Р-2

Скачено с адреса lib.susu.ac.ru, где лежит ЭТО в формате pdf, перевёл в html я - Хл.

Хищенко Ю.М. Первые шаги отечественного ракетостроения: Учебное пособие по курсу „Введение в авиационную и космическую технику“. — Челябинск: Изд. ЮУрГУ, 2000. — 44 с.

Пособие предназначено для студентов специальности „Электрооборудование летательных аппаратов“. Цель его — помочь первокурснику обрести уверенность в правильности сделанного выбора, через восхищение прошлым подвести к желанию своим личным участием продолжить историю отечественной аэрокосмической техники.

Может быть полезно студентам других специальностей, изучающим историю ракетно-космической техники.

Одобрено учебно-методической комиссией аэрокосмического факультета.

Рецензенты:

д.т.н. С.Г. Воронин,
к.т.н. В.А. Пяткин.

Выпускникам технических вузов —
творцам отечественной ракетно-космической
техники с восхищением, скорбью и надеждой.

В Москве, рядом с бывшей Выставкой достижений народного хозяйства (ВДНХ), над мемориальным музеем космонавтики взметнулась титановая стрела обелиска в честь покорителей космоса. Осуществление этой давней мечты человека потребовало огромных усилий того научно-технического и производственного сообщества, которое сегодня именуется ВПК — Военно-промышленным комплексом. Именно он объединил в себе крупнейших ученых, организаторов науки и промышленности, виднейших инженеров, под руководством которых трудились многотысячные коллективы научных и проектно-конструкторских организаций, промышленных предприятий и исследовательских полигонов. Здесь было средоточие лучшей науки, техники и производства, здесь были собраны лучшие ученые, инженеры, рабочие, военные специалисты.

Комплекс — военный, ибо вся история XX века свидетельствует о том, что все открытия и достижения человечества обретали жизнь, прежде всего в военных целях. Великая тройка — три К — академики Курчатов И.В., Келдыш М.В. и Королев С.П. — ярчайшие примеры судеб людей, которых жизнь заставила направить свой талант на чисто военные цели.

Космонавтика возникла из недр ВПК. Когда межконтинентальные баллистические ракеты стали реальностью, когда было создано военно-стратегическое могущество страны, появилась возможность вернуться к мечте о звездах. На технической и научной базе, предназначенной для создания средств уничтожения, выросла новая область человеческой деятельности — космонавтика.

Космическая эра начиналась с ракет. А практическое ракетостроение возникло в период Великой Отечественной войны в фашистской Германии. Практическое — означает, что ракета была сконструирована, изготовлена и применена.

8 сентября 1944 г. немцы впервые обстреляли жилые кварталы Лондона ракетами дальнего действия „У-2“ (“Фау-2“). Этот вид оружия назывался немцами „оружием возмездия“, и начальная буква слова Vergeltung — „возмездие“ стала сокращенным обозначением ракеты. Жидкостных баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей космических аппаратов создано к настоящему времени очень много. Но историческое значение немецкой ракеты „V-2“ состоит в том, что она первой пошла в серийное производство, первой нашла военное применение и стала первым учебным пособием для советских, американских, английских и французских специалистов, устроивших впоследствии невиданное соревнование в создании нового вида вооружения — автоматически управляемых ракет дальнего действия.

Курчатов И.В.	Три больших К - крупнейшие организаторы самых революционных направлений в отечественной и мировой науке
Королев С.П.	Келдыш М.В.

Главным конструктором ракеты „V-2“ был барон Вернер фон Браун.

Что она представляла собой показано на рис. 1.

По функциональному назначению корпус ракеты был разделен по длине на несколько отсеков: топливный отсек (ТО), включающий в себя баки горючего и окислителя; хвостовой отсек (ХО) с двигателем и приборный отсек (ПО), к которому пристыковывалась боевая часть (БЧ). В связи с этим ракета имела три поперечных разъема, допускающих раздельную поагрегатную сборку и последующую стыковку отсеков.

Топливо для ракеты выбиралось с учетом наличных в Германии источников сырья, соответствия термодинамическим требованиям и температурной стойкости материала камеры сгорания. Выбор пал на смесь этилового спирта с водой в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя. Острая проблема охлаждения двигателя в то время не получила должного решения, поэтому проектанты пошли на потерю удельной тяги, забалластировав этиловый спирт водой и снизив концентрацию до 75 %.

Основными элементами двигателя, расположенного в хвостовом отсеке, являлись камера 14 и турбонасосный агрегат (ТНА) 16, предназначенный для подачи топливных компонентов в камеру сгорания. В последней горючее и окислитель смешивались в определенном количественном соотношении и сгорали по реакции С₂Н₅ОН + 3О₂ = 2СО₂+3Н₂О. Продукты этой реакции — процесса превращения топлива — с высокой скоростью истекали из сопла ракетного двигателя и создавали реактивную силу — основную составляющую тяги ракетного двигателя.

Турбонасосный агрегат состоял из двух центробежных насосов — спиртового и кислородного, установленных на общем валу с газовой турбиной. Турбина приводилась в действие продуктами разложения перекиси водорода (водяной пар + кислород), которые образовывались в парогазогенераторе (ПГГ на рис. 1 не виден). Перекись водорода подавалась в реактор ПГГ из бака 17 и разлагалась в присутствии катализатора — водного раствора перманганата натрия, подаваемого из бачка 15:

Эти компоненты вытеснялись из баков сжатым воздухом, содержавшимся в баллонах 10. Таким образом, работа двигательной установки обеспечивалась четырьмя компонентами — двумя основными и двумя вспомогательными для парогазогенерации. Помимо подачи вспомогательных компонентов запас сжатого воздуха был необходим и для работы пневмоавтоматики.

Рис. 1. Баллистическая ракета „Фау-2":

1 — наконечник с головным взрывателем,

2 — боевая часть,

3 — приборный отсек,

4 — приборы системы управления,

5 — бак горючего,

6 — топливный отсек,

7 — бак окислителя,

8 — хвостовой отсек,

9 — рама двигателя,

10 — воздушные баллоны пневмосистемы двигательной установки,

11 — газоструйные рули,

12 — воздушные рули,

13 — стабилизаторы,

14 — камера сгорания и сопло,

15 — бак с перманганатом (ПГГ расположен сзади),

16 — турбонасосный агрегат,

17 — бак перекиси водорода,

18 — задний шпангоут,

19 — передний шпангоут

Характеристики серийной ракеты „Фау-2“

Максимальная дальность полета 250... 300 км

Максимальная высота над Землей 95 км

Общая длина 14 м

Диаметр 1,6 м

Стартовая масса 13 т

Масса боевой части 1000 кг

Масса горючего (75%-ный этиловый спирт) 3600 кг

Масса окислителя (жидкий кислород) 5000 кг

Максимальная тяга двигателя

у Земли
на большой высоте

26т
30т

Время работы двигателя 65 с

Максимальная скорость 1500м/с

Скорость при встрече с целью 800м/с

Перечисленные элементы — камера, ТНА, баки вспомогательных компонентов, баллоны со сжатым воздухом — вместе с подводящими трубопроводами, клапанами и прочей арматурой монтировались на силовой раме 9, образуя общий энергетический блок, который и называется жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). В процессе крепления камеры с рамой двигателя с помощью шаровых регулируемых опор добивались исключения линейного и углового эксцентриситета продольной оси камеры относительно центра окружности стыковочного кольца силовой рамы и его плоскости.

Этим кольцом при сборке ракеты рама двигателя пристыковывалась к заднему шпангоуту 18 и закрывалась тонкостенной подкрепленной оболочкой — корпусом ХО, снабженном четырьмя стабилизаторами.

Удельная тяга двигателя ракеты „Фау-2“ составляла 198 единиц на Земле и 237 единиц в пустоте. Получается она, если тягу двигателя разделить на суммарный весовой расход, состоящий из 50 кгс/с спирта и 75 кгс/с кислорода и 1,7 кгс/с перекиси водорода и перманганата. По современным понятиям такая удельная тяга для жидкостных двигателей считается очень низкой.

Как и все управляемые баллистические ракеты, „Фау-2“ имела автомат стабилизации для управления полетом на активном участке траектории. Гироприборы, преобразователи и усилители командных сигналов, источники питания и прочие блоки автомата стабилизации были расположены в приборном отсеке и смонтированы на крестовидной панели.

Исполнительными органами автомата стабилизации были газоструйные и воздушные рули. Газоструйные рули 11 располагаются в струе истекающих из камеры газов. Вместе со своими приводами — рулевыми машинами — они были закреплены на жестком рулевом кольце. При отклонении рулей возникает момент, поворачивающий ракету в нужном направлении. Так как газоструйные рули работают в исключительно тяжелых температурных условиях, они изготовлялись из наиболее термостойкого материала — графита. Воздушные рули 12 играют вспомогательную роль и дают эффект только в плотных слоях атмосферы и при достаточно большой скорости полета.

После выключения двигателя газоструйные рули не могут выполнять своих функций. К этому времени ракета находится на большой высоте, где практически отсутствует атмосфера, отчего воздушные рули и хвостовой стабилизатор тоже теряют свою эффективность. Поэтому после выключения двигателя ракета становилась не ориентированной. Полет происходил в режиме неопределенного вращения относительно центра масс. При входе в сравнительно плотные слои атмосферы хвостовой стабилизатор ориентировал ракету по полету, и на конечном участке траектории она двигалась головной частью вперед. С увеличением плотности атмосферы ракета несколько затормаживалась в воздухе, но сохраняла к моменту встречи с целью значительную скорость.

