В самом начале работ по научно-исследовательской теме HI, связанной с развитием эскизного проекта ракеты Р-3, родилась идея создать вместо экспериментальной ракеты Р-3А, предусмотренной заданием по теме, новую ракету в качестве боевого серийного образца, получившую в дальнейшем индекс Р-5. Проект этой ракеты был готов к октябрю 1951 г.

Чтобы увеличить дальность полета с 935 км у ракеты Р-3А до 1200 км у ракеты Р-5, потребовалось ввести специальный насадок на сопло двигателя, что позволяло рассчитывать на некоторое увеличение удельной тяги, а также отказаться от герметичного и поэтому тяжелого приборного отсека.

Все приборы системы управления, за исключением чувствительных элементов — гироприборов и интеграторов, размещались в отсеке, который был прямым продолжением хвостового отсека. Чувствительные же элементы во избежание влияния вибраций размещались подальше от двигателя, в межбаковом пространстве, на специальных кронштейнах. В конструкции баков были предусмотрены специальные воронкогасительные системы, которые позволяли уменьшить остатки незабора компонентов топлива на 100 кг. Многие конструктивные решения, направленные на улучшение характеристик ракеты, предложенные и опробованные на этом этапе, использовались в качестве стандартных в последующих конструкциях, что было одной из важных особенностей работ над инициативным проектом ракеты Р-5.

Для расширения рамок тактических задач при эксплуатации ракеты был предусмотрен набор головных частей. При стрельбе на дальность 810-1200 км использовалась одна головная часть по общепринятой схеме. Кроме основной, предлагались четыре подвесные головные части общим весом 3830 кг. Две из них можно было использовать при стрельбе на дальность от 560 до 810 км, четыре — при стрельбе до 560 км.

Постановлением от 13 февраля 1953 г. предусматривались три этапа испытаний ракеты Р-5. Два этапа — экспериментально-испытательные, третий — пристрелочный и зачетно-испытательный. Первый этап был проведен с 15 марта по 23 мая 1953 г. Всего было испытано в полете 8 ракет: два пуска на дальность 270 км, пять — на 1200 км, один — на 550 км.

Пуски 15 и 18 марта на дальность 270 км были нормальными.

8 апреля при пуске очередной ракеты на 1200 км обнаружились недоработки. Нормальный полет ракеты продолжался до 64,5-й секунды, когда возникла наибольшая степень статической неустойчивости, после чего произошло разрушение ракеты из-за потери управляемости.

Последний пуск первого этапа испытаний состоялся 23 мая. Условия испытаний для проверки устойчивости движения в этом случае были более жесткими, так .как ракета была снабжена четырьмя подвесными головными частями, которые увеличивали величину дестабилизирующего аэродинамического момента. Была выбрана дистанция 550 км. Полет прошел нормально.

Хотя в целом результаты первого этапа летных испытаний ракеты Р-5 оценивались положительно, было ясно, что меры для устранения недостатков по устойчивости движения являются неполными. Основная задача в дальнейшем состояла в усовершенствовании рулевой машинки.

При подготовке ко второму этапу летных испытаний в конструкцию ракеты и систему управления был внесен целый ряд изменений.

Коренные изменения были проведены в конструкции системы отделения головной части. На первом этапе для крепления головной части использовались инерционные болты, из-за чего в полете наблюдались колебания головной части относительно корпуса ракеты. Для второго этапа эти болты заменили стяжными болтами с пневматическим разъемом и ввели для отделения головной части пневматический толкатель.

Для улучшения тактических характеристик ракеты предусмотрели автоматическую подпитку кислородом.

Второй этап летных испытаний ракеты был проведен с 30 октября по 9 декабря 1953 г. Все пуски (их было семь) проводились на дальность 1185 км. Пятый пуск был неудачным из-за повреждения в бортовой кабельной сети, что вызвало преждевременную команду на выключение двигателя и, как следствие, недолет ракеты.

В результате двух этапов испытаний не удалось полностью решить все задачи по экспериментальной отработке ракеты. Не до конца была проверена надежность ракеты и ее систем и агрегатов, не могли быть в должной мере оценены особенности эксплуатации ракеты с подвесными головными частями. Не был проверен весь комплекс наземного оборудования.

Третий этап летных испытаний был проведен с 12 августа 1954 г. по 7 февраля 1955 г. Всего было проведено 19 пусков — пять пристрелочных и десять зачетных. К ним еще добавили четыре пристрелочных из-за неудач с отработкой радиоуправления дальностью. В ряде пусков наблюдалось ослабление сигнала влиянием струи двигателя. Чтобы добиться нужных результатов, потребовалась передислокация наземных пунктов, вызвавшая, однако, длительный перерыв в испытаниях.

Никаких дополнительных работ по окончательной доводке ракеты Р-5 после трех этапов испытаний не последовало. На то были очень серьезные причины: в декабре 1954 г. были проведены три успешных пуска ракеты Р-5М (модификации ракеты Р-5), которая и была доведена в 1956 г. до сдачи заказчику и в литературе известна как первая отечественная стратегическая ракета.

АРКК, № 4354, 4605, 5372, 6393, 6726.

Ракета Р-5М разрабатывалась на базе ракеты Р-5 и предназначалась для доставки атомного заряда на дальность 1200 км. Работа над ракетой началась в конце 1953 г. Нужно было разработать новую головную часть, которая обеспечила бы уменьшение скорости встречи с землей в 2 раза. В результате сокращалась общая длина ракеты и существенно менялись ее аэродинамические характеристики. А чтобы использовать добытый с большим трудом опыт отработки системы управления ракеты Р-5, необходимо было обеспечить для ракеты Р-5М аэродинамические характеристики, подобные характеристикам ракеты Р-5. Такое условие достигалось установкой небольших стабилизаторов. Изменение аэродинамической схемы требовало полного объема экспериментальных работ по определению аэродинамических характеристик. Намечался ряд мер по резкому повышению надежности системы управления, чтобы ошибка или повреждение в одной цепи не вызывали отказа в ее работе. Предлагалось осуществить новую, типа блочной, компоновку приборов, что позволяло резко сократить число кабелей и разъемов. Замена питания ряда элементов от бортовых источников на наземные позволяла резко сократить число ответственных элементов на борту и повысить надежность оставшихся. Требовалось также существенно упростить процесс подготовки ракеты к пуску. Предлагался очень жесткий срок заводской отработки ракеты Р-5М — в течение 1954 г., который в основном был выдержан.

Все, что предлагалось для повышения надежности ракеты Р-5М, было в конструкции реализовано. Все цепи системы управления были дублированными, автомат стабилизации имел два независимых канала. Рулевой агрегат имел не четыре рулевые машинки, как у всех ранее разработанных ракет, а шесть. Четыре рулевые машинки работали каждая отдельно на графитовый руль, и две рулевые машинки работали каждая на два воздушных руля, связанных кинематически. Этим достигалась работа по каждому каналу стабилизации одновременно четырех рулей, что повышало надежность системы управления. Источники питания также были дублированными, применен трехканальный интегратор управления дальностью. Существенно упрощена пневмогидравлическая система ракеты, введена полностью автоматизированная система запуска двигателя.

В связи с изменением головной части полная длина ракеты стала 20,3 м, размах стабилизаторов с воздушными рулями — 3,5 м.

С 20 января по 9 июля 1955 г. были проведены два этапа испытаний: этап А — заводские испытания и этап Б — летно-конструкторские. Было испытано 14 ракет: семь на этапе А, все на дальность 1163 км; семь на этапе Б, в том числе четыре на дальность 1163 км, две на дальность 551,6 км, одна на дальность 1080 км.

Отдельные недостатки, выявленные при этих испытаниях, носили частный характер и были легкоустранимыми.

В самом начале испытаний пришлось сделать перерыв в работе, чтобы найти средство для ликвидации высокочастотных колебаний воздушных рулей с амплитудой до 20° типа флаттера. Были разработаны рекомендации, исключающие в дальнейшем нежелательные явления, — изменена конструкция руля и увеличена жесткость кинематики привода.

Для практической проверки принятых мер по улучшению надежности системы управления при пусках 6, 22 и 23 июня на трех ракетах искусственно, перед стартом, вводились наиболее характерные неисправности, охватывающие целую группу возможных повреждений. На первой отключили преобразователь, питающий один из автономных каналов автомата стабилизации, на второй оборвали цепь обратной связи, на третьей отключили рулевую машинку одного из газоструйных рулей. Полет всех трех ракет был нормальным, и они достигли цели. Подобного рода повреждения на ракете Р-5 должны были бы привести к аварии.

Заключительный (пристрелочный) этап испытаний ракеты Р-5М проходил с 9 августа по 19 ноября 1955 г. Проведены пуски 10 ракет, из них пять пусков на дальность 1165 км, три — на 1083 км, два — на 1189,8 км (в зависимости от веса ракет). Во время этих пусков в качестве датчика испытывалась радиосистема управления дальностью, так как готовилось решение о комплектовании ракет в окончательном варианте только автономной системой. Восемь пусков из десяти были нормальными. Результаты пристрелочных пусков послужили основанием для подготовки в 1956 г. испытаний ракеты по полной программе, которые прошли успешно, и ракета в том же году была сдана заказчику.

АРКК, № 23693.

Ракеты Р-5 и Р-5М в геофизическом варианте позволяли осуществлять научные исследования до высоты 500 км. Такие возможности существенно расширялись при оснащении ракет системой стабилизации на пассивном участке, которая была разработана в ОКБ-1.

Возможности использования ракеты Р-5М для научных исследований были настолько разнообразными и актуальными, что не следовало ограничиваться одним набором экспериментов. Были разработаны несколько вариантов ракет на базе Р-5М — Р-5А, Р-5Б и Р-5В, выполнявших по несколько научных программ каждая.

На ракете Р-5А были продолжены геофизические эксперименты до высоты 450 км: исследование спектра положительных ионов в верхних слоях атмосферы, измерения давления атмосферы на высотах 150-250 км, регистрация твердых частиц межпланетной материи. Специалистов по системам управления интересовали распределение электронной концентрации в ионосфере, величина электростатического поля у поверхности ракеты. Были продолжены эксперименты с помощью специальной модели по аэродинамике при больших сверхзвуковых скоростях полета на больших высотах. В головной части имелся специальный герметичный отсек для медико-биологических экспериментов с двумя клетками из плексигласа, что позволяло с помощью киносъемки вести наблюдения за поведением животных во время полета. Кроме собак, использовались белые крысы и мыши, которых в отсеках помещали парами — самца и самку. В герметичном отсеке размещались киноаппаратура с кассетой на 300 м пленки, система зеркал и осветительная аппаратура. Для регенерации воздуха в отсеке служили два патрона с гранулами надперекисных соединений калия.

На ракете Р-5А были также предусмотрены эксперименты для обеспечения перспективных разработок ОКБ-1. Один из них имел прямое отношение к программе запуска космического аппарата к Луне. Необходимы были, в частности, определенные средства, позволяющие зафиксировать местоположение аппарата в момент приближения к Луне. Была предложена для этой цели так называемая "натриевая комета". Идея заключалась в том, чтобы на соответствующей высоте образовать облако с помощью реакции разложения натрия и вести наблюдение, используя астрономические средства. Такой эксперимент был проведен 19 сентября 1958 г. Его результаты позволили сделать вывод о целесообразности использования "натриевой кометы" при пуске космического аппарата к Луне.

Большое значение для работ по космической программе имели эксперименты по инфракрасной вертикали — аппаратуре для автоматической регистрации инфракрасного излучения Земли и атмосферы.

