическими. Достаточно привести пример НИИ-4, который в свое время был в Академии артиллерийских наук, потом стал головным в Министерстве обороны ракетным институтом, а затем разделился на две части - ракетную, и НИИ-50 - космическую.
Надо сказать, что наша активная деятельность по развитию техники всех видов (лично я работал в области управления космическим аппаратами, а прежде - ракетами) всегда поддерживалась решениями Военно-промышленной комиссии, и, как ни удивительно, если говорить о чиновничьем аппарате, чрез который проходили все эти решения, этот аппарат в те годы не мешал, а способствовал ускорению технического прогресса. Большой заслугой чиновников и даже партийного аппарата, сидевшего на Старой площади, являлась помощь, которую они оказывали нам в преодолении межведомственных и межреспубликанских барьеров, наконец, просто в получении средств от Министерства финансов, Госплана, Госснаба.
В первом ракетном десятилетии была создана основа инфраструктуры мощной ракетной индустрии, во втором десятилетии формирование ракетной инфраструктуры было закончено и началось параллельно ей создание инфраструктуры космической. Несмотря на различие тематики, разные характеры и школы, я бы сказал, что большое количество этих школ, возглавляемых руководителями, фамилии которых теперь всем хорошо известны не только по ракетной и космической технике, но и в решении фундаментальных смежных проблем - системах управления, радиотехнике, вычислительной техники и т.д. - у всех этих ученых того времени было много общих черт, характерных именно для советской школы, которые во многом способствовали приоритету СССР в космонавтике.
Первое - смысл жизни каждый из них видел в техническом творчестве. Чистая наука не являлась самостоятельной целью, а средством, составной частью производительных сил, помогавшей решать технические задачи. Это свойство присуще всем ученым советской ракетно-космической отрасли и отличает их от многих ученых прошлого, которые видели смысл жизни прежде всего в познании. Они не всегда думали о его практическом применении; объясняли Вселенную, объясняли микромир, макромир, а уже другие ученые думали, как использовать достижения чистой науки. Ученые, о которых шла речь, смотрели на науку именно с позиций ее использования в ракетно-космической технике.
Вторая характерная черта - индивидуальное творчество мыслилось ими только в сочетании с организаторской деятельностью. Каждый из них был организатором науки, в этом смысле творчество С.П. Королева является ярчайшим показателем. Зачем ему, собственно, было знать, сколько элементарных частиц находится в единице объема далекого-далекого космоса? Но он помогал чистой науке создавать лаборатории, организовал вертикальные пуски, помогал проводить научные исследования и эксперименты ради познания Вселенной, ради исследования космических лучей, планетологии. Одним словом, помогал чистой науке совершать открытия в ее интересах.
Характерным примером может служить "обратная связь", когда представители чистой науки - теоретики в области математики и небесной механики активно помогали практической ракетодинамике и прикладной космонавтике. Главный теоретик космонавтики М.В. Келдыш, и его школа - Институт прикладной математики, которым он руководил, не просто помогали совершать чистой науке открытия с помощью достижений ракетной и космической техники, они не ждали "милостей" от науки, как это иногда делала авиация, а сами организовывали в общих интересах практические исследования, не дожидаясь, пока их проведут отраслевые научные институты.
Третья характерная черта - каждый из ученых был организатором производства. Каждый ученый отвечал за конечный результат своей деятельности перед государством, как правило, его работа по сравнению с теперешними временами очень щедро финансировалась, и государство имело моральное и юридическое право спросить за результаты. Для этого была необходима современная технологическая база, мощное производство, и не только опытное, но и серийное. Вот почему Королев столько сил потратил, чтобы получить завод «Прогресс» в Куйбышеве для серийного производства ракеты Р-7, Глушко - там же, в Куйбышеве, другой завод для производства двигателей, Пилюгин добился создания в Харькове целого приборного куста, Челомей получил ЗИХ и т.д. Это же проявлялось и в большой заботе об организации смежных производств, здесь тоже было сделано очень много. Никто из старых ученых, кого бы я ни назвал, будь то Циолковский, Оберт, Менделеев, Резерфорд и многие другие - не имели таких проблем! Правда, надо сказать, что в те времена у наших ученых-физиков, ученых в области радиолокации и других, тоже была такая же забота - производство!
