В ОКБ-1 приступили к подготовке эксперимента для исследования радиационных поясов Земли в 1960 г. Было решено осуществить запуск одной ракетой двух специальных спутников, орбиты которых охватывали бы верхнюю и нижнюю границы радиационного пояса. Такой подход позволял углубить и расширить программу исследований, которая не дублировала американские данные, полученные ранее. Наклонение орбит в американском эксперименте к тому же имело существенное отличие: 30° против 60° в намечаемой ОКБ-1 программе.

Работы по проекту "Электрон" выполнялись на основании двух Постановлений — от 9 мая 1960 г. и 13 мая 1961 г. Подготовку программы научных экспериментов и ее материальное обеспечение взял на себя Междуведомственный научно-технический совет по космическим исследованиям при АН СССР, возглавлявшийся М.В. Келдышем.

2 июля 1960 г. в ОКБ-1 были готовы исходные данные для разработки спутников, получивших название "Электрон-1" (Э-1) и "Электрон-2" (Э-2), и доработки трехступенчатой ракеты-носителя. Спутник Э-1 нужно было вывести на орбиту с перигеем 425 км и апогеем около 6000 км. Его вес 350 кг. Для Э-2 требовалась орбита с перигеем 450 км и апогеем 60 тыс. км при весе 460 кг. Э-1 помещался в трубе, расположенной перпендикулярно продольной оси ракеты, и выстреливался с помощью порохового двигателя тягой 3350 кг и временем работы 12-15 мс на активном участке III ступени. Отделение Э-2 предусматривалось по стандартной схеме после достижения III ступенью заданной скорости.

Корпус Э-1 состоял из двух полуоболочек радиусом 325 мм, соединенных между собой цилиндрической вставкой высотой 650 мм. Кольцо переднего днища предназначалось для установки датчиков научной аппаратуры, центральный фланец переднего днища — для крепления механизма расчековки солнечных батарей и антенн. К шпангоуту цилиндрической вставки крепились четыре направляющие. Два штифта в нижней направляющей предотвращали

59/поворот спутника при его движении по трубе в процессе отделения. На цилиндрической вставке устанавливались вращающиеся жалюзи барабанного типа. Заднее днище служило для установки порохового двигателя, штепсельных разъемов, привода жалюзи, антенн и масс-спектрометров. Блоки бортовой аппаратуры компоновались внутри герметичного корпуса на раме и панели.

Корпус Э-2 состоял из двух полуоболочек радиусом 400 мм, соединенных цилиндрической вставкой высотой 850 мм. Каждая свободная поверхность Э-2 была оклеена солнечными батареями.

Солнечные батареи на Э-1 состояли из шести откидывающихся на штангах лопастей, оклеенных элементами с двух сторон. На активном участке лопасти складывались в 12-гранную поверхность в два ряда. В открытом положении они располагались так, что их большие плоскости соответствовали шести взаимно перпендикулярным граням куба.

Положение спутников Э-1 и Э-2 в пространстве фиксировалось с помощью солнечных датчиков.

Не все витки орбит проходили над территорией СССР, поэтому в телеметрических системах были запоминающие устройства, которые после окончания пауз транслировали информацию на Землю.

Для управления бортовыми системами спутников служили командная радиолиния (КРЛ), обеспечивающая передачу 20 команд одновременно, и программно-временные устройства. Запоминающее устройство осуществляло запись информации в двух режимах: при использовании полного объема памяти за 20 ч с записью циклами по 10 с через каждые 2 мин или со скважностью 7 мин, что позволяло увеличить время запоминания. Последний из режимов -для витков, не проходящих над территорией СССР. Для определения координат Э-1 на орбите предназначался когерентный радиопередатчик, Э-2 — специальная система радиоконтроля.

Первый пуск спутников состоялся 30 января 1964 г.

Основные параметры орбит системы спутников "Электрон":

	Э-1		Э-2
	расчетные	фактические	расчетные	фактические
Высота, км перигея апогея Период обращения	400 7000 2 ч 48 мин	406,2 7130 2 ч 49 мин 19 с	450 66 000 21 ч 47 мин	447,2 68 006 22 ч 36 мин 24 с

В полете вся аппаратура работала нормально. Выявлено отрицательное влияние радиационных поясов на солнечные батареи, существенно большее расчетного. На Э-1 они обеспечили питанием аппаратуру в течение 2 мес — до 27 марта 1964 г. (485 витков), на Э-2 — в течение 5 мес — до 30 июля 1964 г. (164 витка).

К следующему пуску, который нужно было проводить с минимальной задержкой для непрерывности наблюдений, приняли меры к повышению характеристик солнечных батарей и снижению потребления тока в дежурном режиме.

Второй пуск системы "Электрон" со спутниками Э-3 (аналог Э-1) и Э-4 (аналог Э-2) состоялся 11 июля 1964 г.

Сводные данные по системе спутников "Электрон":

Время существования, сут расчетное фактическое Число сеансов связи Число команд, переданных по КРЛ

Э-1 75 57 60 225

Э-2 150 152 68 400

Э-3 75 186 164 773

Э-4 150 256 118 670

На основании полученных данных с учетом имевшейся информации НИИ ядерной физики МГУ составил "модель космического пространства", позволяющую надежно оценивать радиационную опасность при полетах пилотируемых и автоматических аппаратов и разрабатывать меры радиационной защиты.

В июне 1965 г. состоялась I Всесоюзная конференция по физике космического пространства, где подводились итоги работ СССР в этой области. Было сделано 24 доклада, большая часть из них — по экспериментальным данным системы "Электрон".

АРКК, д. 2014, л. 12; № 14105, 20398.

Эскизный проект ракет разрабатывался на основании Постановления от 30 июня 1958 г.