Разрушительное действие ракеты обеспечивалось боевым зарядом — тонной взрывчатого вещества, находящегося в головной части ракеты. Существенную прибавку к этому давали разрушения за счет кинетической энергии массы ракеты и энергии взрыва остатков топливных компонентов. Картина разрушений в районе попаданий выглядела примерно так: воронка, как правило, диаметром в 25-30 м и глубиной 8-14 м, земля из воронки и части разрушившейся ракеты разбросаны на расстоянии до 200 м. В густо застроенных городах разрушительному действию подвергалась меньшая площадь, но проявлялось оно более интенсивно. Характерной особенностью ракеты была силовая схема топливного отсека. Силовая схема представляет собой то конструктивное решение, в основу которого положены соображения прочности и жесткости всей конструкции, ее способность противостоять нагрузкам, действующим на ракету при наземной эксплуатации (транспортировка, установка на стартовый стол) и в полете. Решающим здесь оказался опыт специалистов акционерного общества „Цеппелин“, прославившегося разработками жестких дирижаблей.

В ракете „Фау-2“ принята схема внешнего силового корпуса и подвесных баков. Силовой корпус 6 представляет собой стальную оболочку с продольно-поперечным набором подкрепляющих элементов. Продольные подкрепляющие элементы (стрингеры) и поперечные кольцевые элементы (шпангоуты) образуют силовой каркас (основу силовой схемы), тонкая оболочка обеспечивает аэродинамическую обтекаемость корпуса. Для удобства монтажа корпус ракеты имеет продольный болтовой разъем.

Верхний спиртовой бак подвешивался на переднем силовом шпангоуте 19, с которым стыковался и приборный отсек. Кислородный бак опирался на нижний силовой шпангоут, к которому крепилась и рама двигателя с хвостовым отсеком. То есть топливные баки исполняли только роль емкостей и в силовую схему не включались. На участке спуска после стабилизации ракеты в плотных слоях атмосферы баки „менялись“ местами. Бак окислителя „висел“, а бак горючего „стоял“.

На этом заключительном участке траектории корпус ракеты подвергается наиболее интенсивным нагрузкам. В процессе стабилизации в поперечных сечениях корпуса возникают значительные изгибающие моменты. Далее следует осевая сжимающая сила вследствие аэродинамического сопротивления и меняющегося ускорения при торможении ракеты. Все это сопровождается нагреванием обшивки корпуса. На участке выведения ракеты эти нагрузки на корпус значительно меньше, но необходимость обеспечения его прочности на всех участках траектории вынудила чрезмерно усилить корпус, что существенно сказалось на массовых характеристиках ракеты. Относительная масса сухой ракеты „Фау-2“ оказалась рекордно высокой, что очень плохо.

Крупносерийное производство ракет было организовано на огромном подземном заводе „Миттельверк“. Его проектная мощность (до тридцати ракет в сутки) обеспечивала к середине 1944 года выпуск до шестисот „Фау-2“ в месяц. Для строительства завода и производства ракет под руководством немецких специалистов и гестаповских надсмотрщиков использовались иностранные рабочие, военнопленные, заключенные концлагерей. Все они прошли через концлагерь „Дора“, где рабочие умирали от побоев, пыток, болезней, истощения и казней при малейшем подозрении в саботаже. Ни один из заключенных концлагеря не должен был выйти живым за пределы зоны, где производилось сверхсекретное оружие возмездия — труба крематория лагеря дымилась круглосуточно.

Несмотря на применение бесплатного труда заключенных, стоимость одной ракеты превышала 300 000 рейхсмарок.

По мере освоения техники эксплуатации ракет сокращался цикл предстартовой подготовки: начав в сентябре 1944 г. пуски с 15 ракет в день, немцы к концу октября довели число пусков до 29. Рекордными были 33 пуска в день.

Против „Фау-2“ были бессильны все средства английских ПВО. Скорость и высота полета исключали даже мысль о каком-либо предупреждении и объявлении воздушной тревоги. Подлетающий снаряд с огненным острием можно было заметить случайно за несколько секунд до взрыва. Единственным средством борьбы с новым видом оружия были воздушные налеты на стартовые позиции ракет. Из-за трудности маскировки они оказались наиболее уязвимым звеном ракетного комплекса.

По различным источникам 2000 ракет, выпущенных за семь месяцев по Лондону, привели к гибели свыше 2700 человек. Достоверных данных о жертвах „Фау-2“ в других местах, подвергшихся обстрелу, нет. Но если судить по средней лондонской статистике убитых за один пуск, то число погибших от ракет „Фау-2“ составляет около 7500 человек.

Результаты боевого применения „оружия возмездия“ показали низкую его надежность. Около 12% ракет возвращались заводу сразу из-за дефектов в системе управления. Еще 8% составляли неудачные пуски по причине взрывов на старте, пожаров в хвостовом отсеке, отказов в полете по вине двигательной установки или системы управления. Немцы не располагали данными об авариях и разрушениях ракет на участке атмосферного спуска, но опыт пусков этих ракет в Капустином Яре в 1947 г. показал, что на этом заключительном участке траектории аварии составляют 15-20% . Следовательно, надежность „Фау-2“ составляла порядка 60%. Недостаточная надежность и, безусловно, низкая конечная эффективность оказались у Фау-оружия.

Впервые С.П. Королев увидел пуск „Фау-2“ в послевоенной Германии. Осенью 1945 г. в районе Гамбурга англичане провели для союзников демонстрационные пуски тех самых Фау, которые терроризировали лондонцев. Старт произвел впечатление, но Королева удивило то, что сами англичане никак не участвовали в работе, полагаясь на команду пленных немецких ракетчиков. Удивило потому, что наши специалисты активно изучали и осваивали эту немецкую технику, правда, в тех возможностях, которые оказались на территории советской зоны оккупации. В Тюрингии, близ города Заафельд у немцев была база огневых испытаний серийных двигателей „Фау-2“. Американцы ничего отсюда не вывезли, вся техника огневых испытаний сохранилась и была хорошо отлажена. Она позволяла „прожигать“ свыше 30 двигателей в сутки.

Здесь на огневом стенде прошли „школу“ корифеи будущего советского двигателестроения, освоив технологию испытания и регулировки двигателей. К удивлению немцев наши испытатели оказались более смелыми, и вышли далеко за пределы режимов по регулированию тяги, которые были разрешены. Они и обнаружили, что двигатель ракеты „Фау-2“ может быть сильно форсирован — вплоть до 35 тонн.

Оценить это можно, лишь зная, что в первые годы работы над ракетной техникой в Советском Союзе, а как потом выяснилось, и в Германии, создатели жидкостных ракетных двигателей не имели в своем распоряжении сколько-нибудь пригодных для практики теоретических трудов, позволяющих конструировать ЖРД на более-менее научной основе. Инженеры, разрабатывавшие ЖРД, действовали почти вслепую, „методом тыка“. Нередко на стендах случались пожары и взрывы, еще хуже — при пусках ракет.

Так что интуиция и инженерный здравый смысл заменяли двигателистам математические теории, а мужество и неутомимость в проведении сотен испытаний заменяли расчеты.

К концу 1946 г. работы в Германии будущих наших ракетчиков стали сворачиваться: они изучили немецкую ракетную технику, с участием немецких специалистов научились ее собирать и испытывать в наземных условиях, на собственном опыте убедились в недостатках и слабых местах „Фау-2“ и здесь уже задумались над возможностью ее существенного усовершенствования. Здесь, в Германии, зародились первые идеи и начались первые проработки варианта ракеты на дальность 600 км — будущей ракеты Р-2. По мнению Б.Е. Чертока [1] очень правильную оценку работы советских специалистов в Германии как-то высказал С.П. Королев: „Самое ценное, чего мы там достигли — создали основу сплоченного творческого коллектива единомышленников“.

В послевоенное десятилетие 1946-1956 годов только две страны — США, СССР работали в области ракетной техники. Лучшие научные и технические силы были привлечены к созданию первых боевых ракетных комплексов. У нас в стране работы шли с исключительным напряжением. Подхлестнутые началом „холодной войны“, а потом соревнованием двух систем, работы в лабораториях, на полигонах, на секретных заводах шли в темпах настоящей „горячей“ войны. Свою роль сыграл и азарт пионерского первенства: как бы трудно нам ни было, наша военная техника не должна уступать никому. Тем более, что через совершенство этой техники открывалась дорога к тем свершениям, которые очень скоро потрясли воображение всего человечества.

Сегодня сетуют, что „железный занавес“ отгородил нас от общения с американской наукой. Что мы вынуждены были освоить и производить многое из того, что можно было бы запросто купить на Западе. Но вот мы проиграли информационно-психологическую войну, объявили, что у нас нет сегодня врага, а все научное общение оказалось за океаном. Запад не спешит поделиться с нами новейшими технологиями, а компьютерная „помощь“ многими воспринимается как информатизационная колонизация. Нет, нам и впредь надо будет многое осваивать и производить самим. И учиться этому у тех, кто стоял у истоков нового вида вооружения: они умели делать не хуже, а порой даже лучше. А тогда, в первое ракетное десятилетие, в нашей стране был создан тот фундамент, на котором в последствии так бурно развивалась космонавтика.

Еще в Германии, перед возвращением наших специалистов на Родину министр вооружения Д.Ф. Устинов так определил начальный этап становления отечественного ракетостроения: „Нашей промышленности надо будет начинать не с нуля, не с пустого места, научиться вначале тому, что было сделано в Германии. Мы должны точно воспроизвести немецкую технику раньше, чем начнем делать свою. Я знаю, это некоторым не нравится. Вы нашли много недостатков в немецкой ракете и горите желанием сделать по-своему. На первое время мы это запрещаем. Вначале докажите, что можете делать не хуже“.

Реализацией этой задачи стала ракета Р-1. В 1950 году первый отечественный ракетный комплекс с этой ракетой был принят на вооружение. А до этого ...