Четвертая характерная черта - по необходимости ориентация на интеллектуальный потенциал своей страны. Горячая, а затем "холодная" война исключали возможность использования последних достижений зарубежной науки и технологии. Более того, мы даже имели формальное запрещение применения зарубежных материалов, комплектующих изделий, приборов. Это стимулировало развитие промышленности, новейшей технологии. Мы имели очень скудный обмен информацией, настоящий "железный занавес", и в этом смысле "холодная" война принесли определенную, как это не парадоксально, пользу, потому что у нас развивалась уникальная технология и не потому, что мы этого очень хотели, а потому, что больше неоткуда было ее брать. Еще интересно, что "холодная" война закрыла возможность публикаций ученых. За рубежом принято устанавливать рейтинг того или иного ученого путем подсчета количества ссылок на его публикации. Наши ученые не имели возможностей для публикации, поэтому ученые, о которых мы здесь сегодня говорим, никак не подходят под такого сорта измерения и оценки.
Еще одна характерная черта - коллективизм, который был результатом необходимости использования современных технологий проектирования, исследований, разработок. Каждая НИР и ОКР, за редким исключением, - результат коллективных усилий, коллективного творчества. Подавляющее большинство руководителей и создателей школ привлекали не послушных и исполнительных, а умных и творчески одаренных. При необходимости соблюдения строжайшей, тяжелейшей дисциплины по срокам, режиму и т.д., в то же время, в большинстве из школ, о которых шла речь была создана атмосфера общей увлеченности ради общей цели, ответственности и готовности к риску, работы с полной отдачей всех сил и максимальным использованием талантов каждого.
Коллективизм был в каждой организации, по горизонтали и по вертикали, соблюдалось коллективное творчество внутри головных организаций со своими смежниками, коллегами. Было доказано, что прогресс ракетно-космической техники возможен только при коллективной работе, системное объединение физиков, механиков, аэрогазодинамиков, электроинженеров и т.д., создавало творческий потенциал, значительно превосходящий простую сумму творческих вкладов каждого.
Развитие ракетной техники показало насколько ограничены творческие возможности ученого-одиночки, и как необходимо сосредоточение усилий целой армии специалистов. И в то же время советские конструкторские школы не подавляли индивидуальный труд, стремясь объединить усилия для достижения общих целей.
Следующая характерная черта - каждая организация, каждый ученый сознавали и чувствовали себя членами гигантской технократической структуры. И не надо сейчас, задним числом, отрекаться, что каждый сознавал свою зависимость от государства, политики и идеологии правящей Коммунистической партии. Подавляющее большинство были ее членами. И в то же время большинство ученых были истинными патриотами, служившими своей родине во имя укрепления ее обороноспособности и экономического могущества. Вспомним слова Маяковского "Читайте, завидуйте: я - гражданин Советского Союза", и каждый из ученых, о которых говорилось, имел право с гордостью сказать: "Я - гражданин сверхдержавы, потому что я помогал эту страну сделать такой!"
Были, естественно, и конфликты, и противоречия. История часто упоминает о разногласиях между Королевым и Глушко, между Чсломеем и Янгелем. У нас не было экономической конкуренции, как это понимается на Западе, у нас была конкуренция творческая. С моей точки зрения, такого рода конфликты были неантогонистическими, каждый выступал с твердым убеждением в своей правоте, и если Королев предлагал боевую ракету на кислороде, а Янгель утверждал, что "мы загоним себя в тупик кислородом", то в результате каждый делал свою ракету лучше и лучше. Такие конфликты были тоже своего рода движущей силой по совершенствованию как ракет, так и космических аппаратов. При этом было бы ошибкой отрицать, что у каждого из "великих" конструкторов не было ошибок в процессе их творчества. Задача истории изучать причины и давать им объективную оценку,
Было бы преувеличением считать, что лидирующие позиции в космонавтике в период 1957-1967 гг. были достигнуты Советским Союзом только благодаря беззаветному труду ученых и инженеров и тех характерных особенностей конструкторских школ, о которых говорилось выше. Решающее значение для успехов отечественной ракетно-космической науки и техники этого периода имело организационное объединение всех ведущих научных и конструкторских организаций и производственных предприятий в иерархическую структуру, именовавшуюся Министерством общего машиностроения. Разбросанные до 1965 г. по разным ведомствам НИИ, КБ и заводы были объединены в единую мощную отрасль промышленности, насчитывавшую более миллиона человек. В данном случае централизованная командно-мобилизационная система помогала конструкторским школам в решении сложнейших научных и высокотехнологических задач. Результатом их деятельности в этот период явилось создание мощного научно-технического потенциала.
далее
назад