Перед началом опытно-конструкторских работ в ОКБ-456, ОКБ-670, НИИ-1, лаборатории "В" были проведены исследования, которые показали преимущества ядерного ракетного двигателя (ЯРД) по схеме А (прямой нагрев рабочего тела в реакторе и выброс тела через сопловую часть) перед ЯРД по схеме Б (предварительный нагрев компонентов топлива в реакторе и последующее их сжигание в камере сгорания). На этом основании для разработки ракет с ЯРД приняли двигатель по схеме А.

Было показано, что наиболее рационально применение таких ракет для выполнения космических задач. Причем выведение полезного груза на орбиту ИСЗ целесообразно решать с помощью комбинированной ракеты, у которой на I ступени используется ЖРД, а на последующей — ЯРД (ядерно-химическая ракета — ЯХР-II). Было также показано, что баллистическую ракету надо делать в одноступенчатом варианте (ЯР-I). Для обоих вариантов принимался один и тот же ЯРД с тягой 140 т и отличием только в сопловой части. Для баллистического варианта — ЯР-I — величина полезного груза принималась, как у ракеты Р-9 (см. ниже).

Основной предпосылкой для разработки ракеты ЯХР-II считалась возможность за счет мощности ЯРД, значительно превосходящей мощность ЖРД, решать задачи по изучению космоса, недоступные существующим ракетам на химическом топливе. Для I ступени нужно было также использовать ЖРД с улучшенными характеристиками, имеющими при этом реальную базу для производства.

I ступень ракеты ЯХР-II проектировалась в блочном варианте с габаритами отдельных блоков, допускающими транспортировку по всем дорогам страны. Принципиальная схема старта ракеты принималась аналогичной схеме старта ракеты Р-7. При выбранных характеристиках ракета ЯХР-II обеспечивала вторую космическую скорость.

В качестве рабочего тела ЯРД использовался аммиак (ОКБ-456) или аммиак + спиртовая смесь (ОКБ-670). Габариты для обоих вариантов двигателей принимались одинаковыми.

Ракета ЯХР-II имела стартовый вес 850-880 т и могла выводить на орбиту высотой 300 км груз 35-40 т. При необходимости ракета могла использоваться для переброски такого груза на практически неограниченные расстояния.

Ракета ЯР-I с двигателем ОКБ-456 могла обеспечить переброску боевого заряда на дальность 14 тыс. км при начальном весе 87 т и весе заряда 2,6 т, с двигателем ОКБ-670 — соответственно при весе 100 т и весе заряда 4 т.

I ступень ракеты ЯХР-II выполнялась по "пакетной" схеме из шести блоков, расположенных вокруг центрального блока, который являлся II ступенью ракеты. Внешние формы "пакета" с целью упрощения технологии изготовления принимались без криволинейных обводов. По внутренней компоновке каждый боковой блок был аналогичен таковому обычной одноступенчатой ракеты с передним расположением баков окислителя.

Внутренняя компоновка центрального блока ракеты ЯХР-П характеризовалась отсутствием корпуса хвостового отсека и наличием трех последовательно расположенных емкостей рабочего тела ЯРД, представляющих собой сообщающиеся сосуды.

Для управления и стабилизации I ступени служили двигатели боковых блоков. Управление II ступени осуществлялось или основным двигателем, закрепленным в кардановом подвесе (вариант ОКБ-456), или газовыми рулями (вариант ОКБ-670). Для управления по крену в обоих вариантах использовались специальные сопла.

Двигатели всех блоков запускались на земле. Запуск — ступенчатый. Промежуточная ступень ЯРД в отличие от промежуточной ступени ЖРД характеризовалась так называемым физическим пуском, при котором происходило наращивание мощности реактора с 0 до 0,1% без расхода рабочего тела, т.е. без создания тяги. Выход ЯРД на главную ступень (с созданием тяги) происходил за несколько секунд до отделения боковых блоков. Отделение боковых блоков осуществлялось по схеме, принятой для ракеты Р-7.

Корпус ракеты ЯР-I состоял из емкости рабочего тела ЯРД и приборного отсека. Корпус хвостового отсека отсутствовал. В новой части к корпусу ракеты пристыковывалась головная часть. Управление по курсу и тангажу осуществлялось с помощью качания основного двигателя в кардановой раме, управление по крену — двумя специальными соплами. Крепление ЯРД к корпусу ракеты было таким же, как центрального блока ЯХР-II. В конструкции были предусмотрены шесть опорных пят для установки ракеты на стартовое устройство.

Эскизный проект ракет ЯХР-II и ЯР-I был завершен 30 декабря 1959 г. В проекте сделан вывод о нецелесообразности разработки ракеты ЯР-I.

9 сентября 1960 г. было подготовлено дополнение к эскизному проекту, в котором учтены новые данные о возможности использования водорода в качестве рабочего тела для ЯРД.

АРКК, № 12198, 12203, 12216, 23757.

18 апреля 1958 г. главные конструкторы направили в правительство предложение о разработке новой МБР Р-9 с двигателем на компонентах кислород + керосин и начальным весом 100 т. Из МО 2 марта 1959 г. было получено согласие на разработку с указанием срока сдачи ракеты на вооружение в 1961 г. После дополнительных проработок ОКБ-1 7 марта 1959 г. вышло с предложением создать на базе ракеты Р-9 второй вариант ракеты — Р-9В, присвоив исходному варианту индекс Р-9А. Особенностью варианта Р-9В было использование для I ступени связки четырех двигателей по 40 т, изготовленных в ОКБ А.М. Исаева (компоненты: керосин + азотная кислота).

При создании ракеты Р-9В предполагалась кооперация с ОКБ М.К. Янгеля для совместной разработки эскизного проекта, а далее раздельная работа каждого ОКБ по своей специализации: А.М. Исаев разрабатывает двигатели, М.К. Янгель — конструкцию ракеты и осуществляет общую компоновку. Предложение по ракете Р-9В принято не было. Вариант Р-9А сохранил индекс Р-9.