Первой серьезной проблемой стала замена всех немецких материалов на отечественные эквиваленты. Немцы использовали при производстве ракет „Фау-2“ 86 марок и сортаментов стали, а наша промышленность в 1947 году способна была заменить аналогичными по свойствам только 32 марки. По цветным металлам немцы использовали 59 марок, а мы могли найти у себя только 21. Резины, прокладки, уплотнения, изоляции, пластмассы оказались самыми „трудными“ материалами. Требовалось иметь 87 видов неметаллов, а наши заводы и институты способны были дать только 48.

В отличие от немцев мы не испытывали трудностей с графитом для газоструйных рулей, но наши графитовые рули оказались на редкость хрупкими. Для стержней-замедлителей в атомных реакторах требовался графит особо высокой чистоты, механическая прочность их имела второстепенное значение. Для рулей чистота графита не требовалась, но высокая прочность была обязательной. Как немцы добивались прочности своих графитовых рулей, мы не знали. Доходить до всех секретов технологии пришлось своим умом.

Большие трудности возникли при освоении технологии производства рулевых машин. Первые опытные рулевые машины ни одному требованию по статическим и динамическим характеристикам не удовлетворяли. Более того, они оказывались негерметичными. Масло, служившее рабочим телом в этих машинах, при создании рабочего давления пробивало резиновые уплотнения. Крупные неприятности возникли при испытании рулевых машин, охлажденных до минусовых температур. Загустевание масла приводило к такому повышению момента на валу электродвигателя, который вращал шестеренчатый насос, что от перегрузки он начинал дымить. Электромотор успевал сгореть раньше, чем своей энергией отогревал и разжижал масло. Нашли гидроприводные масла, которые не мерзли, но они оказались чересчур жидкими при летней температуре, доходившей до +50°С. Обнаружилось, что завод, только что освоивший литье в кокиль алюминиевого сплава корпусов машин, не обеспечил качества литья. Корпус машин был пористым: рулевые машины „потели“ при высокой температуре. Масло проникало сквозь поры.

Много пришлось поколдовать над шестеренчатыми насосами рулевых машин. Основные детали насосов из специального чугуна и стали не имели при обработке нужной чистоты. К массовому браку шестеренчатых насосов прибавились неприятности с релейно-золотниковой группой. Попадание в золотниковый механизм самой малой соринки приводило к заеданию. Следствием такого „засора“ была бы обязательная потеря управляемости и неизбежная авария ракеты. Кода в Германии изучали жидкостный ракетный двигатель, казалось, что, сварка больших камер сгорания — совсем не хитрое дело. Но дома сварочные швы получались бугристыми, изобиловали прожогами, при испытаниях давали трещины. Через каждодневные проблемы производства зрело осознание того, что общая культура производства не соответствовала уровню создаваемой техники. Необходима была перестройка психологии рабочих и технологов. В упорной борьбе налаживал Королев культуру производства ракетной техники.

В первые годы освоения ракетной техники массу неприятностей доставляли многоконтактные штепсельные разъемы — штекеры. Эти устройства появились в связи с резким усложнением электрических схем летательных аппаратов, необходимостью надежной электрической стыковки и расстыковки при ремонте и испытаниях отдельных отсеков, быстроте сборки надежных кабельных соединений — разъемов. Немцы затратили годы на разработку технологии надежных разъемов и ввели в авиации и ракетной технике стандартные „штекера Листа“ от двух до тридцати контактов. Нам потребовалось три года, чтобы воспроизвести не уступающие по надежности разъемы. Авиаприборная и радиотехническая промышленность держалась всего на нескольких заводах Москвы и Ленинграда. Вскоре обнаружилось, что такое давно изобретенное устройство, как электрическое многоконтактное реле, умеет делать в нашей стране только один ленинградский завод.

Особого внимания требовала отладка испытаний ракет. По опыту немцев было известно, что если ракета даже испытана где-то, а потом перевезена в другое место, то при следующих испытаниях она может и не полететь. Немецкие ракеты часто отказывали прямо на старте, если не были до конца тщательно испытаны и проверены. Первые отечественные ракеты Р-1 поначалу тоже упорно не желали отрываться от стартового стола.

На нашей территории для отработки ракетной техники был создан Государственный центральный полигон — Капустин Яр. Это в междуречье Волги и Ахтубы. Дальше по направлению стрельбы простирались незаселенные заволжские степи. Здесь совершался прорыв в совершенно новую область техники. Здесь уже на первых пусках трофейных ракет пришло осознание, что ракетный комплекс — это большая сложная система, требующая нового системного подхода на всех этапах жизненного цикла: при проектировании, разработке, изготовлении, испытаниях. Здесь нет главных и мелких задач: в системе все должно быть подчинено интересам достижения единой конечной цели. Это обеспечивает только мощная общегосударственная кооперация — в стране начинают создаваться основы могучей ракетной инфраструктуры.

Новой технике потребовались приборостроение, радиотехника, двигателестроение очень высокого уровня, что стало стимулом для развития новых научных направлений: электронно-вычислительной техники, кибернетики, газодинамики, математического моделирования, поиска новых материалов.

И всюду требовались люди, так что основной проблемой стали кадры. Уже осенью 1947 года начались занятия на высших инженерных курсах при МВТУ имени Баумана — вся „элита“ совсем еще молодой ракетной промышленности занялась переподготовкой военных и гражданских инженеров для нарождающегося ракетного производства. В ведущих вузах страны в Москве, Ленинграде, Днепропетровске, Волгограде, Куйбышеве, Челябинске, Омске, Красноярске стали открываться факультеты новых ракетных специальностей. Сюда потянулась талантливая и увлеченная новыми проблемами молодежь. Она то и стала источником того энтузиазма, который вынес советскую ракетную технику на уровень мирового лидерства.

В 1947 году в отделе Королева, одновременно с текущими работами по Р-1, проектировалась ракета на дальность 600 км. Ей был присвоен индекс Р-2 (рис. 2). Фактор времени имел решающее значение, поэтому через год после принятия на вооружение Р-1 закончились летные испытания ракетного комплекса Р-2, и ракета поступила на вооружение с параметрами, приведенными в таблице 2. Сам Королев рассматривал эту ракету как предварительную пробу сил перед качественным скачком к ракетам большой и межконтинентальной дальности.

Надо было опробовать ряд идей — быстро, а потому опираясь на опыт экспериментальной доводки предыдущей ракеты и используя существующие возможности производства. Этим Королев с разумной предусмотрительностью минимизировал риск неудач при пусках, которые могли бы скомпрометировать эти идеи в самой основе или породить к ним труднопреодолимое психологическое недоверие.

Помимо преемственности технологии Р-1 предусматривалось не выходить за габариты ракеты по диаметру и использовать тот же двигатель, форсированный до 35 т. Этого было достаточно, чтобы заряд массой 1000 кг при массе конструкции Р-1 около 4 т забросить на 600 км. Но для увеличения дальности требовалось гораздо большее количество топлива: значит, большие баки, большая масса конструкции. А это могло свести на нет выигрыш за счет форсирования двигателя. Началась проработка нескольких альтернативных вариантов, в каждом из которых искали резервы по объему и массе конструкции.

Первой принципиальной идеей стала идея отделяемой головной части — до цели должна лететь не вся ракета, а только ее ГЧ с боевым зарядом. Это сразу снимало проблему прочности корпуса ракеты при входе в атмосферу — одно из самых слабых мест ракеты „Фау-2“. Тогда можно было сделать следующий шаг — облегчить конструкцию, сделав несущим спиртовой бак. Тем самым отказывались от части несущего корпуса, силовые функции возлагались на стенки бака, а частичной разгрузкой для него служило умеренное внутреннее давление — наддув бака. Поступить аналогичным образом с баком окислителя не рискнули. В связи с низкой температурой кипения жидкого кислорода считалось необходимым обеспечить теплоизоляцию кислородного бака, которая размещалась в промежутке между несущим корпусом и стенкой бака. Перенесение приборного отсека в нижнюю часть корпуса перед хвостовым отсеком — было третьим отличием ракеты Р-2. Это существенно улучшало условия предстартовой подготовки ракеты, но вызывало сомнения относительно того, как автоматика и приборы управления выполнят свои функции в условиях повышенной вибрации из-за близости ракетного двигателя. Только по этой причине пришлось заменить дюралевый хвост на стальной, что уменьшило интенсивность вибраций в приборном отсеке. Четвертой особенностью Р-2 стало снабжение ракеты радиокоррекцией для повышения точности в боковом направлении. Поэтому, несмотря на увеличившуюся дальность, точность была не хуже, чем у Р-1, а от первой отечественной ракеты требовалась точность попадания в прямоугольник 20 км по дальности и 8 км в боковом направлении.

Рис. 2. Баллистическая ракета Р-2:

1 — наконечник с головным взрывателем,

2 — стабилизирующая юбка головной части,

3 — пружинный механизм отделения,

4 — бак горючего,

5 — торовый баллон сжатого воздуха,

6 — бак окислителя,

7 — теплоизоляция из стекловаты,

8 — приборный отсек,

9 — торовый бак перекиси водорода,

10 — рама ракетного двигателя,

11 — хвостовой отсек,

12 — газоструйные рули,

13 — воздушные рули

Характеристики ракеты Р-2

Максимальная дальность полета 600 км

Максимальная высота над Землей 168 км

Общая длина 17,68 м

Диаметр 1,6 м

Стартовая масса 20,4 т

Масса боевой части 1008 кг

Масса горючего (92%-ный спирт) 6480 кг

Масса окислителя (жидкий кислород) 9100 кг

Максимальная тяга двигателя

у Земли
на большой высоте

38 т
41,3 т

Время работы двигателя 86 с

Максимальная скорость 2165 м/с

Скорость при встрече с целью 700 м/с

Серийное производство Р-2 осуществлялось в Днепропетровске, под конструкторским контролем будущего генерального конструктора М.К. Янгеля.