Эксперименты с инфракрасной вертикалью проводились 27 августа 1958 г. Данные в литературе о подобных исследованиях отсутствовали, поэтому полученный при экспериментах результат можно было считать уникальным. Обработка данных позволила заключить, что инфракрасная вертикаль пригодна для использования в системе ориентации ИСЗ.

При пуске ракеты Р-5А 27 августа 1958 г. был также поставлен рекорд — впервые на ракете достигнута высота 453 км и спасен объект весом 1581 кг.

Эксперимент с вертикалью был повторен 19 сентября 1958 г. Он закончился неудачей — головную часть спасти не удалось и аппаратура разрушилась.

На ракете Р-5А, запущенной 31 октября 1958 г., была установлена инфракрасная вертикаль с усовершенствованным баллометром. Головную часть ракеты также не удалось спасти, однако, как показал анализ, вертикаль работала нормально и выполнялись все необходимые манипуляции с баллометром. К тому же приемные кассеты оказались малоповрежденными.

23 февраля 1960 г. было принято решение об изготовлении пяти экземпляров ракеты Р-5Б, которая существенно отличалась от ракеты Р-5А набором научных экспериментов, связанных с перспективными разработками ОКБ-1. Новая ракета имела неотделяемую головную часть с набором исследовательских установок, имевших индивидуальные системы спасения.

Предусматривались два варианта комплектования головной части аппаратурой — Р-5Б (две ракеты) и Р-5БА (три ракеты).

На всех ракетах этого типа предусматривались также исследования параметров верхней атмосферы, циркуляционных процессов в стратосфере, параметров ионосферы, природы явлений, вызываемых корпускулярным излучением твердого компонента межпланетного вещества, магнитного поля Земли.

27 июля 1963 г. С.П. Королев согласовал ТЗ на разработку новой серии геофизических ракет — Р-5В, предназначенных главным образом для проведения научных исследований по программе Высотной астрофизической обсерватории (ВАО). Поэтому ракеты новой серии имели еще один индекс — Р-5 ВАО.

Чтобы обеспечить нормальное функционирование аппаратуры ВАО и выполнение научных задач по изучению Солнца и галактических объектов, нужно было осуществлять пуск ракеты по траектории, близкой к вертикальной, и обеспечивать стабилизацию ракеты на пассивном участке. Требовалось сбросить носовой конус и освободить верхнюю полусферу с аппаратурой ВАО, которая оставалась открытой в течение дальнейшего полета. Установка ВАО не имела иллюминаторов и герметичных отсеков. Ее работа протекала в условиях той среды, в которой она находилась в данный момент.

После завершения работы установка ВАО опускалась в специальный контейнер. Для отделения контейнера с последующим спасением нужно было разворачивать ракету в горизонтальное положение на высоте 100 км нисходящей ветви траектории.

Предусматривалось спасение установки ВАО целиком, без ее деления на части, что диктовалось необходимостью спасать 25 кассет с отснятыми фотопленками и дорогостоящие приборы с дифракционными решетками, кварцевой оптикой и сложными механизмами.

ОКБ-1 предусматривало продолжение экспериментов для перспективных разработок и на ракете Р-5В. На этот раз намечалось исследовать аэродинамику и теплообмен на модели, соответствующий геометрической форме спускаемого аппарата нового пилотируемого спутника 7К, который должен был сменить корабли "Восток" и "Восход".

Кроме того, на ракете Р-5 В проводились эксперименты ряда институтов АН СССР и отраслевых институтов.

Первый пуск ракеты Р-5 ВАО удалось осуществить только 13 октября 1965 г. Астрофизиков постигла неудача. Пневматическое устройство, открывающее полуоболочки контейнера, не сработало, и провести измерения не удалось.

По другим позициям научной программы во время пуска 13 октября 1965 г. были получены важные научные результаты. Впервые удалось получить данные по аэродинамике и теплообмену в натурных условиях полета при входе в плотные слои атмосферы с большой сверхзвуковой скоростью (М = 10).

Во время этого пуска были также получены новые научные результаты с помощью аппаратуры АН СССР: высотные профили концентрации и температуры электронов, высотное изменение интегрального коэффициента поглощения ультрафиолетового излучения Солнца в ионосфере, спектральное распределение инфракрасного излучения Земли, электрофизические параметры ионосферы и др.

АРКК, № 15100, 23226, 23263, 27404, 27405, 31767.

Экспериментальная ракета Р-5Р разрабатывалась на основании Постановления от 20 мая 1954 г. на базе ракеты Р-5. Цель эксперимента — проверка в летных условиях принципа радиоизмерения скоростей БРДД при импульсной работе радиосистемы в сантиметровом диапазоне. Кроме того, предполагалось решение дополнительных задач:

1) определение влияния газовой струи двигателя на работу запросной и ответной радиолиний сантиметрового диапазона;

2) определение эффективности действия антиионизаторов, вводимых в газовую струю двигателя для уменьшения затухания радиосигнала в струе двигателя;

3) проверка в условиях летных испытаний правильности принципа построения радиопеленгатора, разработанного для ракеты Р-7.

Для эксперимента были подготовлены четыре ракеты. Испытаны только три в связи с завершением программы экспериментов.

АРКК, № 2608.

Ракета М5РД была разработана на базе Р-5М согласно Постановлению от 20 мая 1954 г. для отработки систем управления ракеты Р-7.

При "пакетной" схеме, принятой для ракеты Р-7, нельзя было обойтись без регулирования двигательных установок. На первых порах решили ограничиться только самыми необходимыми системами, без которых потери в дальности были бы недопустимо большими. Систему опорожнения баков (СОБ) предусмотрели только на центральном блоке, где отсутствие таковой было бы особенно ощутимым.

Для экспериментов были изготовлены две опытные партии ракет М5РД по пять экземпляров каждая. В июле-сентябре 1956 г. на ракетах проверялись приборы нормальной и боковой стабилизации центра масс (четыре прибора), СОБ и система РКС с датчиками регулирования скорости. Были проверены в полете гироскопические приборы как элементы системы стабилизации и эффективность системы успокоения уровня колебаний топлива в датчиках. Прошли экспериментальную отработку в летных условиях комплексы средств телеметрических внешнетраекторных измерений, службы единого времени и связи.

АРКК, № 23748.

Ракета Р-12 разрабатывалась в соответствии с проектом постановления правительства и проектом ТТЗ ГАУ по теме Н2 "Исследование вариантов РДД с применением топлив на основе высококипящих окислителей".

Основные характеристики ракеты Р-12:

Максимальная дальность, км Вес ВВ, кг Тяга двигателя у земли, т Удельная тяга двигателя у земли Стартовый вес, т Сухой вес, т Система управления Компоненты топлива

1500 1000 50 216 33-35 4,5 Радиотехническая Тракторный бензин + азотная кислота с оксидами азота

В 1952 г. были проведены работы по обоснованию ТЗ смежным организациям и выбрана компоновочная схема ракеты. 5 марта 1952 г. выдано техническое задание ОКБ-456 на разработку двигателей.

Дальнейшие работы по ракете были прекращены в связи с передачей темы в ОКБ-586.

АРКК, № 3993.

13 февраля 1953 г. было принято Постановление о разработке двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полета 8000 км и заданной точностью стрельбы — тема Т2. В рамках этой темы ОКБ-1 были поручены разработка, изготовление и летная отработка ЭКР.

Для сокращения сроков и стоимости разработки ЭКР предлагалось использовать в качестве I ступени ракету Р-11, II ступень разработать на базе СПВРД, который мог быть отработан на существующем стенде. Для системы управления можно было использовать упрощенный вариант на базе существующего автопилота.

Чтобы приспособить ракету Р-11 под ЭКР, потребовались сравнительно небольшие доработки: изменение конструкции хвостового отсека, стабилизаторов и рулевого агрегата. В основу компоновки II ступени положена осесимметричная схема двигателя с центральным входом. Создание и отработка СПВРД такого типа представляли в тот период наименьшие трудности, так как, помимо расчетно-теоретических материалов по такой схеме, имелся и большой объем экспериментальных данных. II ступень имела крестообразное оперение, четыре воздушных руля, попарно работающие по тангажу и курсу. Курсовые рули одновременно выполняли функции элеронов. Сложение команд по курсу и крену было механическим.

Воздухопроводный канал двигателя был изогнут для создания необходимого объема. На стыке II ступени и отбрасываемой части осуществлен кольцевой проток, что давало возможность запускать СПВРД до разделения ступеней и исключало опасность помпажного режима двигателя на участке выведения.

На маршевом участке для ЭКР принималась траектория полета с постоянной высотой. Отказ от оптимальной траектории был обусловлен желанием упростить задачу системы управления. Проигрыш в дальности при этом составлял около 8%. С целью определения действительной траектории полета на ЭКР предусматривались установка радиотехнической системы индикации и создание наземных пунктов приема ее сигналов.

После выключения СПВРД II ступень должна была совершать пикирующий, или планирующий полет. В ходе эскизного проектирования была подробно изучена возможность спасения ЭКР после выполнения заданной программы с помощью парашютно-реактивной системы.

Основные характеристики ЭКР:

Полная дальность, км Скорость маршевого полета, м/с Полное время полета, с Начальное аэродинамическое качество II ступени Вес заправленной I ступени, кг Вес II ступени, кг начальный конечный Полная длина ракеты, м Длина II ступени, м

730 896 927 2,51 6390 1484 1184 17,724 9,434

Диаметр корпуса II ступени, м Размах крыла, м Полная площадь крыла, м2 Тяга двигателя I ступени в пустоте полная, кг удельная Тяга двигателя II ступени на высоте 18 км при М = 3 максимальная удельная

1650 2,018 3,31 9200 250 625 1580

Эскизный проект ЭКР был утвержден С.П. Королевым 31 января 1953 г. и согласован с М.В. Келдышем, С.А. Христиановичем и М.М. Бондарюком. После завершения эскизного проекта проводилась интенсивная подготовка к передаче ЭКР в производство: к июлю 1953 г. был выполнен большой объем дополнительных работ. В конструкцию ЭКР был внесен ряд изменений, связанных с испытанием в натурных условиях астронавигационной системы. Проводились работы по макетированию основных узлов ЭКР. Был изготовлен макет приборного отсека, и проводилось макетирование основных агрегатов. Проводилась отработка технологии отдельных узлов конструкции, был начат выпуск рабочих чертежей ЭКР. Продолжались эксперименты по уточнению аэродинамических характеристик ЭКР. Были изготовлены установка для отработки теплозащиты приборного и топливных отсеков, установка для отработки рулевых машинок в термобарокамере, а также рулевой агрегат II ступени; проведена разбивка на плазе внешних обводов и тракта СПВРД.

Интенсивно продолжались работы по астронавигации. Было проведено 10 полетов на самолете с макетом системы, которые подтвердили правильность выбранных технических решений и возможность получения требуемой точности. Были продолжены расчеты ошибок образца системы, предназначенного для установки на крылатую ракету; разработаны принципиальная схема и общие виды макета системы, предназначенного для экспериментов на скоростном самолете. Была начата разработка рабочих чертежей макета, закончен этап теоретических и экспериментальных работ, подтвердивших надежность схемы индикации звезд в ночных условиях, и показана возможность работы схемы в дневных условиях. Разработана и отлажена аппаратура для экспериментальных исследований излучения звезд в красной и инфракрасной областях спектра. Начаты совместные с Крымской астрофизической обсерваторией АН СССР испытания специального фотоэлектрического индикатора. Закончены с положительным результатом исследования ГОИ по технологии изготовления больших кварцевых пластин. Подготовлен эскизный проект системы астронавигации, предназначенной для испытаний на ЭКР.