При разработке ракеты боевого назначения необходимо было обеспечить простоту ее изготовления, особую надежность ракеты и всех ее агрегатов, повышенные эксплуатационные качества и максимальную мобильность. Мобильность обеспечивалась минимальным временем осуществления пуска, а также максимальным временем пребывания ракеты в полной боевой готовности ("готовности № 1"), что, в свою очередь, облегчалось возможностью хранить ракету в заправленном состоянии длительное время.

Для кислородной ракеты длительное хранение в заправленном виде было практически исключено из-за утечки кислорода. Требовались иные подходы для обеспечения "готовности № 1", в первую очередь решение проблемы транспортировки и хранения кислорода. Положительные итоги работ по этим проблемам позволили добиться получения заказа на ракету Р-9. В Постановлении, принятом 13 мая 1959 г., специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород.

С учетом специфики эксплуатации кислородной ракеты следовало добиться, чтобы все системы и агрегаты позволяли обеспечить срок нахождения ракеты в "готовности № 1" в течение года при условии проведения (без снятия со старта) периодических регламентных работ. Нужно было также добиться, чтобы время заправки ракеты составляло примерно половину времени, требуемого на подготовку ракеты к пуску, исключив таким образом необходимость длительного хранения в заправленном состоянии.

Габариты ракеты нужно было выбрать так, чтобы обеспечить транспортировку полностью собранной ракеты любым видом транспорта, включая воздушный.

В ходе эскизного проектирования были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты. Выбрали двухступенчатую схему с поперечным делением, обеспечивающую требуемые тактико-технические характеристики при максимально возможной простоте и мобильности. Были предусмотрены специальные меры для получения минимального веса конструкции. Это достигалось, в частности, выбором переднего расположения бака окислителя блока А, сферической формой бака окислителя блока Б, выбором оптимального давления в топливных баках, сбросом переходного отсека после разделения. Габариты ракеты были выбраны так, чтобы обеспечивалась транспортировка полностью собранной ракеты в одном железнодорожном вагоне.

Нужные для устойчивости полета ракеты аэродинамические характеристики и центровка обеспечивались передним расположением бака окислителя блока А, применением стабилизаторов на блоке А и аэродинамических щитков на блоке Б. На корпусе хвостового отсека блока А по плоскостям стабилизации устанавливались обтекатели для защиты от воздействия воздушного потока выступающих частей сопел камер сгорания и стабилизаторов, каждый из которых состоял из двух частей: пилона, жестко связанного с корпусом, и консоли, крепящейся к пилону. Для обеспечения условий транспортировки консоли сделаны съемными.

Разделение ступеней осуществлялось по схеме, принятой и успешно используемой для ракеты-носителя "Восток". Предусматривались силовая открытая рама, отнесенная к блоку А, и переходный отсек, состоящий из трех разъемных створок, который до разделения выполнял функции хвостового отсека блока Б, а после разделения сбрасывался.

Двигательная установка разрабатывалась с обеспечением дистанционного управления, скоростной заправки баков, условий для пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, полной автоматизации подготовки и осуществления запуска по сигналу окончания заправки баков компонентами или вручную от кнопки.

Для блока А была выбрана 4-камерная двигательная установка с единым ТНА, расположенным между камерами. При этом камеры сгорания, ТНА, газогенератор и другие элементы двигателя вместе с рамой объединялись в единый технологический агрегат.

На блоке А управление ракетой осуществлялось поворотом основных камер сгорания, на блоке Б — специальными соплами с использованием газов наддува баков.

Основные характеристики двигателей ракеты Р-9:

Тяга, т у земли в пустоте управляющих сопел Удельная тяга у земли в пустоте

I ступень 141,24 162,73 - 270,4 311,4

II ступень - 30,5 0,5 - 330

Основные параметры ракеты Р-9:

Длина, м Диаметр, м Начальный вес, т Весовое соотношение ступеней (II/I) Начальное отношение веса к тяге на I ступени на II ступени

24 2,68 100 0,23 0,57 0,6

Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без необходимости открывать люки. Заправка блоков А и Б производилась на пусковом столе. На блоке А магистрали и кабели обслуживания были проложены непосредственно по борту ракеты и выведены посредством разъемных колодок и штекеров на срез обтекателей камер сгорания.

Для блока Б связь бортовых коммуникаций с наземным оборудованием осуществлялась через желоб бортовых коммуникаций (ЖБК), представляющий собой мачту облегченного типа одноразового действия и являющийся принадлежностью ракеты. При установке ракеты на пусковой стол нижний конец ЖБК крепился шарнирно к поворотной части стола. Нарушение связи между коммуникациями ракеты и ЖБК и отброс ЖБК производились до старта ракеты.

При запуске ракеты последующие команды выдавались после завершения предыдущих операций. При этом длительность отдельных операций подвергалась временному контролю. В случае неправильного протекания процесса запуска двигательная установка автоматически выключалась. Все испытания и проверки ракеты в процессе подготовки к пуску осуществлялись без вскрытия люков и доступа обслуживающего персонала к агрегатам или приборам ракеты. Предстартовые проверки ракеты и комплекса систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени.

На ракете Р-9 обеспечивалась взаимозаменяемость всех стыкуемых основных отсеков и агрегатов. При общей сборке использовались оправдавший себя опыт горизонтальной сборки, принятый для ракеты Р-7, и контроль соосности по реперным точкам на специальном стенде.

Таким образом, конструктивные особенности ракеты и принятая технология изготовления позволяли без существенной переделки оборудования цехов завода быстро и даже параллельно вести освоение и переход к серийному выпуску новой ракеты.

К моменту завершения в октябре 1959 г. эскизного проекта ракеты Р-9, помимо расчетных и конструкторских работ, были согласованы и выданы задания всем смежным организациям, выпущен комплект рабочих чертежей ракеты, изготовлена технологическая оснастка и начато изготовление отдельных агрегатов ракеты.