Высокой надежности, характерной для современных ракет-носителей, добиться не удалось: у Р-2 она не превышала 86%. Но свою роль ракета сыграла — было доказано, что несущий спиртовой бак исправно выполняет силовые функции, что головная часть успешно отделяется и благополучно достигает цели, что приборы управления способны работать так же хорошо, как они работали, находясь вблизи головной части. Важность этого успеха Устинов определил как экзамен на способность к самостоятельному творчеству.

Больше всего эта ракета известна в истории своим использованием в исследованиях верхних слоев атмосферы и поведения животных организмов при высотных ракетных пусках.

Управляемая баллистическая ракета Р-2 стартует в вертикальном направлении и на активном участке траектории набирает скорость, обеспечивающую расчетную дальность, под действием тяги ракетного двигателя. При этом параметры движения ракеты контролируются приборами системы управления, назначение которой заключается в том, чтобы привести параметры действительного движения ракеты ближе к расчетным программным значениям.

Необходимая для движения ракеты тяга обеспечивается функционированием пневмогидравлической системы двигательной установки, схема которой показана на рис. 3. Она состоит из:

1 — системы горючего (92% водный раствор этилового спирта): топливный бак 22 — расходная магистраль к насосу 33 — далее по межрубашечному пространству ракетного двигателя к главному клапану спирта 42 — и в камеру сгорания 44;

2 — системы окислителя (жидкий кислород): бак 25 — расходная магистраль к насосу 32 — главный клапан окислителя 37 — распылитель кислорода в камеру сгорания 41;

3 — системы парогазогенерации, предназначенной для получения парогаза — рабочего тела турбины, которая приводит во вращение насосы 32 и 33. Вместе они образуют, так называемый, турбонасосный агрегат (ТНА). Торовый баллон для перекиси водорода 29 — реактор 56 — турбина ТНА 31 — теплообменник 36, после которого отработавший парогаз истекает за борт ракеты;

4 — системы сжатого воздуха, необходимого для работы пневмоавтоматики двигателя: баллоны 16 — торовый баллон 23 — редуктор давления 48 — сигнальный манометр 49 — далее по назначению, угадываемому по соответствующим трубопроводам сжатого воздуха.

В каждой системе имеются клапаны, срабатывающие от управляющего давления или электрического тока, подаваемого на катушку электромагнита. Последние называют электропневмоклапанами (ЭПК). В ПГС их достаточно много: 17, 10 и 11, 50, 51, 53, 38.

На рисунке отсутствует электросхема двигателя, связывающая ЭПК с источником тока — бортовой батареей постоянного тока напряжением 27±3в. В этой схеме задействованы указатель уровня 20, клапаны 21, 37, манометр 49, которые при срабатывании выдают соответствующие электрические сигналы, инициирующие дальнейшее прохождение команд на запуск двигателя.

Ракета, установленная на пусковом столе, проходит предстартовую подготовку к пуску: после заправки ракеты рабочими компонентами, осуществляется настройка редуктора давления 48 и устанавливается жидкостное зажигательное устройство (ЖЗУ) 43 и 57.

1, 3 — реле давления, 2 — манометр М-0,2 МПа, 4, 8 — запорный вентиль, 5, 6 -манометр М-30 МПа, 7 — зарядный клапан, 8 — вентиль запорный, 9, 13 — обратный клапан, 10, 11, 17 — электропневмоклапан, 12 — дроссель, 14 — сливной вентиль, 15 — клапан наддува, 16 — баллоны, 18 — жиклер, 19 — предохранительный клапан, 20 — ограничитель наполнения, 21 — предварительный спиртовой клапан, 22 — бак для горючего, 23 — баллон торовый воздушный, 24 — компенсатор, 25 — бак для окислителя, 26 — обратный клапан, 27 — кислородный заправочный клапан, 28 — спиртовой заправочный клапан, 29 — бак торовый для перекиси водорода, 30 — обратный клапан, 31 — турбонасосный агрегат, 32 — кислородный насос, 33 — спиртовой насос, 34 — расходная шайба, 35 — дренажный клапан, 36 — испаритель кислорода, 37 — главный кислородный клапан, 38 — блок электропневмоклапанов, 39 — шестиконечное соединение (связь ракеты с пневмощитком), 40 — обратный клапан, 41 — кислородный распылитель, 42 — главный спиртовой клапан, 43 — форсунка ЖЗУ, 44 — камера сгорания, 45 — коллектор подвода горючего, 46 — обратный клапан, 47 — вентиль высокого давления, 48 — редуктор давления, 49 -сигнальный манометр, 50 — электропневмоклапан дренажа и наддува, 51 — электропневмоклапан, 52 — жиклер, 53 — клапан конечной ступени, 54 — промывочно-сливной клапан, 55 — клапан главной ступени, 56 — реактор, 57 — баллон ЖЗУ, 58 — обратный клапан, 59 — сливной вентиль.

дроссель (нем. (drosstln — душить, сокращать): 1) гидравлический — местное гидравлическое сопротивление (сужение трубопровода, вентиль, кран и др.); 2) пневматический — аналогично; 3) электрический — катушка индуктивности, которую включают в электрическую цепь последовательно с нагрузкой для устранения (подавления) переменной составляющей тока, разделения или отражения сигналов различной частоты;

обратный клапан — устройство для пропускания газа или жидкости в одном направлении (только в сторону сжатия пружины);

жиклер (франц. gicler — брызнуть) — калиброванное отверстие в детали, дозирующее расход жидкости или газа;

компенсатор (лат. compenso — возмещаю, уравновешиваю) — конструктивный элемент, с помощью которого обеспечивается технологическая (соединение деталей, исключающее подгонку по месту соединения) или температурная (исключение появления механических напряжений в элементах конструкции при нагреве или охлаждении) компенсация;

расходная шайба — шайба с отверстием, размер которого дозирует строго определенный расход жидкости;

дренажный клапан (франц. drain — сток) — поддерживает или ограничивает перепад давлений или абсолютное давление в системе;

коллектор — объем, образуемый для сосредоточения жидкости, предназначенной для использования с какой-либо целью;

бак торовый — оболочка вращения, поперечное сечение которой имеет форму окружности (“бублик“)

1 — сжатым воздухом — до избыточного давления 20 МПа в баллонах 16 и 23 контролируемого манометрами 5 и 6;

2 — горючим — через заправочный клапан 28 при открытом предварительном клапане 21 до уровня ограничителя наполнения 20;

3 — жидким кислородом — через заправочный клапан 27 до перелива через дренажную трубу при открытом дренажном клапане 35;

4 — перекисью водорода — из мерного бака объемом 220 л через обратный клапан 26 при открытом клапане дренажа 50 — до закрытых клапанов 53 и 55.

После заправки ракеты кислородом и до эвакуации наземных средств в укрытие вал турбонасосного агрегата непрерывно проворачивается вручную специальным ключом для предупреждения замораживания ТНА.

Настройка редуктора проводится с включенным обогревом (включается за 10 минут до настройки). При снижении давления воздуха с 20 МПа до рабочего 4,6± 0,5 МПа происходит его резкое охлаждение, в результате чего возможно образование капель воды и их замерзание, что приведет к неустойчивой работе редуктора, засорению клапанов и коммуникаций двигателя. Для обогрева редуктора при работе на нем установлен электрический подогреватель мощностью 100 Вт.

В период предстартовой подготовки ракета двояко связана с землей: через шестиконечное соединение 39 осуществляется связь со стартовым пневмощитком, а через отрывной штепсельный разъем (ШО) приборный отсек связан с наземным источником питания электрическим током.

ПГС двигательной установки ракеты, подготовленной к пуску, должна находиться в следующем состоянии:

1. Вентили 47 и 8 должны быть открыты, а вентили 4, 14 и 59 — закрыты.

2. Бак горючего сообщается с атмосферой через клапан наддува 15, а бак окислителя через дренажный клапан 35, который удерживается в открытом состоянии управляющим давлением от стартового пневмощитка.

3. ЭПК 10, 11, 51 — обесточены и закрыты, а ЭПК 50 и 38 в обесточенном состоянии, наоборот, открыты. Поэтому бак перекиси водорода через ЭПК 50 дренажа и наддува сообщается с атмосферой, а через блок ЭПК 38 сжатый воздух поступает в ГКО 37 и ГКС 42 и удерживает их в закрытом состоянии.

4. Из редуктора давления 48 сжатый воздух поступает к сигнальному манометру 49, через обратный клапан 46 к крестовине, откуда воздух поступает к блоку ЭПК 38 и ЭПК 10 и 11. От редуктора давления сжатый воздух поступает также к ЭПК 50 и 51, которые в закрытом состоянии не пропускают его пока в бак 29 и к клапану главной ступени 55.

Пуск ракеты осуществляется путем перевода ключа на пульте управления в положение „Старт“ и последовательного нажатия кнопок „Дренаж“ и „Главная“.

При нажатии кнопки „ДРЕНАЖ“ со стартового пневмощитка прекращается подача управляющего давления к дренажному клапану 35 бака окислителя. Под действием пружины клапан закрывается, объем бака окислителя становится замкнутым. Теперь через трубу шестиконечного соединения и дренажную трубу начинается предстартовый наддув бака сжатым воздухом высокого давления. При осуществлении наддува давление воздуха автоматически регулируется установленным в стартовом пневмощитке реле 3, которое управляет электропневмоклапаном наддува (на рис. не показан). Как только давление в баке достигает 0,15±0,01 МПа, реле выключает ЭПК — наддув прекращается. Если давление в баке по какой-то причине станет менее 0,12 МПа, реле включит ЭПК и наддув возобновится.