Выполнялись работы по проектированию и изготовлению серии СПВРД. Были подготовлены стендовые образцы, проведены первые доводочные испытания, спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат. Он был спроектирован как геометрически нерегулируемый. Подача топлива осуществлялась турбонасосной системой с приводом от воздушной осевой турбины. Постоянство оборотов поддерживалось специальным гидравлическим регулятором. Система регулирования двигателя позволяла поддерживать скорость полета с точностью 10 м/с путем изменения расхода топлива.

Была разработана методика летных испытаний ЭКР.

Постановлением от 20 мая 1954 г. тематику по крылатым ракетам дальнего действия передали в МАП. К тому времени были выпущены рабочие чертежи на все основные конструктивные элементы ЭКР, СПВРД прошел все доводочные и официальные испытания.

АРКК, № 1825, 1906, 5318, 5367, 6723.

Ракета Р-11 была разработана по предложению ОКБ-1 в рамках исследований по выбору компонентов топлива для БРДД (тема Р2).

Для ракеты Р-11 был использован двигатель, работающий на азотной кислоте и керосине с вытеснительной подачей компонентов топлива, разработанный в ОКБ A.M. Исаева.

При одинаковой дальности полета новая ракета имела по сравнению с ракетой Р-1 в 2,5 раза меньший стартовый вес. Правда, вес полезного груза был на 25% меньше, но его относительное значение возрастало до 11,5% (при 5,9% у ракеты Р-1). Сравнение других характеристик также говорило в пользу новой ракеты.

Основные характеристики ракет Р-11 и Р-1:

Дальность, км Максимальная скорость, м/с Вес ракеты, кг заправленной незаправленной Длина, м Диаметр, м Размах стабилизаторов, м

Р-11 270 1440 5200 1750 10,03 0,83 1,51

Р-1 270 1465 13430 4000 14,275 1,65 3,56

Эскизный проект ракеты Р-11 был завершен в ноябре 1951 г., а летные испытания проводились с 16 апреля по 3 июля 1953 г. Первый пуск ракеты был неудачным. Причиной оказался производственный дефект в цепи управления по тангажу. Полет остальных девяти ракет из партии, предназначенной для первого этапа испытаний, был нормальным. Однако в ходе испытаний систематически наблюдалось заниженное значение удельной тяги двигателя по сравнению с формулярной. Не удалось также добиться устойчивой работы двигателя при использовании горючего на основе керосина, обещавшего улучшение энергетических характеристик двигателя. Вместе с тем результаты первого этапа испытаний ракеты позволили сделать положительный вывод о конструкции ракеты в целом.

Испытания первой серии ракет позволили наметить ряд усовершенствований в конструкции. 23 января 1954 г. был готов технический проект ракеты, в котором давались обоснования всем изменениям в конструкции и исходные данные для разработки нового комплекта рабочих чертежей. Наиболее существенные изменения были сделаны в конструкции двигателя. Перешли на использование керосина, что гарантировало устойчивость процесса горения в камере сгорания. Аннулировали высотный графитовый насадок и тяжелое рулевое кольцо для крепления рулевых машинок. Удлинили сопло двигателя, на котором непосредственно закреплялись новые рулевые машинки с валами графитовых рулей без промежуточных передач в отличие от прежней конструкции. Была изменена система подачи компонентов в камеру сгорания — вместо ПАД использован более надежный, с лучшими весовыми характеристиками ЖАД. Установлены заборные устройства в баки, позволившие обеспечивать практически их полное опорожнение. Были приняты меры по полной герметизации двигателя.

Принимались особые меры для упрощения технологии изготовления ракеты и снижения стоимости производства. Потребовалось создание 246 новых приспособлений. Из оснастки первого этапа оставили только 30% приспособлений.

Еще не были окончательно доведены летно-тактические характеристики ракеты Р-11, а уже наметилось несколько перспективных вариантов ее практического использования. Малые габариты при высоких летно-тактических характеристиках, возможность длительного хранения в заправленном состоянии делали доступным использование ракеты в мобильном варианте со спецзарядом, которая была принята на вооружение (ракета 8К11).

АРКК, № 1934, 4608, 5356, 6574, 6716, 6721, 6726, 6732.

Эксплуатационные особенности ракеты Р-11 позволяли расширить область применения БРДД для научных исследований. В данном случае особый интерес представляла возможность изучения Солнца при вертикальных пусках ракеты в районах Земли, куда ранее транспортировать разработанные ракеты было практически невозможно.

Разработка ракеты Р-11А — такой индекс присвоили новой ракете, созданной на базе Р-11, — была приурочена к Международному геофизическому году в соответствии с Постановлением от 11 июля 1956 г. Основным требованием к ракете Р-11А было обеспечение стабилизации на пассивном участке. Однако система, использованная для аналогичной цели на ракете Р-5А, в данном случае .не годилась, так как подходящего источника энергии, подобного наддуву кислородного бака, у ракеты Р-11А не было. Поэтому контейнер с научной аппаратурой решили сделать отделяющимся и снабдить автономной системой стабилизации. Однако такое техническое решение — отделение головной части, ставшее уже стандартным для ракет других типов, — повлекло за собой необходимость разработки специальной дополнительной системы стабилизации ракеты на участке после выключения двигателя и до отделения контейнера. Такая система, разработанная в ОКБ-1, получила название системы успокоения.

Ракета Р-11 в варианте Р-11А претерпела ряд других конструктивных изменений. Был разработан специальный обтекатель, защищавший контейнер от теплового воздействия потока и аэродинамических нагрузок.

Был сконструирован также специальный переходный отсек, предназначенный для крепления контейнера, размещения пневматической системы разделения, коммутационной аппаратуры и системы успокоения.

Контейнер с научной аппаратурой имел форму шара, изготавливался из двух алюминиевых полуоболочек и был герметичным. Это позволяло поддерживать постоянное давление внутри контейнера, за счет чего обеспечивалось высокое качество экспериментальных данных. Герметичность обеспечивалась с помощью прокладки из вакуумной резины.

Система автоориентации контейнера имела оригинальную конструкцию. Функцию исполнительного органа выполнял массивный маховик большого диаметра, снабженный электродвигателем. Чтобы обеспечить достаточную эффективность работы системы, пришлось сделать диаметр маховика в 2 раза больше диаметра ракеты. В состав системы входили оптические индикаторы для грубого и точного отсчета положения контейнера относительно Солнца, датчик угловых скоростей контейнера относительно продольной оси, а также демпфирующие устройства. Эта система была разработана совместными усилиями отраслевого института Министерства электротехнической промышленности и ИПГ АН СССР, которые в течение 2 лет выполнили большой объем теоретических и экспериментальных исследований.

Программа научных экспериментов для ракеты Р-11А была насыщенной и разнообразной: измерения давления и плотности атмосферы, определение температуры пограничного слоя воздуха, измерения корпускулярного излучения Солнца, яркости неба в различных частях небосвода, регистрация соударения контейнера с микрометеоритами, измерения ионизации атмосферы. Контейнер был оснащен соответствующими приборами. Кроме того, была аппаратура для определения положения контейнера в полете, регистрации физических условий в контейнере, а также фотоаппараты для контрольной съемки положения контейнера в пространстве. Регистрация измерений проводилась с помощью телеметрической системы, установленной в контейнере, имеющей 48 каналов и обеспечивающей 1250 опросов в 1 с.

В 1958 г. было изготовлено семь ракет Р-11А. Пуски первых двух ракет, предназначенных для летно-конструкторской отработки, проводились в октябре 1958 г. на полигоне Капустин Яр. Первый пуск был проведен 4 октября 1958 г. Ракета достигла высоты 98,31 км. Возмущающий момент, возникший при отделении контейнера от ракеты при первом пуске, превысил принятое в расчетах значение, и система автоориентации контейнера не могла застабилизироваться в течение 24 с. Затем стабилизация обеспечивалась на всем участке полета до входа в плотные слои атмосферы. Все приборы работали безотказно. Контейнер упал в болото и сильно деформировался. Однако пленки от трех фотоаппаратов уцелели и были пригодны для обработки.

Следующий пуск, состоявшийся 10 октября 1958 г., при котором ракета достигла высоты 102,74 км, прошел в более благоприятных условиях. Вскоре после отделения контейнер стабилизировался по всем трем осям и сохранял это положение до конца полета. Приборы также работали безотказно. Однако контейнер, упавший в болото, найти не удалось.

Результаты этих двух пусков позволили сделать заключение о готовности ракеты к основному этапу летных испытаний, которые должны были проводиться на Новой Земле.

Первый пуск на Новой Земле провели 31 октября 1958 г. Система автоориентации не справилась с возмущениями, и контейнер застабилизировать не удалось. Однако все приборы, за исключением одного, работали нормально. Ракета достигла расчетной высоты 103 км.

Чтобы исключить подобного рода случайности, при подготовке следующего пуска, который состоялся 6 ноября 1958 г., был введен в схему дублирующий временной механизм. Контейнер отделился в расчетное время. Начальные возмущения были исчезающе малыми. Все приборы работали нормально.

Третий пуск на Новой Земле состоялся 19 ноября 1958 г. Для усовершенствования системы автоориентации ее в дальнейшем перемонтировали по новой, упрощенной схеме. Во время полета такая модифицированная система работала нормально с момента отделения контейнера и до входа в плотные слои атмосферы.

Четвертый и пятый пуски были проведены 23 и 25 декабря 1958 г., ракеты достигли высот 100,6 и 102 км соответственно.

В целом пуски ракет Р-11А в 1958 г. позволили выполнить программу Международного геофизического года и получить ценные научные данные. В ОКБ-1 искали дальнейшие пути подъема научных приборов на еще большие высоты. Прорабатывался вариант двухступенчатой ракеты Р-55 на базе ракеты Р-5М (I ступень) и ракеты Р-11 (II ступень). По расчетам, при форсировании двигателя ракеты Р-5М до 50 т можно было достигнуть высоты 1020 км, правда, при полезном грузе, равном нулю. Для решения конкретных задач нужно было принимать во внимание, что 100 кг дополнительного груза на II ступени уменьшают высоту на 30 км, на I ступени — на 5 км. Практического воплощения этот вариант двухступенчатой ракеты не получил.

АРКК, № 15696, 18759, 21540, 35531.

Вопрос о возможности использования БРДД в качестве вооружения для Военно-Морского Флота был поставлен перед ОКБ-1 27 ноября 1950 г. Предварительные проработки применительно к существовавшим на тот период ракетам Р-1 и Р-2 позволили сделать вывод, что их практическое использование будет связано с большими трудностями. Потребуется существенная переработка конструкции ракет и выполнение серьезных теоретических и экспериментальных работ по системам управления, способам хранения ракет, обеспечению требуемой кучности стрельбы. Для решения этих задач требовался специальный корабль.

Остановили свой выбор на подводной лодке (ПЛ) определенного класса и приступили к созданию нового ракетного комплекса. Главным конструктором комплекса был назначен Н.Н. Исанин. Он должен был осуществить переоборудование ПЛ для ее оснащения ракетами Р-11, специально доработанными для этой цели, им присвоили индекс Р-11ФМ. ТТЗ на новый комплекс было подготовлено к 14 июля 1953 г.

Достоинством принятого варианта считалась возможность обойтись только доработкой ПЛ на верфи, без ее коренной переделки. При использовании ракеты Р-11 в варианте Р-11ФМ требовался ряд изменений. Отдельные узлы, связанные со спецификой крепления ракеты на ПЛ, нуждались в полной переработке. Были необходимы серьезные изменения в системе управления и создание на полигоне специальной установки для отработки старта ракеты с подвижного основания, имитирующего режим качки на ПЛ выбранного класса.