Ракета Р-9 была оснащена двумя двигателями: на блоке А — двигатель, разработанный по традиционной схеме в ОКБ В.П. Глушко, и на блоке Б — двигатель нового типа, разработанный в ОКБ С. А. Косберга.

В эскизном проекте была рассмотрена возможность дальнейшего совершенствования характеристик ракеты Р-9 — замена двигателя блока А новым, с улучшенными характеристиками, разработанным в ОКБ Н.Д. Кузнецова. Ракета с новым двигателем получила индекс Р-9М.

Определенные трудности создания ракеты Р-9М состояли в том, что требовалось различное соотношение компонентов топлива для разных двигателей: 2,7 для усовершенствованного вместо 2,2-2,4, принятого для ракеты Р-9. Это обстоятельство приводило к необходимости перераспределения объемов баков окислителя и горючего. Если же баки оставались одинаковыми для обоих вариантов ракеты, то на ракете Р-9М оказывались недоиспользованные объемы баков горючего, что снижало величину прироста дальности этой ракеты.

Анализ показал, что в случае применения на блоке А нового двигателя при сохранении габаритов, начального веса ракеты и переделке баков предельная дальность увеличивается на 2700 км. При сохранении же заданных дальности и веса головной части в этом варианте можно уменьшить начальный вес ракеты на 13т. Прирост дальности при использовании нового двигателя и неизменной конструкции ракеты получается также весьма значительным — 2000 км. Поэтому был сделан вывод о допустимости использования конструкции ракеты Р-9 в сочетании с новым двигателем. В случае успешной разработки нового двигателя это позволяло вести работы по ракетам Р-9 и Р-9М параллельно.

Однако ОКБ Н.Д. Кузнецова не имело возможности организовать планомерную работу по новому двигателю из-за отсутствия экспериментальной базы. В то же время В.П. Глушко сумел, в обход постановления правительства по ракете Р-9, добиться решения оставить для этой ракеты в качестве единственного варианта разрабатываемый им двигатель, что привело к прекращению работ по Р-9М.

Для расширения тактических возможностей ракет Р-9 в ОКБ-1 прорабатывался вариант конструкции с экранно-вакуумной изоляцией на кислородном баке с целью обеспечить длительное хранение ракеты в заправленном состоянии (ракета 8К77). Этот вариант развития не получил.

Отработка ракеты Р-9 затянулась до февраля 1964 г. Правда, кроме аварийных пусков, связанных с недостатками двигателя I ступени 8Д716, были и другие причины: недоработки в системе управления и в двигателе II ступени, но последние имели локальный характер.

Первый этап летных испытаний ракеты Р-9 предназначался для выявления недоработок в конструкции ракеты и ее агрегатов и внесения соответствующих усовершенствований. На этом этапе (с апреля 1961 г. по февраль 1963 г.) был проведен 31 пуск, в том числе 15 были аварийными. На втором этапе (с февраля 1963 г. по февраль 1964 г.) провели 23 пуска, из них 7 были аварийными. В 18 случаях аварийных исходов из 22 однозначно установили причины, в четырех случаях указаны наиболее вероятные из них. Так, было установлено, что причиной пяти аварийных пусков были высокочастотные пульсации давления в камере сгорания двигателя 8Д716. Для устранения этих недостатков потребовались изменения в конструкции камеры сгорания и ее стендовая отработка, а также изменения в схеме запуска двигателя.

По итогам полного цикла летных испытаний Государственная комиссия сделала вывод о целесообразности принятия ракеты Р-9 на вооружение.

АРКК, д. 1926, л. 109; д. 2011, л. 1, 7, 12, 108, 140; № 12197, 13924, 16733, 16807, 23783.

В ОКБ-1 были проведены проектно-исследовательские и экспериментально-конструкторские работы, которые подтвердили возможность и целесообразность создания МР на базе ракет 8К77 и 8К74. Такая ракета могла быть использована в качестве:

боевой глобальной ракеты с неограниченной дальностью стрельбы;

боевой баллистической ракеты с повышенной эффективностью заряда и точностью стрельбы;

ракеты-носителя для запуска боевых и разведывательных спутников;

ракеты-противоспутника для поражения спутников противника;

исследовательской ракеты для запусков различных космических объектов.

МР на базе ракеты 8К77 — трехступенчатая баллистическая ракета с поперечным делением ступеней и с повторным запуском двигателя III ступени (ракета 8К713). При ее разработке особое внимание было обращено на максимальное использование материальной части ранее отработанных ракет, что позволяло создать МР в сжатые сроки с минимальными затратами.

В то же время при разработке МР потребовалось заново создать полезные нагрузки и целый ряд новых систем, устройств и радиотехнических средств, связанных с особенностями работы МР, и в частности:

двигатель повторного запуска III ступени и устройства для осуществления повторного запуска;

аппаратуру системы управления и ориентации боевой части;

комплекс бортовых и наземных радиотехнических средств, обеспечивающих коррекцию движения боевой части на пассивном участке, и др.

Характерной особенностью МР являлся повторный запуск двигателя III ступени на пассивном участке полета. Во всех случаях он мог использоваться для коррекции траектории и, кроме того, для изменения скорости при переходе с одной орбиты на другую (в глобальном варианте).

Основные характеристики МР:

Тяга двигателя, т I ступени II ступени III ступени

140 45 10

Компоненты топлива Вес, т заправленной ракеты сухой ракеты без полезного груза

Керосин + кислород 101 10

На базе многоцелевой ракеты могла быть создана система ракетного вооружения (СРВ), которая, решая все современные стратегические и тактические задачи, стоящие перед БРДД и БРСД, наиболее целесообразно позволяла упростить, удешевить и сделать однотипным как производство ракет и оборудования, так и их эксплуатацию.

Стартовые позиции и наземное оборудование ракет могли быть полностью унифицированы и приспособлены для запуска всех типов ракет, входящих в состав СРВ.