Параллельно реле 3 в стартовом пневмощитке установлено реле 1. Оно отключает все стартовые приборы и делает невозможной дальнейшую подготовку ракеты к пуску, если избыточное давление в баке упадет вдруг ниже 0,09 МПа. Это, так называемая, блокировка в последовательности команд автоматического запуска ракетного двигателя.

Одновременно с прекращением наддува бака окислителя срабатывает ЭПК 11, открывая доступ сжатому воздуху к предварительному спиртовому клапану 21. Последний открывается и замыкает свой контакт. При замыкании этого контакта подается сигнал к переключению бортовой схемы с наземных источников питания на бортовые батареи.

С открытием предварительного спиртового клапана включается зажигательное устройство, помещенное внутри камеры сгорания 44. Загораются пиропатроны. На штативе зажигательного устройства (рис. 4) есть две блокировочные ленты — сигнализатор — воспламенитель и огневой сигнализатор.

1 — форсунка,

2 — верхняя лента-сигнализатор срабатывания пиропатронов,

3 — пирапатроны,

4 — хомут,

5 — нижняя лента-огневой сигнализатор,

6 — нижняя планка (центрирование в критическом сечении),

7 — трубка подачи спирта,

8 — стойка,

9 — основание,

10 — электропровода

Рис. 4. Штатив ЖЗУ

При включении зажигательного устройства сигнализатор — воспламенитель перегорает, что делает возможным включение кислородной секции блока электропневмоклапанов 38 и подачу сжатого воздуха со стартового пневмощитка в баллон 57 ЖЗУ, чтобы выдавить спирт через обратный клапан 58 и форсунку 43 в камеру сгорания.

При срабатывании кислородной секции блока ЭПК (рис. 5) прекращается подача воздуха в ГКО 37 и одновременно из него стравливается воздух в атмосферу. Это позволяет главному кислородному клапану открыться на величину предварительной ступени, и жидкий кислород под действием статического давления и давления наддува вспрыскивается через распылители 41 в камеру сгорания. Начинается реакция горения компонентов топлива, в пламени которой должен сгореть огневой сигнализатор.

В тот момент, когда ГКО откроется на половину величины предварительной ступени, замкнутся контакты его электрического включателя, что позволит в дальнейшем сработать спиртовой секции блока ЭПК 38. Но произойдет это лишь после того, как перегорит огневой сигнализатор зажигательного устройства. При срабатывании спиртовой секции блока ЭПК прекращается доступ воздуха в главный спиртовой клапан 42, имеющийся в нем воздух рабочего давления стравливается в атмосферу — ГКС открывается на предварительную ступень. Спирт получает доступ к форсункам и впрыскивается через них в камеру сгорания.

Таким образом, при пуске двигателя сначала открывается главный кислородный, а затем главный спиртовой клапаны. Топливные компоненты поступают в камеру сгорания малым расходом и надежно воспламеняются факелом пламени, созданным зажигающим устройством. Происходит прогрев камеры и усиление интенсивности горения зажигающего факела.

Двигатель выходит на режим предварительной ступени. После того как установится ровное, устойчивое пламя, двигатель переключают на главную ступень.

Главная ступень работы двигателя включается при нажатии кнопки „ГЛАВНАЯ“. При этом в ГЛАВНОМ РАСПРЕДЕЛИТЕЛЕ ракеты срабатывает реле, переключающее все ЭПК двигателя на питание от бортовой батареи и дающее сигнал на отпадение отрывного штепселя. Отрывной штепсель отпадает, разобщая ракету с наземной аппаратурой, а в главном распределителе срабатывает реле включения главной ступени работы двигателя.

За этим следует подача напряжения на ЭПК дренажа и наддува 50, на ЭПК 51 и клапан 53 конечной ступени. При этом ЭПК 50 разобщает бак перекиси водорода с атмосферой и одновременно пропускает в него сжатый воздух для наддува. Под давлением сжатого воздуха перекись водорода будет вытесняться к клапану 55 главной ступени и клапану 53 конечной ступени.

Клапан конечной ступени открывается и перекись водорода малым расходом начинает поступать в реактор 56 через корпус клапана 55 главной ступени. ЭПК 51 открывается и пропускает воздух из сети рабочего давления в камеру управляющего давления клапана 55. Под давлением воздуха клапан главной ступени также открывается и перекись водорода поступает в реактор уже в количестве, достаточном для работы двигателя на полную мощность.

Рис. 5. Электропневмоклапан управления главными топливными клапанами и схема его работы:
1 — корпус клапана, 2 — корпус электромагнита, 3 — толкатель, 4 — седло, 5 — разгрузочный клапан, 6, 8 — пружины, 7 — регулировочная прокладка, 9 — заглушка, 10 — манжета, 11, 13 — клапаны, 12 — штуцер подачи сжатого воздуха в полость управляющего давления топливного клапана, 14 — штуцер подвода сжатого воздуха

Образующийся в реакторе парогаз поступает в турбину, плавно начинает работать ТНА. Компоненты топлива поступают в камеру сгорания, отработанный парогаз, пройдя через испаритель кислорода 36, отводится за борт ракеты через два выхлопных трубопровода с соплами.

После начала работы ТНА давление нагнетаемого насосами горючего и окислителя быстро возрастает, увеличивается поступление спирта и кислорода в КС — соответственно увеличивается и создаваемая двигателем тяга. Как только давление жидкого кислорода, поступающего от ГКО к обратному клапану 40, возрастет до 0,18 МПа, последний откроется и начнет пропускать кислород в змеевики испарителя кислорода 36. С этого момента наддув бака окислителя осуществляется поступающим из испарителя газообразным кислородом. С нарастанием давления спирта и кислорода главные клапаны 37 и 42 открываются полностью, так что при работе двигателя на полную мощность в его камеру сгорания поступает суммарное количество горючего и окислителя 173 кг/с.

Начав подъем, ракета 4 секунды движется вертикально, а затем начинает „по программе“ поворачиваться по направлению к цели.

Этот разворот завершается на 68 секунде. В этот момент продольная ось ракеты наклонена к горизонту на угол, примерно равный 43°. Закончив поворот, ракета летит до окончания работы двигателя под постоянным углом, набирая максимальную (конечную) скорость.

Бак горючего по мере опорожнения наддувается скоростным напором воздуха, который поступает в него через клапан наддува 15, создавая необходимое давление. С подъемом на высоту из-за снижения плотности атмосферного воздуха этот наддув становится недостаточным, и на 25-й секунде полета ракеты ПРОГРАММНЫЙ ТОКОРАСПРЕДЕЛИТЕЛЬ подает напряжение на ЭПК 10 и 17. Клапан 10 открывается и пропускает сжатый воздух к клапану наддува 15. Последний закрывается и прекращает доступ воздуха из атмосферы в бак. Клапан 17 также открывается и пропускает сжатый воздух высокого давления из двух баллонов наддува через жиклер 18 в бак горючего. Создается искусственный наддув. Предохранительный клапан 19 отрегулирован на избыточное давление 0,08 МПа. В случае превышения этого давления клапан 19 открывается и избыток воздуха стравливается в атмосферу.

На главной ступени двигатель работает до того момента времени, когда ракета достигает заданной конечной скорости. Этот момент определяется прибором-интегратором продольных ускорений. С него и подается сигнал на выключение двигателя.

Нормально двигатель выключается в две ступени (перед полным выключением некоторое время он работает на режиме конечной ступени).

Сначала ИНТЕГРАТОР подает напряжение на реле предварительной команды выключения двигателя. Реле размыкает электроцепь ЭПК 51, в результате чего клапан 51 закрывается и стравливает воздух из камеры управляющего давления клапана главной ступени 55. Клапан главной ступени закрывается, и перекись водорода поступает в реактор только через клапан конечной ступени 53. В результате уменьшения поступления перекиси водорода в реактор уменьшается количество образующегося парогаза и снижается его давление. Это приводит к снижению оборотов центробежных насосов и давления нагнетаемых спирта и кислорода. ГКС и ГКО частично прикрываются, ограничивая поступление горючего и окислителя в количестве, достаточном для работы двигателя на режиме конечной ступени. Ракета продолжает полет с тягой конечной ступени до тех пор, пока не достигнет заданной скорости. После этого происходит полное выключение двигателя. Замыканием от интегратора соответствующего реле снимается напряжение с клапана 53 конечной ступени, с блока ЭПК 38 и ЭПК 11. Клапан 53 закрывается и поступление перекиси водорода в реактор окончательно прекращается. Турбона-сосный агрегат останавливается. Блок ЭПК 38 открывает доступ сжатому воздуху к главному спиртовому и главному кислородному клапанам. Под давлением сжатого воздуха оба клапана закрываются, прекращая подачу горючего и окислителя в КС, тяга падает до нуля.

До полной остановки ТНА спирт прокачивается через циркуляционную трубу к всасывающему патрубку насоса горючего. Закрывается ЭПК 11 и стравливает сжатый воздух из камеры управляющего давления предварительного спиртового клапана 21 через дроссель 12 и отверстия в ярме клапана 11. Клапан 21 медленно закрывается, прекращая доступ горючего из бака в насос. Медленное стравливание воздуха из клапана 21 необходимо для того, чтобы в расходной трубе горючего не создалось разрежение: это могло бы привести к ее разрушению.

ЭПК дренажа и наддува 50 остается под током в течение всего времени полета ракеты. После выключения двигателя происходит отделение головной части. Прибор управления взрывателями через 3,5... 9,5 секунд после прекращения работы двигателя выдает команду на подрыв пиропатронов разрывного болта, соединяющего головную часть с корпусом ракеты. После разрушения этой связи пружинный механизм отделения плавно отталкивает головную часть, и с этого момента они раздельно продолжают полет практически по общей траектории, не имея определенной угловой ориентации (рис. 6).