Вначале в качестве основного был принят вариант стрельбы ракетами Р-11ФМ из надводного положения ПЛ. В этом случае для произведения выстрела нужно было осуществлять подъем заправленной ракеты из шахты ПЛ и удерживать ее в вертикальном положении с помощью специальной стартовой установки до подачи команды на пуск. Разработку такой установки решено было поручить коллективу отдела наземного оборудования ОКБ-1.

С 26 сентября по 20 октября 1954 г. были осуществлены три пуска ракеты Р-11ФМ с неподвижного макета шахты, аналогичного по конструкции штатному образцу, принятому для ПЛ. Основная цель этих испытаний состояла в отработке системы крепления ракеты с подвижными захватами. Результаты эксперимента позволили убедиться в правильности принятых технических решений по пусковому устройству и его монтажу на ПЛ.

Следующую партию из 12 летных, трех резервных и трех стендовых ракет оборудовали новой системой управления, что позволило перейти к основному этапу эксперимента — пускам с подвижного макета шахты.

Испытания ракеты Р-11ФМ на качающемся стенде проводились с 21 мая по 30 июля 1955 г.

Специальный стенд, использовавшийся при испытаниях, представлял собой макет шахты с подъемным устройством и позволял имитировать определенные режимы бортовой качки и рыскания ПЛ.

Испытывались 11 ракет на дальность 240 км, из них девять достигли цели. Результаты этого этапа испытаний позволили сделать вывод о возможности перехода к испытаниям ракеты совместно с ПЛ. Потребовалась лишь небольшая доработка, гарантирующая безударное перемещение ракеты в пределах стартового устройства.

Испытания комплекса ПЛ—ракета Р-11ФМ проходили с 8 августа по 31 октября 1956 г. При этом, кроме проверки всех технических средств, обеспечивающих пуск ракеты с ПЛ с заданной точностью стрельбы, была поставлена задача максимально учесть всю совокупность реальных эксплуатационных условий. Для этой цели предназначались длительные, в течение 3 месяцев, испытания ПЛ, загруженной четырьмя полностью заправленными ракетами. Программой намечался периодический отстрел ракет, имеющих различные сроки хранения.

После длительных испытаний были проведены три успешных пуска ракет: один — 12 сентября после 37 сут хранения на ПЛ и два — 31 октября 1956 г. после 47 и 82 сут хранения.

Последний этап испытаний, по результатам которых ракета Р-11ФМ была принята заказчиком, проводился с 31 марта по 26 мая 1958 г. Испытывались четыре ракеты. Пуски трех ракет 31 марта, 25 и 26 мая были нормальными. Пуск 9 апреля был неудачным из-за негерметичности одного из трубопроводов, вызванной гидроударом при срабатывании пиропатрона.

С 1954 г. параллельно с работами по старту ракет из надводного положения ПЛ по заданию ОКБ-1 были начаты исследования по подводному старту. Эта работа была поручена КБ, входившему в состав НИИ-88. Возглавлял КБ Е.В. Чарнко.

Постановление по этой теме вышло 3 февраля 1955 г. В октябре 1956 г. начались натурные эксперименты.

Провели пять успешных пусков, после чего перешли к "бросковым" испытаниям для проверки работы направляющих и реакции ракеты при переходе из водной среды в воздушную. Первый старт из-под воды проведен 26 декабря 1956 г. с глубины 30 м.

Следующий этап испытаний проводился с помощью доработанной ПЛ, по бортам которой были размещены две шахты. Было произведено 10 успешных пусков макета ракеты Р-11ФМ, которые подтвердили возможность подводного старта с глубины 30 м при скорости лодки 3-5 узлов.

Работы по этой теме в 1958 г. передали в специализированное ОКБ, которое возглавил В.П. Макеев.

АРКК, № 2169, 4206, 4608, 5310, 6521, 21454, 23724, 23727, 23739.

Исследования по ракете на дальность до 10000 км были начаты в ОКБ-1 в 1947 г. в рамках проекта ракеты Р-3. Тогда было установлено, что для сверхдальних ракет наиболее рациональной конструктивной схемой является так называемая "пакетная" схема, первоосновной которой считается идея К.Э. Циолковского об "эскадре ракет".

Основными факторами, диктовавшими в тот период условия для выбора конструктивной схемы, были уровень развития ЖРД и возможности транспортировки по железной дороге. "Пакетная" схема позволяла создать ракету весом 250-300 т на базе пяти блоков с одинаковыми ЖРД — центрального (блок А) и четырех боковых (блоки Б, В, Г, Д). Надежный контроль работы двигателей обеспечивался их одновременным запуском с Земли.

Дальнейшему изучению "пакетной" схемы послужили темы НЗ и Т1, выполненные в ОКБ-1 в 1950-1953 гг.

Постановление о создании ракеты Р-7 было принято 4 мая 1954 г., а к июлю того же года был готов эскизный проект. Для реализации проекта предусматривалось проведение различными ведомствами обширных теоретических и экспериментальных исследований по 27 темам, в том числе создание двух экспериментальных ракет на базе ракеты Р-5М — М5РД и Р-5Р. Первая из них предназначалась для отработки системы регулирования двигателя и элементов системы управления ракеты Р-7, вторая — для испытаний новой системы радиоуправления полетом.

Для ракеты Р-7 была принята компоновка из пяти блоков при одинаковых четырех боковых блоках. По схеме каждая из составных частей представляла собой одноступенчатую ракету.

Прорабатывались варианты с различными компонентами топлива: кислород + керосин и азотная кислота + керосин. Для достижения одинаковой дальности разница в весах составляла 90% в пользу первого варианта, который и был принят для разработки.

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

В эскизном проекте для управления на I ступени приняли по три газоструйных руля и одному воздушному рулю на каждом боковом блоке. На центральном блоке для целей управления использовали специальные реактивные (управляющие) двигатели. Такое решение было в тот период вынужденным, так как двигатель центрального блока не обеспечивал выполнение ряда требований. Не удавалось нужным образом ограничить величину импульса последействия тяги и осуществить в конце полета промежуточную ступень, что было необходимо для обеспечения заданной кучности стрельбы. Управляющий двигатель давал выход из положения, заменяя промежуточную ступень после выключения основного двигателя. Успешная реализация такого варианта позволила применить управляющие двигатели и на I ступени взамен газовых рулей.

Главные узлы и элементы системы управления были дублированы, как и все каналы автомата стабилизации, вплоть до реле рулевых машинок. Все параметры автомата стабилизации и настройки выбирались так, чтобы обеспечивать нормальный полет при выходе из строя задублированных элементов.

В эскизном проекте приняли стандартный способ старта ракеты с использованием пускового стола. В этом случае требовалась ветровая защита для ракеты не менее чем на 2/3 ее высоты. В декабре 1954 г. приняли решение от такого способа старта отказаться. Был осуществлен вариант с подвеской ракеты в специальную стартовую систему, которая позволяла исключить за ненадобностью ветровую защиту и добиться минимальных стартовых нагрузок. Потребовались обширные экспериментальные работы с новой стартовой системой для изучения ее динамических характеристик, проведенные в июле-октябре 1956 г. на Ленинградском металлическом заводе.

В состав наземного оборудования входило более 100 элементов коммуникации (не считая электрических цепей), большинство которых отключалось в момент старта. Для отработки этих элементов была создана специальная установка, имитирующая исследуемые детали конструкции, и проведен необходимый объем доводочных работ. Были также проведены пять стендовых испытаний боковых блоков, три — центральных блоков и два стендовых испытания "пакета" в целом. В последнем случае прошли испытание на функционирование приборы автомата стабилизации, сопряженные со специальной установкой, имитирующей уравнение движения ракеты на первых ступенях полета.

Два этапа летных испытаний экспериментальной ракеты М5РД по пять экземпляров, изготовленных согласно Постановлению от 20 мая 1954 г., были завершены в сентябре 1956 г. На ракете проверены приборы нормальной и боковой стабилизации центра масс, система РКС и СОБ. Проверены в полете гироскопические интегрирующие приборы как элементы системы стабилизации, эффективность системы успокоения уровня колебаний в датчиках. Прошел экспериментальную отработку в летных условиях комплекс средств внешнетраекторных измерений, службы единого времени и связи.

Благодаря технологичности конструкции ракеты — разбивке на узлы, панели, обечайки и т.д. — обеспечивалось их параллельное и независимое изготовление и тем самым сокращался общий цикл изготовления ракеты. Конструкция ракеты при серийном производстве давала возможность провести широкую унификацию с использованием типовых технологических процессов и обычного универсального оборудования, за исключением нескольких специальных агрегатов.

Технологическая документация и технологические процессы обеспечивали сборку отсеков и баков между собой без какой-либо слесарной подгонки. Использовав опыт передовых авиационных заводов, отказались от принятой до того вертикальной проверки соосности и перешли на горизонтальный метод контроля.

Для производства ракеты Р-7 использовали площади опытного завода ОКБ-1, модернизированного по решению, принятому в 1953 г., для работ по теме Т1. К одному из корпусов пристроили пять новых пролетов длиной 120 м, шириной 20 м, высотой 19 м каждый, с бытовками. Реконструировались и переоборудовались цехи завода. Подготовка производства велась параллельно с разработкой технической документации.

Большую помощь заводу в подготовке производства и освоении новых технологических производств оказали институты, производственные базы оборонной, авиационной и других отраслей.

Ракеты первой серии были оснащены дополнительными измерительными средствами, поэтому пуски осуществлялись на уменьшенную дальность (6800 км вместо 8000 км) из-за нерасчетных весов конструкции.

Пуск первой ракеты Р-7 был осуществлен 15 мая 1957 г. По визуальным наблюдениям, полет протекал нормально примерно до 60-й секунды, затем в хвостовом отсеке появились несимметричные языки пламени. Анализ телеметрических записей показал, что пожар в одном из боковых блоков начался до отрыва ракеты, что в конечном итоге привело к преждевременному выключению двигателя этого блока и нарушению нормального полета ракеты.

Пуск второй ракеты, назначенный на 11 июля 1957 г., не состоялся из-за ошибки, допущенной на технической позиции при установке клапана азотной продувки по линии окислителя центрального блока.

Пуск следующей ракеты состоялся 12 июля 1957 г. и закончился аварией. Ракета разрушилась на 32,9-й секунде полета вследствие ложной команды в автомате стабилизации и потери управляемости по каналам крена и тангажа.

21 августа 1957 г. состоялся первый штатный полет межконтинентальной ракеты, о котором 26 августа 1957 г. поступило официальное сообщение ТАСС. Полет прошел нормально с обеспечением необходимых характеристик по всем системам и агрегатам. Однако тогда еще не удалось добиться преодоления высоких температур на нисходящей ветви траектории полета головной части. Пуски 7 сентября, 4 октября и 3 ноября 1957 г. прошли удачно.

В период с января по октябрь 1958 г. проведено семь пусков, но только один (он состоялся 12 марта 1958 г.) был успешным, причем программа была выполнена полностью, включая и подтверждение качества тепловой защиты головной части. Во время пуска 30 января 1958 г. произошло нештатное отделение боковых блоков, 4 апреля 1958 г. из-за неисправности в системе управления головная часть значительно отклонилась от цели, 24 мая 1958 г. — недобор скорости из-за нештатной работы системы наддува кислородного бака центрального блока, 10 июля 1958 г. — разрушение огневой стенки камеры сгорания двигателя бокового блока.