Возможный состав СРВ на базе МР (8К713):

трехступенчатая многоцелевая ракета;

двухступенчатая боевая баллистическая ракета дальнего действия на базе I и II ступеней МР;

одноступенчатая баллистическая боевая ракета среднего радиуса действия на базе I ступени МР.

Одновременно в ОКБ-1 были проведены исследования по созданию варианта МР на базе 8К74. По итогам проведенных проработок в сентябре 1961 г. был выпущен сборник проспектов.

Дальнейшие работы по созданию многоцелевых ракет были прекращены. Ракета 8К713 (ГР-1), выполненная в металле, до летных испытаний доведена не была (см. ниже).

АРКК, № 22567.

Проектные проработки по МБР нового типа — глобальной — были начаты в ОКБ-1 в 1961 г. Кроме обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла поражать цель путем торможения головной части в заданный момент времени полета ракеты по круговой орбите.

Для I ступени трехступенчатой ГР-1 использовалась I ступень ракеты Р-9М с двигателем НК-9; для II ступени — III ступень носителя "Союз"; III ступень создавалась на базе двигателя С1-5400, разработанного в ОКБ-1 для IV ступени носителя "Молния" (8К78). Носители "Союз" и "Молния" разрабатывались в ОКБ-1 одновременно с ГР-1 (см. ниже).

Эскизный проект ракеты ГР-1 был завершен в мае 1962 г. Начальный вес ракеты приняли равным 177 т, высоту круговой орбиты 150 км. В баллистическом варианте обеспечивалось поражение целей на дальность до 15 тыс. км.

Для ракеты ГР-1 можно было использовать стартовые позиции и наземное оборудование, предназначенные для ракеты Р-9.

Постановление по ГР-1 было принято 24 сентября 1962 г. с установленным сроком начала летных испытаний в III квартале 1963 г. Из-за трудностей с отработкой двигателя НК-9 сроки испытаний были перенесены, а в 1964 г. дальнейшие работы по ГР-1 были признаны нецелесообразными.

АРКК, д. 2574, л. 43; д. 3460, л. 38; № 12251, 19201.

В 1960-1961 гг. в ОКБ-1 были проведены проектные проработки по боевым ракетам, в том числе по одноступенчатой ракете 8К79. При стартовом весе 25 т и весе головной части 800 кг ракета обеспечивала дальность 2300 км.

Двигатель ракеты — однокамерный, выполненный по замкнутой схеме подачи компонентов: высококипящего окислителя АК-27П и горючего ТМ-185. В качестве пусковых компонентов предполагались ТГ-02 и АК-27П. Наддув баков ракеты и работа ТНА осуществлялись на основных компонентах.

Система управления ракеты — автономная, роль исполнительных органов системы управления выполняли качающаяся камера двигателя и специальные сопла, обеспечивающие управление ракетой по крену.

Малые габариты, стартовый вес и достаточные запасы прочности ракеты позволяли создать для нее подвижные комплексы стартовой позиции на базе колесного вездехода с прицепом или гусеничным транспортером, которые могли самостоятельно перемещаться с полностью заправленной ракетой, а также транспортироваться на дальние расстояния с помощью самолета.

В стационарном варианте стартовой позиции малые габариты ракеты значительно упрощали ее устройство и обеспечение маскировки.

Габариты и стартовый вес ракеты позволяли использовать ее также для запуска с подводной лодки.

Ракета 8К79 могла храниться на складах или на стартовой позиции в заправленном состоянии, полностью готовой к пуску в течение не менее 3 лет. При этом пуск ракеты по заранее намеченной цели мог быть произведен в случае нахождения ее на пусковой системе в вертикальном положении практически мгновенно после получения команды (при условии соответствующей доработки аппаратуры).

Материалы по этой ракете вошли в состав сборника проспектов, выпущенного ОКБ-1 в сентябре 1961 г. Работы по этой ракете дальнейшего развития не получили.

АРКК, № 23824, 23835, 23836.

Постановлением от 20 ноября 1959 г. ОКБ-1 была поручена разработка экспериментальной твердотопливной ракеты РТ-1 (8К95) среднего радиуса действия с дальностью 800-2500 км и начальным весом 35 т. В конструкции использовались пороховые заряды диаметром 800 мм, ракета была трехступенчатой, "пакетного" типа. Управление I и III ступенями осуществлялось с помощью пороховых реактивных двигателей. Они располагались по четыре штуки в зонах сопловых узлов двигательных установок. Момент создавался с помощью поворота управляющих сопел на угол до 45°. Управление II ступенью осуществлялось с помощью воздушных рулей. Они были складными и переводились в рабочее положение после старта ракеты.

Летные испытания ракеты РТ-1 начались 28 апреля 1962 г. Наиболее уязвимыми оказались конструктивные решения по обеспечению динамики полета II ступени. Здесь обнаружились неточности в определении характеристик воздушных рулей, что приводило к неустойчивости II ступени при отделении.

В конце 1965 г. в связи с завершением намеченного цикла экспериментов работы по ракете РТ-1 были прекращены.

АРКК, д. 3460, л. 38; д. 4788, л. 74; № 1224, 13104, 13147.

Согласно Постановлению от 4 апреля 1961 г. параллельно с отработкой ракеты РТ-1 велось проектирование усовершенствованной межконтинентальной твердотопливной ракеты РТ-2. К марту 1963 г. эскизный проект РТ-2 был готов.

Ракета РТ-2, или 8К98, была трехступенчатой, с начальным весом 35-50 т, причем предусматривалась возможность путем комбинации из ее ступеней конструировать ракеты на промежуточные дальности: II и III ступени составляли ракету 8К96,1 и III ступени — ракету 8К97. Тяга двигателей: I ступени 88 т (три двигателя), II — 33 т (три двигателя), III — 14 т (три двигателя). Управление было усовершенствованным по сравнению с ракетой РТ-1: использовались поворотные сопла двигательной установки, а не управляющие двигатели.