Рис. 6. Траектория движения ракеты

Полет по инерции аналогичен полету артиллерийского снаряда. Однако следует учесть, что на высотах, при которых происходит полет по инерции, воздействие аэродинамических сил на движущееся тело практически равно нулю. Преодолев вершину траектории, корпус ракеты и головная часть начинают свободное падение. При входе в плотные слои атмосферы корпус, обладающий большим аэродинамическим сопротивлением, начинает отставать, разрушается, и его части падают, не долетая до цели. Головная часть, имеющая собственный аэродинамический стабилизатор, стабилизируется и, сохраняя относительно высокую скорость, доносит боевой заряд в заданную точку.

КОММУТАЦИОННАЯ АППАРАТУРА И ИСТОЧНИКИ ПИТАНИЯ РАКЕТЫ Р-2

Движение ракеты на активном участке траектории происходит под непрерывным контролем приборов системы управления, функционирование которых обеспечивается бортовыми источниками электропитания. Электропитание необходимо также для приведения в действие электропневмоавтоматики двигательной установки, причем срабатывание электропневмоклапанов подчинено, как правило, условиям: „да — если...“ и (или) „да — если — при условии, что...“. Помимо этого на борту ракеты есть ряд клапанов и механизмов, срабатывание которым предписано в строго определенные моменты времени, отсчет которого начинается с момента взлета ракеты. Эти функции выполняет коммутационная аппаратура.

Итак, коммутационная аппаратура и ее источники питания предназначены для соединения всех приборов между собой, коммутации цепей и обеспечения питанием приборов системы управления и автоматики двигателя.

Первичным источником электрической энергии на борту ракеты являются свинцово-кислотные аккумуляторные батареи большой емкости, способные дать разрядный ток в несколько десятков ампер в течение короткого промежутка времени (5 минут, силой тока 100 А или 2 минуты силой тока 100 А и 5 минут силой тока 40 А). Отличительной особенностью этих батарей является сравнительно небольшой вес (20 кг с электролитом) и малые габариты (274 x 205 x 225 мм).

Для ракеты Р-2 применяются сухозаряженные аккумуляторные батареи. Пластины таких батарей сохраняют заряд, полученный при формовке, в течение длительного времени. Приводятся в действие эти батареи путем проведения небольшого подзаряда.

Аккумуляторные батареи на ракете Р-2 дают постоянное напряжение 27 В. От них питаются электродвигатели рулевых машин, многочисленные реле, программное токораспределительное устройство и три умформера, вырабатывающие переменный трехфазный ток частотой 500 Гц и напряжением 40 В.

Умформер (вторичный источник электрической энергии) представляет собой электродвигатель, работающий от постоянного тока, и генератор переменного напряжения, смонтированные на общем валу. В качестве двигателя применяется компаундный двигатель с основной и дополнительной обмотками возбуждения не связанными между собой. На валу двигателя расположены три пары постоянных магнитов, которые индуктируют в обмотке статора синхронного генератора переменное напряжение. Для поддержания постоянства числа оборотов двигателя при колебаниях напряжения питающей сети и изменениях нагрузки умформер снабжается регулятором (стабилизатором) частоты, который воздействует на двигатель через дополнительную обмотку возбуждения. Переменное напряжение используется для питания усилителя преобразователя и вращения роторов гироприборов.

На борту Р-2 имеется также источник постоянного тока напряжением 50 В. Он называется выпрямителем командного напряжения и предназначен для питания командных потенциометров гироприборов. На трансформатор ВКН подается напряжение трехфазного переменного тока. Трансформатор повышает это напряжение, которое затем подается на селеновый выпрямитель, выпрямляется, проходит два звена сглаживающего фильтра и поступает на контакты штепсельного разъема.

Скелетная схема электропитания бортовых приборов представлена на рис. 7.

Рис. 7. Скелетная схема электропитания ракеты Р-2

В состав коммутационной аппаратуры входят: главный распределитель (ГР), программный токораспределитель (ПТР), бортовая кабельная сеть и кабельный ствол ДВ. ГР является основным коммутационным прибором. Провода от бортовых источников питания подводятся к различным агрегатам через главный распределитель. С помощью его осуществляется коммутация электрических цепей при пуске ракеты и во время ее полета. Коммутация электрических цепей производится с помощью реле, установленных в приборе. Коммутационный прибор — ПТР — осуществляет включение отдельных элементов системы управления и автоматики двигательной установки в заданные моменты времени полета ракеты.

С помощью бортовой кабельной сети все приборы системы управления и элементы автоматики двигательной установки соединяются в общую схему бортовой сети. Функционально она разбита на кабельные стволы (приборного отсека, отрывного штепселя, распределительной коробки) и отдельные кабели. Это обеспечивает логичность и надежность сборки соединений, повышает удобство и оперативность в процессе выявления неисправностей в период предстартовой подготовки ракеты. Отдельный кабель, например, предназначен для соединения бортовой аппаратуры с наземным проверочно-пусковым оборудованием.

Аналогично кабельный ствол ДВ (рис. 8) служит для соединения всех элементов автоматики двигателя между собой и с общей бортовой схемой ракеты.

Рис. 8. Полумонтажная схема кабельного ствола ДВ:
1 — контакт главного клапана окислителя, 2 — ЭПК конечной ступени, 3 — ЭПК дренажа и наддува, 4 — ЭПК, управляющий клапаном главной ступени, 5 — блок ЭПК: секция А управления главным клапаном окислителя; секция Б управления главным клапаном горючего, 6 — сигнальный манометр, 7 — подогреватель редуктора, 8 — кабельный ствол, 9 — штепсельный разъем для подключения к общей электрической схеме ракеты

Главный распределитель находится в квадранте II приборного отсека. В наружной обшивке этого отсека имеются два люка с автоматически закрывающимися крышками. Через эти люки к ГР после установки ракеты на стартовый стол подключаются два кабеля, соединяющих борт ракеты с наземными установками питания для предстартовых проверок. До момента старта вся бортовая аппаратура питается от наземных источников. В момент старта кабели, соединяющие ракету с землей, автоматически отключаются и выбрасываются из люка.

По своему назначению реле главного распределителя делятся на две группы. Первую составляют сильноточные реле:

РУ 2 — для подачи питания на умформеры от бортовых батарей; срабатывает при переключении питания бортовых приборов с наземного источника на бортовой;

РУ 3 — для подачи питания на двигатели рулевых машин; срабатывает во время переключения ЗЕМЛЯ-Борт;

РУ 4 — включает на шину + ББ бортовую шину + Б и умформер-преобразователь.

Остальные обеспечивают работу автоматики двигательной установки:

РИ 1 — выключает полетные цепи ракеты при испытаниях и обеспечивает перевод схемы из боевого в испытательное положение; срабатывает при включении отрывного штепсельного разъема ОШ и отпускает после его отрыва.

РП 1 — переключает питание бортовых приборов с наземного источника на бортовой; срабатывает перед запуском двигателя на предварительную ступень.

РС 1 — включает электропневмоклапаны секции перекиси водорода на шину + Б и переключает на эту же шину ЭПК секции горючего и окислителя; срабатывает при отрыве отрывного штепселя.

РД 1 — срабатывает в полете при подаче интегратором команды на выключение двигателя (главной команды).

РД 11 — срабатывает при подаче интегратором предварительной команды (перевод двигателя на режим конечной ступени).

При отрыве ракеты от стола срабатывает так называемый контакт подъема, установленный вблизи одной из опор ракеты, фиксируя начальный момент ее подъема. По сигналу контакта подъема включается интегратор — прибор управления дальностью и замыкается цепь пускового реле программного токораспределителя.

Конструктивно ПТР представляет собой электродвигатель постоянного тока, связанный через шестеренчатый редуктор с кулачковым валиком. При вращении валика кулачки в определенной последовательности замыкают контакты, что и дает начало соответствующим командам. Пусковое реле ПТР включает электродвигатель, и кулачковый вал прибора начинает вращаться.

Электродвигатель прибора имеет электроконтактный центробежный регулятор для поддержания скорости вращения электродвигателя в пределах 3000±10 об/мин, при колебании напряжения питания от 24 до 30 В. Это необходимо для равномерного вращения кулачкового вала, один полный оборот которого занимает 150 секунд.

Временная программа задается соответствующим взаимным угловым расположением кулачков при укреплении их на валу. Каждый кулачок имеет гребень и впадину. Для обеспечения заданной временной программы в приборе использованы кулачки четырех типов с длиной дуги гребней охватывающих угол 45, 90, 180 и 270°.

Среди команд, выдаваемых ПТР, есть команды управления взрывательными устройствами. На 30 секунде один из кулачков ПТР подает плюс на приборы управления взрывателями (боевой и подрыва корпуса), подготавливая их к работе.

На 60 секунде подается плюс на релейно-усилительный блок прибора управления дальностью, в котором подготавливаются цепи для подачи предварительной и главной команды на реле РД 1 и РД 11, управляющих выключением двигателя.

При срабатывании реле РД 1 обрывается цепь пускового реле ПТР, (прибор прекращает работу) и подается команда на приборы управления взрывателями, чем заканчивается их подготовка к действию.

24 октября 1960 года при подготовке Янгелевской ракеты Р-16 произошел пожар и взрыв. Первая ракета Р-16, не покидая стартовой площадки, уничтожила больше людей, чем погибло в среднем в Лондоне при попадании десяти боевых ракет „Фау-2“ во время второй мировой войны. Погибло 126 человек: испытателей и разработчиков вместе с главнокомандующим Ракетными войсками стратегического назначения — главным маршалом артиллерии М.И. Неделиным.