Два пуска — 23 сентября и 12 октября 1958 г. — имели одинаковые признаки аварийности: разрушение ракеты в конце полета I ступени из-за резонансных явлений, вызванных близостью частот упругих продольных колебаний ракеты и столба жидкости в тракте подачи кислорода.

К декабрю 1958 г. были приняты необходимые конструктивные меры для ликвидации резонансных явлений, однако очередной пуск 24 декабря 1958 г. не позволил полностью подтвердить эффективность этих мер. Полет ракеты проходил нормально до 117-й секунды, затем произошло нештатное отделение бокового блока из-за перерасхода топлива, вызванного ошибкой в настройке воздушного редуктора.

Основные характеристики ракеты Р-7 см. на с. 221.

30 января 1956 г. было принято Постановление о создании в 1957-1958 гг. искусственного спутника Земли (объект Д). В качестве ракеты-носителя "Спутник" (8А91) намечалось использовать ракету Р-7 со следующими доработками:

дросселирование двигателя центрального блока с момента старта до величины тяги 60 т вместо 73 т;

дросселирование двигателей боковых блоков до 75% номинальной тяги за 17 с до разделения ступеней;

введение специальных заглушек для уменьшения реактивной силы вспомогательных сопел в кислородных баках;

доработка системы отделения головного блока для обеспечения сброса обтекателя;

замена радиоотсека переходным отсеком.

В связи с решением запустить первый простейший спутник (ПС-1) потребовалась дополнительная доработка носителя: введение реактивного сопла на верхнем днище II ступени для ее торможения и поворота после отделения спутника.

Объект Д стал третьим ИЗС.

АРКК, № 1905, 6534, 6748, 6965, 12472, 13914, 23674, 23775, 23778, 23783.

Работы по усовершенствованию головной части ракеты Р-7 позволили уменьшить ее вес без снижения эффективности действия у цели. В связи с этим была предпринята разработка модификации ракеты Р-7 с увеличенной дальностью полета — ракеты Р-7 А. Проект новой ракеты был завершен в 1959 г.

Основные различия в характеристиках ракет Р-7 и Р-7А:

Прицельная дальность, км Вес головной части, кг Стартовый вес ракеты, кг Скорость в конце активного участка, м/с Длина ракеты, м Вес корпуса головной части, кг Длина корпуса головной части, м

Р-7 8000 5370 278300 6425 32,995 3330 5,505

Р-7А 12000 3200 276881 6563 31,065 1459 2,700

Характеристики двигателей остались без изменений. В конструкции ракеты Р-7А исключен из системы радиоуправления канал боковой радиокоррекции. Установлены новые гироприборы с увеличенным на 20% кинетическим моментом ротора. Введен генератор программных импульсов, управляющих прицеливанием ракеты.

АРКК, д. 2024, л. 61.

Постановление о работах по ИСЗ было принято 30 января 1956 г. Предусматривалось создание в 1957-1958 гг. на базе ракеты Р-7 неориентированного ИСЗ (объект Д) весом 1000-1400 кг с аппаратурой для научных исследований весом 200-300 кг. Устанавливался срок первого пробного пуска объекта Д — 1957 г.

Этому решению предшествовали исследовательские работы, выполненные группой М.К. Тихонравова совместно с ОКБ-1 и Отделением прикладной математики АН СССР, которые позволили сформировать положительное мнение директивных органов по проблеме ИСЗ.

К концу 1956 г. выяснилось, что намеченные планы по объекту Д находятся под угрозой из-за трудностей в создании для него научной аппаратуры и более низкой (304 вместо 309-310) удельной тяги ЖРД ракеты Р-7. В связи с этим ОКБ-1 предложило осуществить без изменения сроков работ по объекту Д запуск простейшего спутника весом 80-100 кг в апреле-мае, накануне Международного геофизического года, который начинался 1 июля 1957г.

Соответствующее Постановление было принято 7 февраля 1957 г. со следующей формулировкой: "Выведение простейшего неориентированного спутника Земли (объект ПС) на орбиту, проверка возможности наблюдения за ПС на орбите и прием сигналов, передаваемых с объекта ПС".

Простейший спутник представлял собой герметичный контейнер сферической формы диаметром 580 мм. Корпус спутника состоял из двух полуоболочек со стыковочными шпангоутами, соединенными между собой 36 болтами. Герметичность стыка обеспечивалась резиновыми прокладками.

В верхней полуоболочке располагались две штыревые антенны. Одна из них имела два штыря по 2,4 м, другая — по 3,9 м каждый. Имелся пружинный механизм, разводящий штыри на угол 35° от продольной оси контейнера.

Снаружи верхняя полуоболочка была покрыта экраном, защищавшим ее от внешних тепловых воздействий (на внутренней поверхности верхней полуоболочки располагался кронштейн для крепления радиопередатчика).

Толщина полуоболочек 2 мм, экрана 1 мм. Поверхность полуоболочек полировалась, внешняя поверхность нижней полуоболочки была анодирована и обладала радиационными свойствами.

В состав аппаратуры, смонтированной внутри спутника, входили: радиопередатчик, блок питания с тремя батареями, дистанционный переключатель, вентилятор системы терморегулирования, сдвоенное реле системы терморегулирования, контрольное термореле и барореле.

После сборки спутник заполнялся осушенным азотом до давления 1,3 атм. Включение питания радиопередатчика и системы терморегулирования производилось дистанционным переключателем, срабатывающим от пяточного контакта в момент отделения спутника от ракеты.

Радиопередатчик периодически излучал сигналы длительностью 0,4 с попеременно на двух волнах длиной 7 и 15м. При изменении температуры в спутнике выше +50 или ниже 0°С, а также при падении давления ниже 0,35 атм должно было срабатывать термо- или барореле, в связи с чем менялась длительность периодических сигналов, излучаемых радиопередатчиком.

Поддержание температуры в спутнике в необходимых пределах обеспечивалось включением вентиляторов при повышении температуры выше 30°С и выключением их при снижении температуры ниже 20-23°С. Включение и выключение вентиляторов осуществлялись сдвоенным термореле.

Ракета с ПС-1 стартовала 4 октября 1957 г. Разделение ступеней произошло на 116,38-й секунде.

Выключение двигателя II ступени произошло от АКТ из-за перерасхода горючего. Остаток окислителя составил 375 кг: в СОБ отсутствовала корректировка по уровням. При выключении двигателя ракета имела следующие параметры движения: высота 228,6 км, скорость 7780 м/с, угол наклона к местному горизонту 0°2Г.

II ступень ракеты со спутником вышла на орбиту со следующими параметрами: высота перигея 223 км, высота апогея 950 км, время одного оборота 96,2 мин.

Отделение ПС-1 произошло на 314,5-й секунде, через 19,9 с после выключения двигателя (18-20 с — расчетная задержка).

Сигнал открытия уголкового отражателя, расположенного на корпусе центрального блока и позволяющего определять параметры орбиты блока, был подан в расчетное время, на 325,44-й секунде.

Центральный блок совершил 882 оборота и прекратил существование 2 декабря 1957 г., спутник — 1440 оборотов и прекратил существование 4 января 1958 г.

АРКК, д. 886, л. 231; № 1083, 4630.

Разработка ПС-2 велась по директивному указанию. Запуск спутника был приурочен к 40-летию Октября. В связи со сжатыми сроками разработки были использованы имеющиеся в наличии средства. Для передачи сигналов с орбиты использовали запасной экземпляр сферического контейнера ПС-1, а для экспериментов с животным — контейнер, предназначенный для очередного запуска на ракете Р-2А. Он представлял собой гермокабину с аппаратурой для изучения жизнедеятельности животного и обеспечения необходимых условий для его существования, куда входили регенерационная установка, кормушка, простейшая система терморегулирования, аналогичная примененной на сферическом контейнере.

Были приняты все меры, чтобы обеспечить максимум научной информации с орбиты. В связи с этим пришлось пойти на то, чтобы научный контейнер не отделять от корпуса ракеты. Такое решение позволяло иметь одну телеметрическую систему — общую для активного и орбитального участков, которая переключалась в нужный момент времени с помощью специального программного устройства. Появилась также возможность разместить на корпусе ракеты аппаратуру для наблюдений в орбитальном полете излучения ультрафиолетовой и рентгеновской частей спектра Солнца, жизнедеятельности подопытного животного, вариаций космического излучения. Таким образом, ПС-2 представлял собой корпус центрального блока ракеты-носителя, оснащенный научной аппаратурой.

В конструкцию центрального блока ракеты Р-7-ПС-1 были внесены изменения: вместо одного сопла в базе окислителя у ракеты Р-7—ПС-2 (для торможения после сброса головного обтекателя) сделали два сопла, чтобы свести к минимуму угловую скорость вращения блока относительно центра масс.

Чтобы уменьшить вес ракеты в пользу научной аппаратуры, из межбакового отсека сняли ряд приборов системы управления. Этой же цели служил способ выключения двигателя II ступени. Чтобы до предела использовать запасы топлива, вместо выключения двигателя от интегратора применили для этой цели АКТ, срабатывающий по израсходовании одного из компонентов топлива. Сигнал от АКТ задублировали от командного токораспределителя на 310-й секунде, чтобы гарантировать сброс головного обтекателя в случае, если не приходит сигнал, совмещенный с выключением двигателя.

Для получения более благоприятного температурного режима в орбитальном полете приняли ряд конструктивных мер: отполирован переходный отсек, в необходимых местах введены теплоизолирующие прокладки, на блоках питания установлены полированные экраны, для отвода тепла от телеметрической аппаратуры применены медные щиты.

Введен ряд изменений в систему измерений с целью сокращения потребляемой энергии, увеличения емкости источников питания, установлены временной механизм и коммутационное устройство для периодических включений научной и измерительной аппаратуры и др.

После выведения на орбиту производилось переключение измерительных каналов для регистрации следующих параметров:

интенсивности солнечного излучения в различных областях спектра;

характеристик жизнедеятельности животного: движения животного относительно лотка, дыхания (периметр грудной клетки), биотоков сердечной мышцы, давления воздуха в манжете, пульсовых колебаний стенки артерий;

вариаций интенсивности первичного космического излучения;

температуры в отдельных приборах и элементах конструкции (в 12 точках).

Пуск ракеты Р-7 с ПС-2 состоялся 3 ноября 1957 г. Скорость в момент выключения двигателя составила 7945,3 м/с (расчетное значение 7974-8124 м/с), высота 223,7 км, угол вектора скорости с местным горизонтом 0°12'. Команда была подана от АКТ при израсходовании окислителя. Период обращения 103,75 мин, высота перигея 225 км (расчетное значение 223 км), апогея 1671 км (расчетное значение 945-1555 км).

Получены данные по космическим излучениям, поведению подопытного животного при выводе на орбиту и в состоянии невесомости, по давлению и температуре в отсеках ракеты, по радиосвязи.

Спутник проделал 2370 оборотов вокруг Земли, прекратив существование 14 апреля 1958 г.

АРКК, №4621,4626.

Эскизный проект объекта Д, который был первым из разработанных в ОКБ-1 ИСЗ, завершили в июле 1956 г.

Научные задачи:

измерение плотности, давления, ионного состава атмосферы на высотах 200-500 км;

исследование корпускулярного излучения Солнца;

измерение концентрации положительных ионов вдоль орбиты;

измерение орбитального электрического заряда;

измерение магнитных полей на высотах 200-500 км;

изучение космических лучей;

исследование ультрафиолетового и рентгеновского участков спектра Солнца.

Полезная работа спутника планировалась на 7-10 сут (при теоретическом времени существования 2-12 недель) из-за недостатков измерительных пунктов и вынужденного использования тяжелой и энергоемкой системы телеизмерений ракеты Р-7.