Все параметры ракеты (распределение топлива между ступенями, диаметры двигателей, время работы двигателей, давление в камерах сгорания, давление на срезах сопел) были выбраны близкими к оптимальным. Допущены отличия от оптимальных на 1-2%, исходя из условий унификации ступеней, простоты конструкции и удобства эксплуатации.

Разделение ступеней "горячее". Ступени соединялись ферменными конструкциями. Команда на разделение выдавалась от датчика перегрузок, при этом двигатели отделяемого блока работали до полного выгорания топлива.

Управление дальностью осуществлялось путем выключения в определенный момент двигателя III ступени (вскрытие узлов отсечки), а также применения специального двигателя конечной ступени.

Для ракеты РТ-2 предусматривался специальный контейнер, используемый в процессе эксплуатации и при пусках с наземной и шахтной установок.

В отзыве заказчика на эскизный проект отмечался неудовлетворительный ход испытаний двигателей, но в целом сделан вывод о том, что разработка выполнена на достаточно высоком научном уровне с использованием имеющихся достижений отечественной науки и техники в области смесевых твердых топлив, высокопрочных конструкционных материалов и теплозащитных покрытий. Показана принципиальная возможность создания ракеты нового типа, удовлетворяющей заданным ТТТ.

Реализованный проект с уже достигнутыми характеристиками позволял обеспечить многолетнюю эксплуатацию и содержал возможность непрерывного совершенствования ракеты без изменения принципиальной схемы и внесения дополнительных капитальных затрат с полным использованием боевых стартовых позиций высокой защищенности, сооруженных при осуществлении первого этапа разработки ракеты.

Реализация проекта РТ-2 сдерживалась ограниченными ресурсами как по обычным материалам и полуфабрикатам, используемым в ракетной технике, так и в особенности по материалам, специфическим для твердотопливных ракет.

Ракета РТ-2 была сдана на вооружение в конце 1968 г.

АРКК, № 12293.

15 января 1960 г. С.П. Королев подписал план разработки четырехступенчатого носителя, получившего позднее название "Молния". К 10 мая 1960 г. эскизный проект носителя был завершен.

Проект выполнили для запуска космического аппарата к Марсу, но конструкция была универсальной и могла обеспечить эксплуатацию носителя с космическими аппаратами различного назначения.

Во всех блоках новой ракеты использовались одни и те же компоненты топлива. Доработка наземного оборудования применительно к новой ракете проводилась так, чтобы сохранялась возможность использовать его в измененном варианте для двух- и четырехступенчатых носителей. По аэродинамической схеме новый носитель был близок к трехступенчатому носителю "Восток" (диаметр III ступени принят 2660 мм вместо 2580 мм).

Двигатели были заимствованы из предыдущих разработок: для I и II ступеней — ракеты Р-7, для III ступени (блок И) — ракеты Р-9.

IV ступень (блок Л) имела конструктивные особенности, обусловленные паузой между включением ее двигателя и выключением двигателя III ступени. Требовались система ориентации и стабилизации (СОИС) на время паузы и блок обеспечения запуска (БОЗ) для включения двигателя после паузы.

В состав IV ступени входили: блок Л, СОИС, БОЗ, отделяемый космический аппарат (КА), головной обтекатель, по форме аналогичный обтекателю "Востока".

Блок Л состоял из топливного отсека, однокамерного двигателя С1-5400 в кардановом подвесе и ферменного отсека. В топливном отсеке были два торовых бака, связанные между собой панелями. Расстояние между баками 600 мм. В связи с тем что блок Л подвергался в полете длительному воздействию солнечной радиации, топливные баки покрывались специальной теплоизоляцией.

Специальные сильфоны позволяли двигателю отклоняться на угол до 3° для управления по тангажу и рысканию. Для управления по крену имелись два сопла с тягой по 10 кг, работающие от газогенератора наддува бака горючего. Сопла крепились на нижнем днище бака горючего и могли отклоняться на угол до 45°.

На этом баке имелись восемь кронштейнов для крепления ферменного отсека, на котором размещались БОЗ (включающий систему поддувки ДУ перед запуском и систему гарантийного наддува гелием блока Л) и два пороховых ускорителя для создания предстартовой перегрузки. Здесь же размещались телеметрическая система, работающая на переходном участке, и аппаратура СОИС с источниками питания и кабельной сетью.

На блоке Л применили ЖРД, созданный в ОКБ-1 по новой, использованной впервые в нашей стране замкнутой схеме, которая позволила обеспечить эффективность, близкую к теоретической.

Схема полета четырехступенчатого носителя:

после окончания полета I ступени отделялись боковые блоки;

на 155-й секунде полета сбрасывался головной обтекатель;

по окончании полета II ступени включалась ДУ III ступени и после этого отделялась II ступень;

через 5-10 с вслед за этим отделялся переходный отсек III ступени (блока И);

по окончании активного участка III ступени отделялся блок И и начинался безмоторный полет IV ступени на переходном участке траектории по орбите ИСЗ;

через 69,4 мин безмоторного полета включались пороховые ускорители БОЗ, еще через 19с включалась ДУ блока Л и отделялся ферменный отсек;

по завершении активного участка IV ступени отделялся КА и включалась система разворота блока Л, предотвращающая его соударение с КА.

Рабочая эксплуатация носителя началась без общепринятой в ракетной технике предварительной отработки конструкции при летных испытаниях. Только первые две ступени были отработаны в ходе доводочных испытаний ракеты Р-7. Блок И нового носителя, заимствованный из конструкции ракеты Р-9, находился в самой ранней стадии отработки, а блок Л предстояло отработать на новом носителе. Такая ситуация сказалась на результатах пусков носителя "Молния". С 1960 по 1963 г. провели 14 пусков, из которых 11 были аварийными.

Только в трех пусках замечаний по носителю не было. При внимательном изучении аварийных исходов пусков обнаружились лишь отдельные дефекты, характерные для этапа отработки конструкций.