В начале 60-х годов шла разработка новых межконтинентальных ракет с десятиминутной готовностью к пуску из надежно защищенных шахтных укрытий. Королев предлагал МБР Р-9 с кислородно-керосиновым двигателем, Янгель был ярым сторонником ракет на высококипящих компонентах — азотнокислотном окислителе и несимметричном диметилгидразине в качестве горючего. По фактору поддержания постоянной готовности в течение месяцев и даже лет токсичные и взрывоопасные высококипящие компоненты имели неоспоримые преимущества перед „благородной“ топливной парой кислород и керосин. Интенсивное испарение жидкого кислорода после заправки ракеты требовало постоянной подпитки, отчего заправка ракеты Р-9 кислородом предусматривалась непосредственно перед пуском. „Высококипящие“ ракеты дежурили в заправленном состоянии и не требовали увеличения времени готовности на заправку.

Ракета Р-16 (рис.9) создавалась в темпе, под лозунгом „Догнать и перегнать Королева“. Командование РВСН поддерживало Янгеля: наличие альтернативных вариантов позволяло провести объективное сравнение реальных эксплуатационных характеристик ракет. Однако аппарат военной приемки завода „Южмаш“ очень либерально относился к отступлениям от строгих правил наземной отработки, допускавшимся в угоду сокращения сроков. Неделин вместе с Янгелем очень спешили: они решили сделать подарок к 43-й годовщине Великой Октябрьской Социалистической революции — осуществить первый пуск до 7 ноября. В обстановке сверхнапряжения по срокам на стартовую позицию была подана не отработанная на земле ракета. По свидетельству военных испытателей такого нарушения испытательных нормативов на Байконуре еще не бывало. Эта спешка стала первопричиной случившегося.

Неотработанной была и система управления, которую допустил к летным испытаниям главный конструктор системы Б. Коноплев. Весь комплекс комбинированной системы управления, разработанный под его руководством харьковским ОКБ, отличался от уже существующих систем логикой электрических схем. Это обстоятельство требовало скрупулезной стендовой отработки с имитацией всех этапов подготовки пуска и полета, чтобы изучить поведение этих схем при возможных неисправностях. Лишь после стендовых отработок схемы можно выпустить окончательные испытательные инструкции, расписанные так, чтобы испытатель и стреляющий при подготовке ракеты не страшились своего незнания логических завязок схемы во всех тонкостях.

Рис. 9. Конструктивно-компоновочная схема ракеты Р-16:

1 — головная часть;

2 — приборный отсек;

3 — бак окислителя второй ступени;

4 — бак горючего второй ступени;

5 — тоннельный трубопровод окислителя;

6 — рулевой двигатель второй ступени;

7 — переходный отсек;

8 — бак окислителя первой ступени;

9 — шаровые баллоны системы бортового наддува;

10 — бак горючего первой ступени;

11 — тоннельный трубопровод окислителя;

12 — хвостовой отсек;

13 — рулевой двигатель первой ступени;

14 — камера сгорания маршевого двигателя первой ступени

Основные тактико-технические характеристики:

Максимальная дальность полета	12 500 км
Стартовая масса	148 т
Стартовая тяга	2270 кН
Длина ракеты	30,4 м
Калибр ракеты	3 м
Диаметр второй ступени	2,7 м
Точность стрельбы	2,7 км

Всякое отступление от инструкции должно анализироваться и разрешаться главным конструктором системы после консультации со своим специалистом, досконально представляющим все возможные последствия нарушения.

А на стартовой позиции в процессе предстартовых испытаний одно за другим возникали замечания, срывавшие первоначальный график подготовки. Испытательная команда втянулась в круглосуточную работу — трое суток люди не покидали стартовую позицию. Вместо необходимого отдыха последовал призыв к еще более самоотверженной работе перед великим праздником, была разрешена заправка. Обе ступени ракеты заправлены токсичными, самовоспламеняющимися компонентами. Невероятно, но военные испытатели работали без противогазов, „забыв“, что вдыхание испарений этого топлива приводит к отеку легких.

На последнем этапе предстартовых испытаний, уже на заправленной ракете, одно за другим появляются замечания к электрической схеме, которые надо понять и устранить. Десятки испытателей и электриков со своими штепсельными колодками, тестерами и переносными батареями облепили ракету сверху донизу. Для оперативного руководства непосредственно у самой ракеты находились Янгель, Коноплев, Иосифьян, при них заместители и консультанты. Подавая пример бесстрашия, в двух десятках метров от заправленной ракеты сидел сам Неделин. Его окружала военная свита.

Такая обстановка на стартовой позиции после заправки ракеты являлась вопиющим нарушением техники безопасности. Не нужных для поиска неисправности людей обязаны были убрать со старта.

Сами испытатели настолько устали, что в какой-то мере их можно посмертно оправдать в ошибках и непродуманных действиях. В частности, снятие всех защитных блокировок, страхующих от несанкционированного запуска двигателя второй ступени, было опасной ошибкой. Не додумали, не сообразили, спешили. Но разработчики электрической схемы обязаны были ведать, что творят. Схема предусматривала возможность выдачи резервной команды на запуск двигателя второй ступени от одной из ламелей программного токораспределителя. Это было нововведение для повышения надежности на случай, если произойдет отказ подачи такой команды по штатным каналам после окончания работы двигателя первой ступени. Именно для этого ПТР решил провести цикл приведения в исходное положение стреляющий офицер, находящийся в бункере. Кто дал ему на то разрешение — неизвестно, но проводить самовольно такую операцию, не согласовав с руководителем испытаний, офицер не имел права.

По пути в нулевое положение ПТР подал питание на схему запуска двигателя второй ступени. Все имевшиеся схемные предохранительные блокировки до этого были сняты в процессе поиска неисправностей. Двигатель выполнил команду: ревущая струя огня обрушилась сверху на заправленную первую ступень. Первыми сгорели все, кто находился на многоэтажных предстартовых мачтах обслуживания. Через секунды заполыхала и первая ступень. Взрыв расплескал горящие компоненты на сотню метров. Для всех, кто был вблизи ракеты, смерть была страшной, но быстрой. Страшнее были муки тех, кто находился вдали от маршала. Они успели понять, что произошла катастрофа, и бросились бежать. Горящие компоненты, разливаясь по бетону, обгоняли бегущих. Люди факелами вспыхивали на бегу, падали и догорали в муках, задыхаясь от ядовитых и горячих паров окислов азота и диметилгидразина.

Неделина опознали по сохранившейся медали „Золотая Звезда“. Тело Коноплева идентифицировали по размерам: он был выше всех, находившихся на площадке. Курение спасло жизнь Янгелю, Иосифьяну и всем, кто составил им компанию в курилке, отстоявшей от старта на безопасном расстоянии. 84 солдата и офицера были похоронены в братской могиле городского парка Ленинска.

Так в шутку Сергей Павлович Королев называл выдающегося исследователя, крупнейшего инженера, одного из организаторов электротехнической науки и промышленности в нашей стране, представителя плеяды основоположников отечественного ракетостроения и космонавтики — Андроника Гевондовича Иосифьяна (1905 -1993 гг.).

В 17 лет Андроник вступил в Красную армию, служил телефонистом в батальоне связи.

В 1925 г. поступил на электромеханический факультет Бакинского политехнического института. Будучи студентом, сделал открытие, создав электромеханическую пушку. Одновременно работал электромонтером на первой в стране электрифицированной железной дороге.

С 1931 по 1941 г. работал в Москве во Всесоюзном электротехническом институте им. В.И. Ленина (ВЭИ), причем в 1932 г. возглавил лабораторию с собственной программой исследований. Многие его работы: линейные двигатели, бесконтактный сельсин, электромагнитные усилители мощности (амплидины), тиратропные схемы синхронного слежения за летающими объектами, электрические машины минимального веса для летательных аппаратов, синхронно-следящие системы как автоматического регулирования, так и с дистанционным управлением, — явились значительным прорывом в соответствующем направлении электротехники.

Иосифьян А. Г.

Некоторые — опережали свое время: в 30-е годы ему удалось изготовить в ВЭИ асинхронный двигатель рекордно малого веса и с его помощью поднять в воздух электровертолет. Правда, он был связан с землей электрокабелем и использовался только для подъема в качестве наблюдательного поста. В середине 30-х годов на Всемирной выставке в Нью-Йорке, на площадке в тридцать квадратных метров была представлена панорама Магнитогорска. В панораме было проложено более шестидесяти метров „железнодорожных путей“, по которым бесперебойно двигались модели железнодорожных составов. Так была реализована идея магнитофугальной железной дороги инженера Иосифьяна — движение поездов по ней осуществлялось за счет магнитного поля и управлялось специальным автоматом без какого-либо участия человека. Практическая реализация этой идеи, приведшей к появлению сверхскоростных поездов, началась в ФРГ и Японии в 1975-1980 гг.

В 35 лет А.Г.Иосифьян стал доктором технических наук, профессором.

В сентябре 1941 г., когда фашисты стремительно приближались к Москве, Иосифьян был назначен директором фактически не существовавшего Государственного союзного завода № 627 по созданию новых образцов военной электротехники. В кратчайший срок в пустых помещениях эвакуированного предприятия он развернул производство и научные лаборатории: электрические машины, сельсины для систем управления артиллерийским огнем, авиации и радиолокации, амплидины, радиостанции, комплексные системы электропитания, следящие приводы, средства автоматики, дизельные газотурбинные агрегаты появились на фронте уже в 1942 году. За два года существования завод оформился как единственный в стране Институт малого и среднего электромашино- и аппаратостроения и электротехнических материалов (изоляция, лаки, металлокерамика, новые типы магнитов родились в этом же коллективе).