Изменения, внесенные в конструкцию ракеты Р-7, использованной в качестве носителя:

дросселирование двигателя центрального блока с 73 т до 60 т и двигателей боковых блоков на 25% за 17 с до разделения ступеней;

введение специальных заглушек для уменьшения реактивной силы сопел, обеспечивающих разделение;

вместо отсека с радиоаппаратурой предусматривался переходный отсек.

Для измерения параметров орбиты предусматривались уголковые отражатели-антенны, смонтированные на концах двух штанг длиной 12-15 м, закрепляемых шарнирно на корпусе спутника и отбрасываемых в рабочее положение с помощью пружинного механизма.

Герметичная кабина объекта Д конической формы выполнялась из алюминиевого сплава. Объем 2,2 м3, длина 2,8 м, диаметр по днищу 1,74 м.

Общий вес всей аппаратуры с источниками питания составлял 570 кг при имеющемся лимите 200-300 кг. В связи с этим предусматривались три варианта спутника в зависимости от состава научной аппаратуры.

К началу 1958 г. была завершена разработка ракеты-носителя 8А91 на базе ракеты Р-7 в соответствии с эскизным проектом объекта Д, а также укомплектованы два экземпляра спутника. В его конструкцию внесены по сравнению с эскизным проектом существенные дополнения. Установлен еще один комплект телеметрической системы, а также экспериментальные образцы датчиков солнечной ориентации, передатчик с антенной системой, получающий энергию от солнечной батареи (питание было задублировано от химических источников питания). Для изучения космических лучей дополнительно установлены два прибора с запоминающими устройствами. Из состава аппаратуры были исключены датчики угловых скоростей и уголковые отражатели.

Изменилась конструкция сбрасываемого защитного конуса. Он состоял из трех отдельных частей, разбрасываемых пружинным механизмом после команды на отделение конуса. При этом освобождались антенны, занимающие рабочее положение с помощью специальных устройств.

На поверхности спутника располагались жалюзи системы терморегулирования, состоящие из 16 отдельных секций, открывающих и закрывающих три змеевика-радиатора с помощью четырех электроприводов. На боковой поверхности и верхнем днище располагались по четыре секции солнечной батареи, на нижнем днище — одна секция.

Спутник должен был осуществить от 13,5 до 15 оборотов в сутки вокруг Земли и первые 3 сут производить по шесть или семь непосредственных передач.

Первый пуск ракеты 8А91 с объектом Д состоялся 27 апреля 1958 г. и был неудачным из-за аварии ракеты-носителя. Успешный пуск осуществлен 15 мая 1958 г. Спутник просуществовал до 6 апреля 1960 г. (692 сут), т.е. в 2 раза дольше расчетного времени.

АРКК, № 10796, 23745, 36569.

3 марта 1958 г. от имени Д.Ф. Устинова, Р.Я. Малиновского, П.В. Дементьева, В.Д. Калмыкова, Б.Е. Бутомы, А.Н. Несмеянова, М.В. Келдыша и С.П. Королева были направлены предложения в правительство по разработке трехступенчатой ракеты и космических аппаратов для исследования Луны.

Для реализации предложения по трехступенчатому носителю, получившему позднее название "Восток", требовалось создать новый ракетный блок (блок Е), оснащенный двигателем с удельной тягой на 30-40 ед. большей, чем у имеющихся образцов. Требовалась система управления, способная обеспечить измерение скорости полета до 11 000 м/с с точностью 0,3-0,5 м/с.

Соответствующее Постановление было принято 20 марта 1958 г. В эскизном проекте, который завершили к 1 июля 1958 г., были представлены два варианта ракет. Первый из них, основной, имел III ступень с двигателем ОКБ В.П. Глушко (тяга 10 т, компоненты — кислород + НДМГ), второй — с двигателем совместной разработки ОКБ С. А. Косберга и ОКБ-1 (тяга 5 т, компоненты — кислород + керосин).

ОКБ В.П. Глушко разработать двигатель в заданные сроки не удалось, и был реализован второй вариант III ступени.

Изменения в конструкции ракеты Р-7 при оснащении ее III ступенью были незначительными. Ограничили объем телеметрических измерений, чтобы уменьшить вес I и II ступеней. Радиотехнический отсек перенесли на III ступень, а на верхней крышке кислородного бака II ступени закрепили переходный отсек в виде ферменной конструкции, которая позволяла обеспечивать отвод газов двигателя III ступени, запускаемого до выключения двигателя II ступени. Потребовалась тепловая защита верхнего бака II ступени, выполненная с расчетом на отвод газов в нужном направлении. Такой вариант "горячего" разделения применялся в конструкциях ракет ОКБ-1 впервые.

По весовым показателям и условиям сопряжения с ракетой Р-7 наиболее подходящей из пяти изученных была компоновка с торовыми баками, соединенными между собой цилиндрической вставкой. Сечение баков имело форму окружности. В баке окислителя, большего по объему, были две цилиндрические вставки — по внутреннему и наружному диаметрам.

Для защиты III ступени от набегающего потока предусматривался обтекатель из двух разъемных частей, отделяемый при полете на II ступени.

Старт ракеты с АМС для исследования Луны в условиях, близких к оптимальным, был возможен в один из трех-четырех заранее известных дней каждого месяца. Отклонение от заданной даты более чем на несколько дней влекло за собой необходимость уменьшения полезной нагрузки на десятки килограммов.

Стабилизация III ступени относительно центра масс обеспечивалась по тангажу и рысканию двумя парами жестко закрепленных сопел, по крену — четырьмя поворотными соплами. Рабочим телом для них служил отработанный парогаз турбины. Чтобы осуществить точное измерение скорости, требовалась стабилизация ракетного блока после выключения его двигателя.

Для компенсации возмущений на этом участке, вызванных изменением режима работы турбины, переключались сопла тангажа и рыскания на управление по крену (таков был характер возмущений).

Интенсивное влияние жидкого наполнения баков на стабилизацию III ступени было ограничено с помощью специальных перегородок, которые стали универсальным средством во многих разработках ракетных ОКБ.

Общий вес III ступени составлял 7984 кг, после израсходования рабочего запаса топлива — 1472 кг.

Первый пуск ракеты в сторону Луны состоялся 23 сентября 1958 г. и завершился аварией на 87-й секунде полета. В полете наблюдались продольные колебания конструкции с низкой из-за малой ее упругости частотой, которые передавались через гидравлический тракт в двигательную установку и возбуждали ответные колебания в камере сгорания. Таким образом, возникло резонансное явление, приведшее к разрушению ракеты в полете. Конструктивными мерами (введение устройства, снижающего частоту колебаний в гидравлическом тракте) это явление было устранено, что подтвердил пуск 4 декабря 1958 г. Положительный результат в целом получить не удалось из-за случайной неисправности насоса перекиси на 245-й секунде полета.

Успех пришел 2 января 1959 г. Старт и полет ракеты с АМС "Луна-1" прошли нормально. Впервые, через 731,8 с с момента старта, была достигнута вторая космическая скорость.

АРКК, № 16808, 23769, 23783.

АМС "Луна-1" предназначалась для отработки средств дальней космической связи. Был принят вариант конструкции, позволяющий обеспечить прямое попадание в Луну с промежуточным контролем траектории полета с помощью наземных средств.

АМС состояла из двух сферических тонких полуоболочек, герметически соединенных между собой уплотнительной прокладкой из специальной резины.

АМС крепилась в передней части III ступени ракеты-носителя "Восток" и отделялась с помощью пороховых газов при взрыве четырех пиропатронов по команде, спаренной с командой на выключение двигателя III ступени.

На одной из полуоболочек контейнера монтировались четыре стержня антенн радиопередатчика, работающего на частоте 183,6 МГц. Антенны крепились симметрично относительно полого алюминиевого штыря, на конце которого располагался датчик для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны. До сброса защитного конуса III ступени антенны находились в сложенном состоянии. На этой же полуоболочке располагались две протонные ловушки для обнаружения газового компонента межпланетного вещества и два пьезоэлектрических датчика для излучения метеоритных частиц.

На шпангоуте нижней полуоболочки крепилась приборная рама для монтажа аппаратуры передатчика для радиоконтроля траектории, работающего на частоте 183,6 МГц, блока приемников радиопередатчика, работающего на частоте 19,993 МГц, телеметрического блока для передачи информации о температуре и давлении в контейнере, приборов для изучения газового компонента межпланетного вещества и корпускулярного излучения Солнца, приборов для регистрации тяжелых ядер в первичном космическом излучении, интенсивности и вариации интенсивности космических лучей, фотонов в космическом излучении. Источником энергии служили серебряно-цинковые аккумуляторы.

Контейнер наполнялся газом при давлении 1,3 атм с температурой около 20°С, поддерживаемой путем специальной обработки поверхности оболочки, что обеспечивало ей определенные коэффициенты излучения и отражения. Для обеспечения теплового режима использовался также вентилятор, создающий принудительную циркуляцию газа. Моторы вентилятора были задублированы.

В АМС размещались два вымпела в ознаменование первой космической ракеты. Один из вымпелов представлял собой тонкую металлическую ленту, на одной стороне которой была надпись "Союз Советских Социалистических Республик", а на другой изображен герб Советского Союза и выгравирована надпись "Январь 1959 г." Надписи наносились специальным фотохимическим способом, обеспечивающим их длительную сохранность. Второй вымпел имел сферическую форму. Его поверхность покрывали пятиугольные элементы из специальной нержавеющей стали. На одной стороне каждого элемента была вычеканена надпись "СССР, январь 1959 г.", а на другой — герб Советского Союза и надпись "СССР".

Общий вес АМС с научной аппаратурой составил 361,3 кг.

Первый успешный пуск ракеты-носителя "Восток" с АМС "Луна-1" был осуществлен 2 января 1959 г. Однако программа полета была выполнена не полностью. Из-за неисправности в работе системы радиоуправления выключение двигателя II ступени произошло при скорости, превышающей расчетную. Поэтому III ступень достигла скорости больше второй космической на 175 м/с и не смогла встретиться с Луной. Она пролетела вблизи Луны на расстоянии около 6000 км и вышла на собственную орбиту вокруг Солнца. По расчетным данным, параметры орбиты были такими: наклонение орбиты к плоскости орбиты Земли 10°, эксцентриситет 0,148.

Для подтверждения факта полета космической ракеты 3 февраля 1959 г. с ее борта была выброшена на расстоянии 113 тыс. км от Земли "натриевая комета". Для этого использовалось специальное устройство, установленное на III ступени. Станциями наблюдения в Кисловодске и Абастумани были получены ее фотографии. Яркость оказалась равной примерно 7-й звездной величине.

Измерения параметров движения космической ракеты и получение данных измерений проводились с использованием радиотехнической системы с сетью наземных пунктов:

точный контроль начального участка орбиты осуществлялся в двух пунктах;

измерения наклонной дальности и угловых координат на расстоянии до 500 000 км — на станции в Крыму;

данные телеметрии — в трех пунктах;

дублирование данных телеметрии — в девяти пунктах;

приближенная пеленгация — в 24 пунктах;

измерение параметров "натриевой кометы" — в 14 пунктах.

Для согласования и увязки данных измерений использовалась служба единого времени.

Научная аппаратура функционировала нормально до высот около 500 тыс. км. Впервые была осуществлена радиосвязь на столь большое расстояние. Были отмечены помехи вблизи Луны, затрудняющие дешифровку результатов измерений. В аппаратуре для регистрации тяжелых ядер произошло короткое замыкание. Были получены важные для планов ОКБ-1 по пилотируемым полетам данные по космическим лучам.