Первоначально система управления носителя имела две модификации в зависимости от типа КА: 1) для изучения Марса и Венеры; 2) для изучения Луны. Необходимая надежность носителя была достигнута после того, как приняли единую (первую) модификацию системы управления для всех типов КА.

Производство ракет-носителей было усовершенствовано путем максимальной унификации ракетных блоков трех- и четырехступенчатых модификаций. На носителе "Восток" блок Е был заменен блоком И с носителя "Молния". Такой трехступенчатый носитель, оснащенный системой аварийного спасения, получивший позднее название "Союз", предназначался для пилотируемых полетов начиная с "Восхода" и находится в эксплуатации по настоящее время. На первых ступенях "Союза" по сравнению с ракетой Р-7 был введен ряд усовершенствований.

Рассматривалась возможность использования носителя "Молния" для пилотируемого полета к Луне, ее облета и возвращения экипажа на Землю (вариант 8К78Л). 8 июля 1962 г. в ОКБ-1 были завершены проработки по этому варианту. Предполагалось оснастить III и IV ступени водородными двигателями.

АРКК, № 12209, 14188, 23814.

Первая АМС 1М, выводимая в космос четырехступенчатым носителем, предназначалась для изучения Марса.

Программа эксперимента предусматривала следующие задачи:

фотографирование поверхности планеты с последующей передачей изображений на Землю;

получение инфракрасного спектра участков поверхности Марса с целью обнаружения органических покровов на планете;

получение ультрафиолетового спектра атмосферы Марса;

изучение радиационных поясов Марса;

изучение космических излучений на пути к Марсу.

АМС 1М представляла собой тонкостенный цилиндр со сферическими днищами. Снаружи устанавливались приборы системы ориентации и коррекции, инфракрасный спектрорефлексометр, корректирующая двигательная установка (КДУ), солнечные батареи и антенны: штыревая, спиральная и параболическая.

На цилиндрической части имелся иллюминатор фотоаппарата с крышкой и монтировались жалюзи, которые открывали или закрывали радиационные поверхности с помощью привода, установленного снаружи.

Солнечные батареи представляли собой две панели площадью 1 м2 каждая, укрепленные на шпангоутах корпуса посредством шарниров. Панели могли поворачиваться вокруг осей, параллельных продольной оси станции. Перед установкой станции на носитель батареи складывались таким образом, чтобы размещаться под головным обтекателем. После отделения станции от носителя батареи раскрывались.

На цилиндрической части корпуса устанавливалась параболическая антенна, представляющая собой складной каркас с натянутой на него металлической сеткой. Станция устанавливалась на головной блок со сложенным параболоидом. При отделении станции параболоид раскрывался. С помощью привода эта антенна могла по команде с Земли поворачиваться на угол до 35° от первоначального положения.

На верхнем днище располагался штырь всенаправленной антенны, который после отделения станции выпрямлялся.

КДУ устанавливалась на верхнем днище так, чтобы линия действия тяги проходила через центр тяжести станции. Снаружи станция закрывалась экраном и щитком, который должен был сбрасываться по команде с Земли через 1,5-2,5 мес после старта. Сброс щитка был необходим для изменения оптического коэффициента теплового экрана КДУ при удалении станции от Солнца. Через 5 мес после старта намечалась коррекция траектории. Могла быть сообщена дополнительная скорость до 200 м/с. Предусматривалось отделение КДУ после завершения коррекции.

На нижнем днище корпуса станции устанавливались сопла системы ориентации.

Общий вес станции с опорной рамой и системой отделения составлял 500 кг, после отделения - 480 кг. Относительная скорость отделения 1,9-2,0 м/с.

Пуски АМС 1М проведены дважды: 1 и 14 октября 1960 г. Оба пуска были аварийными. В первом случае не включился двигатель III ступени, во втором была неисправность в пневмогидравлической системе.

Одновременно с подготовкой экспериментов с использованием АМС 1М велась разработка АМС 1В, предназначенной для изучения Венеры и осуществления посадки на ее поверхность. Позднее от варианта посадки отказались и решили ограничиться научным исследованием по всей траектории полета к Венере до разрушения АМС при входе в атмосферу планеты — вариант АМС 1ВА.

При разработке станции 1ВА были в максимальной степени использованы конструктивные элементы станции 1М с необходимыми доработками. На станции 1ВА был вымпел Советского Союза с тепловой защитой.

Для увеличения надежности радиолинии на АМС 1ВА устанавливались параболическая антенна диаметром 2 м и специальная система ориентации станции на Землю.

На станции предусматривались система ориентации на Солнце, работающая непрерывно в течение всего полета, и система грубой ориентации на Солнце, дублирующая в случае необходимости основную систему. В такой ситуации предусматривался режим работы станции по особой программе.

Радиосеансы намечалось проводить каждые сутки в первый месяц полета, каждые 3 сут до астрокоррекции и каждые сутки после нее. Все радиосеансы автономно отключались через 90 мин. Начало последнего сеанса (подлетного) соответствовало высоте от 2 до 60 тыс. км.

В систему измерений станции входило запоминающее устройство, включаемое автономно через каждые 4 ч на 8 с. Накопленная информация могла передаваться полностью через каждые 10 сут.

Первый пуск носителя 8К78 с АМС 1ВА осуществили 4 февраля 1961 г. Он закончился неудачей — не отделилась IV ступень.

Следующий пуск состоялся 12 февраля 1961 г. Все системы функционировали нормально, и впервые в мире АМС стартовала к Венере. Сразу после отделения АМС отказал привод жалюзи и произошли нарушения в системах терморегулирования и ориентации. Поэтому все сеансы проводились с дублирующей системой ориентации.

Станция отвечала на команды до 22 февраля 1961 г. При этом была впервые осуществлена двухсторонняя связь на расстоянии 1,4 млн км от Земли.