В конце войны Институт преобразовали в Научно-исследовательский институт электромеханики (НИИ-627), ориентировав его на разработку новейших образцов электротехники и комплексных систем электромеханики с использованием последних достижений фундаментальной и прикладной науки. Так государство, отдавая дань творческим достижениям и богатому опыту коллектива, стимулировало инициативу Иосифьяна, который взялся за создание системы управления орудийным огнем и всего электротехнического оборудования тяжелого бомбардировщика ТУ-4 — аналога американской „летающей крепости“ Б-29 — на отечественных материалах и оборудовании. Авиационная промышленность страны в то время не была готова к решению подобной задачи. С 1945 по 1948 г. специалисты НИИ-627 создали 42 типа электрических машин и аппаратов, не уступающих американским аналогам.

Практически одновременно, оценивая обстановку на перспективу, Иосифьян начал готовить институт к разработке электротехнических изделий для ракет. Ведущие специалисты изучали трофейные материалы по немецким ракетам „Фау-1“ и „Фау-2“, готовились к созданию собственных конструкций. Поэтому с развертыванием работ по ракетам в СССР А.Г.Иосифьян становится главным конструктором по бортовой электронике.

В 1950 г. Иосифьян был избран академиком АН Армении. В этот же период он позволил себе „недозволенную инициативу“ — почти подпольно руководил созданием в НИИ-627 совместно с Лабораторией управляющих машинных систем АН СССР первой в стране цифровой малогабаритной электронно-вычислительной машины М-3. И это тогда, когда кибернетика считалась у нас лженаукой.

В 1959 г. НИИ-627 преобразовали во Всесоюзный НИИ электромеханики (ВНИИЭМ) с многочисленными филиалами и отделениями по всей стране. Так что сегодня многие бывшие союзные республики во многом обязаны этой организации становлением своей электропромышленности.

Поразителен спектр направлений, в которых ВНИИЭМ достиг выдающихся результатов под руководством А.Г.Иосифьяна:

- единые серии электрических машин общепромышленного назначения, микродвигателей, двигателей постоянного тока;

- семейство автономных передвижных электростанций для вооруженных сил, авиации, радиолокации, средств связи, сельского хозяйства;

- целый ряд агрегатов, комплексного оборудования и силовых систем для ядерной энергетики, электротехнические и электроизоляционные материалы, низковольтная аппаратура, преобразовательная техника;

- электровоз, электромобиль, электротрактор;

- электрические машины рекордно малого веса для летательных аппаратов;

- машины с использованием явления сверхпроводимости;

- системы автоматизированного контроля и проектирования;

- информационные и автоматизированные испытательные системы.

Крупные разработки института в области новой военной электротехники использовали в народном хозяйстве, что способствовало общему подъему технического уровня многих отраслей. Так, идея слияния в единую систему силового электрооборудования и управляющей электроники была реализована на атомных ледоколах и подводных лодках, прокатных станах, в управлении и защите ядерных реакторов атомных электростанций, в электромеханических комплексах космических аппаратов.

Созданная по инициативе и при активном участии Иосифьяна автоматизированная система комплексных испытаний спутника — АИСТ быстро получила самое широкое распространение.

Заслуги А.Г.Иосифьяна в развитии отечественного ракетостроения были отмечены золотой звездой Героя Социалистического Труда и орденом Ленина. Первая межконтинентальная баллистическая ракета Р-7, с помощью которой запускали первый спутник Земли (1957 г.) и гагаринский „Восток“ (1961 г.) была буквально начинена электрооборудованием, разработанным ВНИИЭМом. За эту работу институт наградили орденом Трудового Красного Знамени. А далее Андроник Ге-вондович „вторгается“ в практическую космонавтику.

Для начала в институте создали первую в мире космическую лабораторию КЭЛ „Омега“ для исследования в условиях полета основных электромеханических систем. Два таких аппарата были запущены в 1963 году. За ней последовали разработки электромеханических комплексов для метеорологического спутника. Трехосная пространственная ориентация спутника на Землю осуществлялась с помощью впервые примененных для этой цели электродвигателей — маховиков и системы магнитной разрядки, что позволяло обходиться без топлива. Для солнечных батарей разработали специальную систему ориентации из 12 силовых гироскопов. Проект спутника, принятый на конкурсной основе Межведомственной комиссией АН СССР, был осуществлен менее чем за год — аппарат „Метеор“ стартовал в июне 1966 г. В 1967 г. была развернута экспериментальная метеорологическая система „Метеор“, которая после опытной эксплуатации и приемки Госкомиссией стала Государственной метеорологической системой. Эта работа в 1970 г. была отмечена Ленинской премией.

“Метеор-2“, спутники для изучения природных ресурсов „Метеор-Природа“, проект „Интеркосмос-Болгария-1300“ для исследования явлений космической физики, корабли „Союз“ и „Прогресс“, станции „Салют“ и „Мир“ несли и несут в своих электрических комплексах новаторские решения ученых, инженеров, конструкторов и рабочих иосифьяновского ВНИИЭма. Несколько типов бесконтактных электродвигателей постоянного тока найдут применение и в международной космической станции „Альфа“.

В 1969-1971 гг. институт возглавил создание новой единой серии асинхронных двигателей. Была организована комплексная разработка их конструкции и технологии производства. Эту работу под руководством Иосифьяна правительство отметило Государственной премией.

Велик, многогранен и ярок жизненный след Андроника Гевондовича Иосифьяна, свыше 60 лет отдавшего науке и технике. Тридцать лет его необыкновенный талант и неиссякаемая энергия вели коллектив Научно-исследовательского института электромеханики к той славе и авторитету, которым пользуется ВНИИЭМ сегодня. Данью благодарности А.Г.Иосифьяну стало присвоение ВНИИЭМу его имени.

Знакомясь с достижениями отечественной ракетно-космической техники, Вы всякий раз будете открывать для себя имена людей по истине легендарных. Многие из них были представителями того поколения, на долю которого в XX веке выпали тяжелейшие испытания. Преодолеть их помогло прививаемое с детства чувство долга. Долга перед народом, Родиной, родителями, перед будущими поколениями и даже перед всем человечеством. Это чувство явилось одним из сильнейших стимулов для тех гражданских и научных подвигов, которые были совершены во славу отечественной космонавтики.

У Всеволода Ивановича Феодосьева есть пронзительные слова, посвященные тем, кто создавал эту технику: ученым, инженерам, рабочим. „Они приходили на работу рано утром и возвращались домой к полуночи, не зная, что такое выходной и что такое обычный отпуск. Они творили ракетную технику сороковых, пятидесятых, шестидесятых годов, оставаясь добровольными пленниками своего долга, своих обязанностей, своей неизменной страсти. Сейчас многих из них уже нет. Одних скосили болезни, других — трагические обстоятельства. И только несколько самых ярких имен теперь известны каждому. Но их было много...“ [10].

Среди первых и самых ярких:

Сергей Павлович Королев

Валентин Петрович Глушко

Николай Алексеевич Пилюгин

Михаил Сергеевич Рязанский

Владимир Павлович Бармин

Виктор Иванович Кузнецов

Мстислав Всеволодович Келдыш

Андроник Гевондович Иосифьян

Александр Михайлович Гольцман

главный конструктор ракетной системы в целом;

главный конструктор жидкостных ракетных двигателей;

главный конструктор автономной системы управления;

главный конструктор систем радионавигации и радиоуправления;

главный конструктор наземного заправочного, транспортного и стартового оборудования;

главный конструктор гироскопических командных приборов;

главный теоретик космонавтики, организатор математической школы, которая обеспечила решение многих практических задач ракетодинамики;

главный конструктор бортового электрооборудования;

главный конструктор всего наземного электрооборудования.

А рядом и следом шли их соратники и ученики. Великие академики, создатели полезных нагрузок:

Главные конструкторы мощных ракет носителей, межконтинентальных баллистических ракет наземного и морского базирования:

Янгель М.К.,

Макеев В.П.,

Челомей В.Н.,

Надирадзе А. Д.,

Семенов Ю.П.

Плеяда главных конструкторов ракетных двигателей на жидком и твердом топливе:

Исаев А.М.,

Кузнецов Н.Д.,

Богомолов В.Н.,

Косберг С.А.,

Конопатов А.Д.

Главные конструкторы искусственных спутников Земли, космических аппаратов и станций:

Козлов Д.И.,

Решетнев М.Ф.,

Бабакин Г.Н.,

Бушуев К.Д.,

Лозино-Лозинский Г.Е.

Главные конструкторы систем управления:

Петров Б.Н.,

Семихатов Н.А.

Об этих людях написаны, пишутся и будут написаны книги. Пройдут годы, появятся новые свидетельства, откроются новые имена... И в ком-то Вы вдруг откроете для себя личность, которой захочется подражать, сделать себе примером, а впоследствии и превзойти. На этом держится и продолжается жизнь идей, множатся победы от их свершений.

И пусть напутствием Вам будут слова одного из первых испытателей космодрома — полковника Ракетно-космических сил, многие годы готовившего пуски ракет носителей с Гагаринского старта на Байконуре:

"Человек обязан оставить после себя не следы от башмаков и не следы от личной машины, а мысли, воплощенные в действительность".

Н. Дмитриев.

Тяжесть оформления пособия взяли на себя Наталья Базанова и Антон Шлейхер. Им удалось сделать его приятным для чтения, что, надеюсь, по достоинству будет оценено читателями.

Выражаю им искреннюю признательность за помощь!

5. Хрущев С.Н. Никита Хрущев: кризисы и ракеты. — в 2-х томах — М.: Изд-во „Новости“, 1994. — 496 с. и 544 с.

6. Гандилян С.В. Опережая время // Наука в России.- 1999. — № 2. — С. 73-77.

Посетить читальный зал, чтобы перелистать энциклопедии:

7. Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. — М.: Машиностроение, 1987. — 304 с.

9. Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко. — М.: Сов. энциклопедия, 1985. -528 с.

На старших курсах не пропустите лучшую книгу -

10. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. — М.: Наука. Главная ред. физ.-мат. лит-ры, 1979. — 496 с.