Очередной пуск ракеты с АМС, состоявшийся 18 июля 1959 г., закончился аварией, вызванной выходом из строя гирогоризонта.

12 сентября 1959 г. состоялся пуск АМС "Луна-2", позволивший полностью выполнить программу по достижению поверхности Луны. Скорость ракеты в конце участка разгона была выдержана с точностью до нескольких метров в секунду. Отклонение вектора скорости от его расчетных значений не превышало 0,1°. Старт ракеты был осуществлен с отклонением от заданного момента времени менее 1 с.

При всех пусках АМС ее конструкция, состав научной аппаратуры и измерительные средства оставались практически неизменными.

Был увеличен вес натрия для образования искусственного облака. Изменилась конструкция вымпелов, чтобы гарантировать их сохранность при ударе о лунную поверхность (скорость при ударе около 3 км/с). В варианте вымпела с пятиугольными элементами решили гасить скорость с помощью направленного взрыва в момент удара. В варианте вымпела с лентой применили несколько оболочек, заполняемых специальным раствором, куда помещалась лента.

Применили специальную установку для стерилизации АМС и ракеты после удара о поверхность Луны.

АРКК, № 14041, 15071.

АМС "Луна-3" предназначалась для фотографирования обратной стороны Луны. Она представляла собой тонкостенный герметичный цилиндр со сферическими днищами. Максимальный поперечный размер станции 1200 мм, длина 1300 мм (без антенн). Внутри корпуса на раме размещались бортовая аппаратура и химические источники питания. Снаружи устанавливались часть научных приборов, антенны и солнечные батареи. В верхнем днище имелся иллюминатор с крышкой, автоматически открывающейся перед началом фотографирования. На верхнем и нижнем днищах имелись малые иллюминаторы для датчиков солнечной ориентации. На нижнем днище устанавливались управляющие двигатели.

Для поддержания заданного теплового режима внутри станции непрерывно действовала автономная система терморегулирования. Она отводила тепло, выделяемое аппаратурой, через специальную радиационную поверхность. При повышении температуры внутри станции до 25°С специальные жалюзи, установленные снаружи корпуса, открывали радиационную поверхность.

Система энергопитания содержала автономные блоки химических источников тока, обеспечивающих питание кратковременно действующей аппаратуры, а также буферные химические батареи, обслуживающие энергоемкую аппаратуру. Подзарядка батарей осуществлялась за счет солнечных батарей. Последние размещались снаружи корпуса и представляли собой сложный многогранник. Его форма выбрана так, чтобы АМС имела минимальный вес и, что важнее всего, при любом ее положении относительно Солнца батарея давала примерно одинаковую энергию.

Большинство механизмов станции, в частности вентиляционная система, было дублированным.

Система ориентации АМС, включаемая через несколько суток после старта, должна была работать в течение 1 ч с точностью 0,5° относительно направления на центр освещенной части Луны при непосредственной наводке фотоаппарата на Луну. В режиме активной ориентации угловые скорости АМС не должны были превышать 0,15°/с (по всем трем осям). В момент включения системы допускалось произвольное положение АМС, а угловые скорости ограничивались величинами ±10°/с относительно продольной оси и ±20°/с относительно поперечных осей.

Чтобы исключить ошибки, ориентирование АМС осуществлялось сначала на Солнце, а потом на Луну. В связи с этим существовала определенная взаимосвязь между моментом пуска ракеты и моментом включения системы ориентации на Луну. Специальная радиотехническая система обеспечивала определение орбиты АМС, передачу на Землю научной и телеметрической информации, а также передачу с Земли на борт соответствующих управляющих команд, которые дополняли автономные бортовые средства управления.

Запуск АМС, обеспечивший с первой попытки выполнение заданной программы по фотографированию обратной стороны Луны, состоялся 4 октября 1959 г. Система ориентации была включена после сближения с Луной в момент, когда станция находилась в заданном положении относительно Луны и Солнца. Расстояние до Луны составляло 60-70 тыс. км. После необходимых эволюции АМС и поступления сигнала с оптического устройства о "присутствии" Луны включилась система автоматического фотографирования. Система ориентации обеспечивала во время фотографирования непрерывное наведение АМС на Луну. После того как было произведено экспонирование всех кадров, систему ориентации выключили. В момент выключения система сообщила АМС упорядоченное вращение с определенной угловой скоростью, чтобы улучшить ее тепловой режим, но при этом исключалось влияние вращения на функционирование научной аппаратуры.

Траектория АМС была выбрана с таким расчетом, чтобы в момент максимального сближения с Луной станция проходила южнее ее на расстоянии 7900 км от центра. Под влиянием лунного притяжения АМС огибала Луну, фотографировала ее невидимую с Земли сторону и возвращалась со стороны северного полушария. По мере приближения к Земле промежутки времени, на протяжении которых была возможна прямая связь между АМС и пунктами наблюдения, расположенными в северном полушарии Земли, возрастали и с определенного момента стали непрерывными. Фотопленка была проявлена на борту АМС, а снимки переданы на Землю во время сеансов связи.

При возвращении станция не вошла в атмосферу Земли, а, пройдя на расстоянии 47 500 км от ее центра, перешла на вытянутую эллиптическую траекторию и прекратила существование.

АРКК,№31914, 14042.

В 1956 г. в ОКБ-1 приступили к проработкам по пилотируемым космическим полетам. Параллельно исследовались два варианта: суборбитальный полет на баллистической ракете и орбитальный полет. Проработки были завершены к 15 мая 1958 г. Они показали, что первый, наиболее доступный вариант неперспективен.

Для осуществления второго варианта был выбран трехступенчатый носитель 8К72, опробованный при полетах к Луне. Носитель получил такое же название, как и первый пилотируемый космический корабль, — "Восток".

Корабль в окончательном варианте состоял из двух отсеков: приборного, совмещенного с двигательной установкой, и спускаемого аппарата.

Для спуска корабля требовалось включение системы ориентации от бортового программного устройства. Затем в заданной точке орбиты должна включиться тормозная двигательная установка (ТДУ), с помощью которой достигалось снижение скорости корабля на 140 м/с для перехода его на траекторию спуска, после чего от корабля отделялся спускаемый аппарат и продолжал движение по баллистической траектории. Орбита была выбрана таким образом, чтобы в случае отказа ТДУ спуск корабля осуществлялся за счет его естественного торможения в плотных слоях атмосферы и время полета при этом составляло 5±2,5 сут. Выбранная орбита имела высоту перигея 180 км, высоту апогея 235 км, время полета в течение одного витка 1 ч 40 мин. Конструкция и оборудование корабля рассчитывались на полеты продолжительностью до 10 сут. Для целей жизнеобеспечения запас продуктов питания, воды и кислорода предусматривался также на 10 сут.

Для космонавта предусматривался скафандр, обеспечивающий возможность пребывания в разгерметизированной кабине корабля в течение 4 ч и защиту космонавта при катапультировании из гермокабины на высотах до 10 км. Объем гермокабины был равен 5 м³. В ней на орбите должно было поддерживаться давление не выше 850 мм рт. ст., а на участке спуска сбрасываться до 400-460 мм рт.ст. Температура 18±3°С. Максимальная температура на участке спуска при естественном торможении в атмосфере допускалась до 35°С (в течение 2 ч). Регулирование температуры в кабине и управление работой газоанализатора могли производиться космонавтом.

Контроль работы основных бортовых систем, обеспечение спуска с использованием ручного управления, управление радиотелефонной линией, регулирование температуры в кабине и управление работой газоанализатора осуществлялись пилотом с пульта. Намечалась продолжительность полета в номинальном случае в течение одного витка. В случае необходимости продолжительность полета могла быть увеличена до 1 сут.

Система управления кораблем состояла из двух самостоятельных частей: автоматической системы ориентации (АСО) и ручной системы управления (РУ). АСО имела три независимых канала, каждый из которых включал датчики угловых скоростей, блок логики и питание. Выработанные этими каналами сигналы управления попадали в блок коммутации и управления, который пропускал два совпадающих (из трех) сигнала на исполнительные органы. Благодаря такому принципу выход из строя любого элемента каждого из трех каналов не приводил к отказу системы. Сигналы управления поступали на две независимые подсистемы, которые работали одновременно. Все параметры одной пневмосистемы выбирались так, чтобы были достаточными для выполнения всех задач, возложенных на систему ориентации. Вышедшая из строя пневмосистема автоматически отключалась. При нормальной работе системы имеющегося запаса рабочего газа было достаточно для выполнения двух полных циклов ориентации.

Включение тормозной двигательной установки блокировалось датчиками "наличия Солнца", имеющими малый угол зрения. Если ориентация не осуществилась, включение ТДУ не производилось. Включение и выключение АСО могли производиться неоднократно.

Система ручного управления имела свой источник питания, а также чувствительные элементы и запас рабочего тела. Наиболее важные элементы были задублированы. Имевшегося запаса воздуха было достаточно для ориентирования корабля и поддержания ориентированного положения в течение 3 ч. При выходе из строя АСО космонавт мог осуществить ориентацию корабля по Солнцу с помощью оптического ориентира и системы ручного управления.

Через 52 с от начала работы ТДУ производилось разделение спускаемого аппарата и приборного отсека с относительной скоростью 0,7 м/с, и отделившийся аппарат тормозился в плотных слоях атмосферы.

На номинальной траектории спуска максимальная перегрузка могла составлять 9 ед. На высоте 7 км при скорости около 200 м/с сбрасывался основной люк и производилось катапультирование кресла. После этого вводился в действие парашют, обеспечивающий частичное гашение скорости кресла с космонавтом. На высоте 4 км вступал в действие основной парашют, космонавт отделялся от кресла и, снабженный неприкосновенным аварийным запасом (НАЗ), приземлялся со скоростью 5-6 м/с.

При снижении аппарата до высоты 4 км сбрасывалась крышка парашютного люка и вводилась парашютная система, на которой аппарат снижался со скоростью 10 м/с. В случае если катапультирование кресла не произошло, космонавт имел возможность приземлиться в спускаемом аппарате. После раскрытия парашютов спускаемого аппарата и кресла включались пеленгационные устройства для облегчения поисковых работ.

Предусматривались два варианта спасения космонавта в случае аварии носителя на участке выведения на орбиту. При аварии до 40-й секунды полета спускаемый аппарат отделяется от ракеты-носителя и далее спускается в штатном режиме. При аварии в конце участка выведения, когда достигается скорость, близкая к орбитальной, производится отделение всего корабля от носителя. При вхождении в атмосферу срабатывают температурные датчики системы аварийного разделения, и аппарат отделяется от приборного отсека. Далее система приземления срабатывает в штатном режиме, но максимальная перегрузка может достигать 21 ед.

Переход к производству космического корабля обозначил коренные изменения в обеспечении качества каждого элемента конструкции. Ввели специальный гриф "Для Востока" или "Для 3КА", который служил сигналом особого внимания.

Параллельно с основным вариантом корабля в ОКБ-1 с участием ряда организаций исследовался так называемый роторный способ посадки, обладающий по сравнению с парашютным рядом преимуществ: возможностью маневра при выборе места посадки, возможностью уменьшения вертикальной скорости в момент касания поверхности, независимостью посадочных характеристик от атмосферных условий.

В ОКБ-1 также велись работы по использованию планирующего спуска с орбиты.

К маю 1959 г. была готова серия космических кораблей "Восток-Б" для экспериментальных целей без участия космонавта.

Первый пуск пилотируемого корабля "Восток" с Ю.А. Гагариным на борту был произведен 12 апреля 1961 г. Вес корабля составлял 4725 кг. Старт и выход носителя на режим, все операции по спуску корабля с орбиты и приземлению космонавта и аппарата прошли без замечаний.

После полетов на первых двух кораблях "Восток" по замечаниям космонавтов были доработаны кресло пилота, скафандр, блок регулирования давления в кабине, содержание НАЗ.

Для обеспечения групповых полетов по два корабля были изменены рабочие частоты радиоконтроля орбиты, командной радиолинии, телеметрических систем и передатчика одного из пары кораблей для обеспечения возможности одновременной работы наземных средств с двумя кораблями и связи между двумя космонавтами.

В 1963 г. была завершена намеченная программа пилотируемых космических полетов на кораблях "Восток". Осуществлены пуски шести кораблей с общим налетом 383 ч.

Следующая серия кораблей "Восток" намечалась для осуществления полетов с животными на орбитах высотой 1000-1200 км и продолжительностью до 10 сут. Был предусмотрен пороховой двигатель в качестве дублирующего ТДУ, что освобождало от необходимости выбирать ограниченные по высоте орбиты.

Безопасность пилотируемых полетов повышалась за счет применения ионных датчиков, что позволяло в случае необходимости осуществлять ручное управление в любое время суток в отличие от системы с солнечным датчиком. Вводилась система мягкой посадки в виде дополнительного реактивного устройства, ограничивающего скорость приземления до 2 м/с. В этом случае катапультирование использовалось только как средство аварийного спасения космонавта. Однако по решению директивных органов намеченная программа была изменена. "Восток" новой серии переоборудовали в корабли "Восход" и "Восход-2".

АРКК, № 21509, 22684, 22874, 26682, 27440, 27467, 27470, 27679, 31913, 31928.

Спутники-разведчики были созданы на базе корабля "Восток" и имели унифицированную конструкцию, которая позволяла устанавливать различную аппаратуру:

в разведывательном варианте "Восток-2" и "Восток-4";

в варианте, предназначенном для полета человека.

Унифицированная конструкция корабля "Восток" разрабатывалась с учетом результатов пусков беспилотных вариантов корабля "Восток-1".

"Восток-2" предназначался для ведения разведки радиолокационных станций дальнего действия ПРО, предварительной разведки военных и промышленных объектов и определения их координат.

Основные характеристики корабля "Восток-2":

   

Вес, кг объекта спускаемого аппарата Номинальная высота орбиты, км Продолжительность полета, сут

4700 2100 300 8

В перспективе предполагалось довести продолжительность полета до 15-20 сут.

Суточная программа работы аппаратуры, переданная с Земли на борт по радиолинии, запоминалась в устройстве, которое в соответствующий момент времени выдавало необходимые команды, обеспечивая до 25 фотографий в сутки.

"Восток-4" предназначался для ведения разведки военных и промышленных объектов с помощью длиннофокусного фотоаппарата, а также разведки радиолокационных станций ПРО в широком диапазоне длин волн.

Продолжительность полета составляла 10 сут (в перспективе планировалось доведение до 20-25 сут).

АРКК, д. 3123, л. 94; № 23817, 28214.

Корабль "Восход" создавался на основе корабля "Восток" из серии, предназначенной для полетов животных на орбитах высотой 1000-1200 км. Экипаж нового корабля состоял из трех человек, поэтому вместо одного катапультируемого кресла установили три стационарных, снабженных амортизацией.

Чтобы высвободить пространство для кресел, отказались от части аппаратуры для научных и медицинских исследований. Время пребывания на орбите сокращалось до 1 сут. Несмотря на наличие на корабле "Восход" дублирующей ТДУ, применили вариант эллиптической орбиты с высотой апогея 230—240 км и высотой перигея 180-185 км, что обеспечивало торможение в атмосфере.

Опыт надежной герметичности при многократных полетах кораблей "Восток" и автоматических аппаратов такого же типа позволял впервые в практике космических полетов отказаться от скафандров для космонавтов.

Высокая надежность носителя, подтвержденная многолетней эксплуатацией, позволила обойтись без специальных мер по спасению экипажа в течение первых 40-50 с полета.

Большое значение для дальнейшего развития космических исследований имело решение о включении в состав экипажа корабля "Восход" гражданских лиц — ученого и медика.

Наметили проведение физико-технических наблюдений: изучение поведения жидкости в условиях невесомости, оценка возможности и удобства поиска звезд, ориентации по звездам и др., контроль и анализ работы бортовой аппаратуры, киносъемка, оценка условий работы, ведение бортового журнала, выполнение обязанностей вахтенного.

Проверка аппаратуры корабля "Восход" в летных условиях с животными на борту, как намечалось, не проводилась, ограничились проверкой в наземных условиях.

Пилотируемый полет корабля "Восход" состоялся 12 октября 1964 г. и завершился успешно.

АРКК, № 16808.

На первых двух кораблях "Восток" серии 1963-1964 гг. намечались полеты животных продолжительностью до 10 сут по орбите с высотой апогея до 1000 км. На последующих двух кораблях после изучения радиационной обстановки предполагалось осуществить "выход" животного в космос, чтобы получить данные по отработке элементов скафандра, предназначенного для выхода человека в космос, а также провести наблюдения за поведением животного в условиях космического пространства и медико-биологические исследования, связанные с воздействием на животного космической радиации и других факторов полета во время его пребывания вне корабля.

По решению директивных органов эти планы были пересмотрены. 16 марта 1964 г. в ОКБ-1 подготовили проект постановления по созданию в 1965 г. корабля "Восход-2" для осуществления выхода космонавта в открытый космос.

Новый корабль создавался на базе корабля "Восход". Экипаж корабля состоял из двух человек. Выход космонавта в космос и последующее его возвращение в корабль осуществлялись методом шлюзования. Полет в корабле и выход в космос осуществлялись в скафандрах. Для перехода космонавта в шлюз и возвращения его обратно предусматривался специальный люк-лаз с герметичной крышкой, открывающейся внутрь аппарата. Для выхода космонавта из шлюза в космическое пространство служил люк-лаз в верхней части шлюза с герметичной крышкой, также открывающейся внутрь шлюза. Схему посадки и систему аварийного спасения приняли такими же, как на корабле "Восход". Дополнительно предусматривался отстрел шлюза.

Вес корабля составил 5685 кг, продолжительность полета 1 сут, выход в космическое пространство в конце первого - начале второго витка, максимальное удаление от корабля (на фале) 5 м, время пребывания космонавта вне корабля 10-15 мин.

Конструкция шлюза позволяла складывать его, как гармошку, для размещения под обтекателем на участке выведения. Он состоял из средней надувной части, выполненной из двух прорезиненных герметичных оболочек, разделенных на 40 надувных элементов, и жестких верхней и нижней частей. Для обеспечения надежности надувные элементы группировались в три независимые секции и при наполнении воздухом образовывали каркас шлюза. После выведения корабля на орбиту надувной каркас наполнялся воздухом и шлюз занимал рабочее положение. После завершения программы выхода шлюз отделялся от корабля. Предусматривалась аварийная система отделения шлюза при помощи пирошнура, дублирующая основную систему отделения. Для обеспечения теплового режима шлюза его внешняя поверхность покрывалась экранно-вакуумной изоляцией. Наружный диаметр шлюза 1200 мм, внутренний 1000 мм, высота в раскрытом положении 2500 мм.

Для наблюдения за вышедшим космонавтом использовались телевизионные камеры, установленные снаружи. Передача изображения осуществлялась на экран корабля и на наземные приемные пункты. Для этой цели непосредственно перед выходом космонавта корабль ориентировался так, чтобы Солнце освещало шлюз. Эту операцию выполнял командир корабля с помощью системы ручного управления. Предусматривалась также киносъемка во время прохождения космонавтом шлюза по пути на выход, на обратном пути и во время пребывания его за пределами корабля.

Во время операции по выходу из корабля предусматривался непрерывный контроль пульса и частоты дыхания космонавта, а также давления в скафандре, давления в шлюзе, ранце, системах вентиляции и кислородного питания с выводом показаний на пульт командира корабля. В процессе выхода между членами экипажа поддерживалась непрерывная телефонная связь.

Для наземной тренировки космонавта и отработки способов и методики аварийного спасения во время операции выхода в космос служили испытания на самолете Ту-104 с имитацией невесомости. Использовали для этих целей специальный макет в виде натурного шлюза и фрагмента спускаемого аппарата с креслами, натурным люком-лазом и имитацией компоновки.

Проводились испытания в термобарокамере для проверки в условиях вакуума систем, обеспечивающих шлюзование и жизнеобеспечение экипажа корабля "Восход-2", получения данных о реальном протекании процессов наддува шлюза, перепуска воздуха из спускаемого аппарата в шлюз, сброса давления из шлюза. Для таких экспериментов предназначался натурный аппарат со шлюзом. Макеты для испытаний на Ту-104 и в термобарокамере предназначались также для тренировки экипажа корабля в условиях, близких к реальным.

Экспериментальные работы, проведенные перед пуском корабля, позволили убедиться в работоспособности всех систем и отказаться от намечаемого беспилотного полета корабля.

Пуск корабля "Восход-2" состоялся 18 марта 1965 г. с экипажем в составе командира корабля П.И. Беляева и второго пилота А.А. Леонова. На втором витке, при полете корабля над территорией СССР, был впервые в мире осуществлен выход человека в космос. Время с момента открытия люка шлюза до момента его закрытия составило 16 мин, в том числе 10 мин пребывания космонавта вне корабля.

Через сутки полета во время сеанса связи на 16-м витке была выдана команда на спуск. В связи с неполадками в системе солнечной ориентации штатный запуск ТДУ не удался, и посадку осуществили на 17-м витке с использованием системы ручного управления. В связи с нерасчетными значениями возмущений по крену во время работы ТДУ аппарат приземлился с большим отклонением от намеченного района посадки.

Еще до пуска корабля "Восход-2", к 5 февраля 1965 г., были подготовлены исходные данные для разработки новой серии из шести кораблей "Восход". Предусматривался продолжительный (до 5-10 сут) полет до выхода в космос. Для проведения такого эксперимента в июне 1965 г. намечался контрольный полет без экипажа в течение 15 сут. По истечении этого срока предлагалось продлить полет без экипажа еще на 15 сут, чтобы получить данные о фактическом ресурсе аппаратуры, систем и устройств корабля.

На следующем корабле намечался полет с экипажем из двух человек длительностью до 15 сут для проведения физико-технических исследований со сроком запуска август-сентябрь 1965 г.

Еще один корабль предназначался для длительного (до 15 сут) полета двух космонавтов с целью проведения медико-биологических исследований. В этом эксперименте предполагалось испытать систему искусственной тяжести, соответствующей условиям тяготения на поверхности Луны. Намечалось включение этой системы 2-3 раза по 2-3 сут в течение полета. Назывался приблизительный срок проведения эксперимента — I квартал 1966 г.

Только после проведения такой подготовительной работы намечались пуски следующих двух кораблей для накопления опыта по выходу в открытый космос. Предполагалось осуществить многократный выход космонавта, удлинить время пребывания вне корабля до нескольких часов, проверить возможность выполнения в этих условиях несложных работ и т.д. Высказывалось даже намерение осуществить удаление космонавта от корабля на значительное расстояние.

В связи с форсированием работ по теме "Союз", посвященной отработке стыковки на орбите, нашли целесообразным перенести задачу по выходу в космос на новый корабль, который должен был в перспективе стать унифицированным средством для решения разнообразных исследовательских задач. С.П. Королев обратился по этому поводу 26 октября 1965 г. в МОМ и изложил соответствующие предложения.

АРКК, №21547, 21548.