Дальнейшее проектирование АМС велось путем унификации конструкций типа 1М и 1В. Были разработаны АМС следующих модификаций: 2МВ1 для посадки на Венеру, 2МВ2 для пролета около Венеры, 2МВ3 для посадки на Марс, 2МВ4 для пролета около Марса.

КДУ разрабатывалась в двух вариантах: с импульсом 14 000 кг·с для проведения одной корректировки траектории (модификации 2МВ1 и 2МВ2) и с импульсом 8000 кг·с для проведения двух корректировок (модификации 2МВ3 и 2МВ4). Посадочное место КДУ унифицировалось. В вариантах 2МВ2 и 2МВ4 предусматривалось фототелевизионное устройство для фотографирования облаков и поверхности Венеры и Марса.

АМС 2МВ оснащались высокоинформативной радиолинией, работающей на остронаправленной параболической антенне с ориентацией станции на Землю во время сеанса, а также аппаратурой малоинформативной радиолинии, не требующей такой ориентации.

Система единого энергопитания состояла из солнечной батареи площадью 2,5 м² и четырех буферных химических батарей. В вариантах 2МВ1 и 2МВЗ устанавливалась в специальном отсеке дополнительная солнечная батарея, заряжающая химическую батарею в случае благоприятных условий на планете.

Для обеспечения полноценного использования солнечных батарей станция постоянно ориентировалась на Солнце с помощью специальной системы ориентации. Солнечные батареи могли давать ток не менее 2,6 А. Как и в вариантах 1М и 1В, в случае сбоя в основной системе станция закручивалась так, чтобы обеспечить средний ток солнечных батарей не менее 1,3 А.

На станциях имелась двухконтурная жидкостная система терморегулирования, обеспечивающая температурный режим в пределах 0-40°С, а в отсеке для фотографирования (2МВ2 и 2МВ4) ±5°С.

В варианте посадки на Венеру (2МВ1) тепловой режим специального отсека обеспечивался аммиачной системой охлаждения, в варианте посадки на Марс (2МВЗ) — включением или выключением вентилятора в зависимости от температуры.

Для посадочных вариантов требовались дополнительный коммутатор со специальной программой и специальные парашютные системы. Для варианта 2МВ1 время парашютирования 5 мин, максимальная скорость при ударе 10 м/с, для 2МВ3 — соответственно 5 мин и 8 м/с.

Для этих вариантов предусматривалась стерилизация аппаратов путем заполнения специальным веществом по рекомендациям Института микробиологии АН СССР. Последующее заполнение азотом — через бактериологический фильтр.

Для корпусов станций предусматривалась специальная экранно-вакуумная изоляция.

Для отработки АМС в наземных условиях были созданы технологические варианты станций.

Первые три запуска АМС 2МВ были осуществлены 25 августа, 1 и 10 сентября 1962 г. Все они были аварийными по одной и той же причине — не запускался двигатель блока Л.

Вслед за этим запустили еще три АМС, и только последняя, стартовавшая 1 ноября 1962 г. (2МВ4), с фототелевизионной установкой вышла на заданную орбиту к Марсу. В технической литературе эта станция известна как "Марс-1".

На станции сразу обнаружились неисправности: пневмосхема высокого давления в системе ориентации оказалась негерметичной и давление за сутки уменьшилось в 2 раза. В течение 6-7 ноября, использовав остатки газа системы ориентации, станцию закрутили вокруг оси, перпендикулярной плоскости солнечных батарей, и ось направили на Солнце, введя станцию в режим гироскопической стабилизации. Благодаря такому маневру связь со станцией продолжалась еще 4 мес. Специалисты Института криминалистики МВД СССР, привлеченные к анализу результатов, обнаружили следы канифоли, которая препятствовала полному закрытию клапанов пневмосистемы, поставляемых одним из заводов МАП.

Очередной пуск 27 марта 1964 г., который, как и предыдущие, был аварийным, позволил выявить причину многочисленных неудач: единственная и одинаковая во всех случаях ошибка — в электрической схеме системы управления. Неисправность была устранена в течение 15 мин: нужно было вскрыть прибор в БОЗ и сделать одну перепайку.

Пуск 2 апреля 1964 г. станции ЗМВ1 в сторону Венеры прошел без замечаний по носителю, но из-за нарушения герметизации в орбитальном отсеке пришлось использовать для связи батареи, размещенные в герметичном отсеке. В таком режиме работа продолжалась до 25 мая. Дальнейшая радиосвязь стала возможной после перевода станции в режим гироскопической стабилизации, но за месяц до посадки на поверхность планеты связь со станцией была окончательно потеряна. В технической литературе эта станция известна как "Зонд-1".

На станции 2МВ4 ("Зонд-2"), запущенной в сторону Марса 28 ноября 1964 г., не открылись солнечные батареи и в первые недели полета использовались электрические батареи. Хотя к 15 декабря 1964 г. солнечные батареи были открыты, выполнить поставленные перед станцией задачи не удалось.

С помощью станции "Зонд-3", запущенной 18 июля 1965 г., осуществлено фотографирование участков обратной стороны Луны, которые не удалось отснять в 1959 г.

12 ноября 1965 г. был осуществлен пуск станции "Венера-2", которая в феврале 1966 г. прошла на расстоянии 24 тыс. км от поверхности Венеры. 16 ноября 1965 г. состоялся пуск станции "Венера-3", которая достигла поверхности Венеры 1 марта 1966 г.

На этом этапе, когда удалось устранить недоработки в конструкциях АМС для изучения Марса и Венеры, работы были продолжены в ОКБ им. С.А. Лавочкина.

АРКК,№ 12209, 13939, 19659.

Проработки по спутнику связи, получившему название "Молния-1", начались в ОКБ-1 в 1960 г. Ограниченные мощности существовавших в те годы наземных станций требовали мощных приемопередатчиков, что увеличивало потребный вес спутника. Поэтому вначале намечалось создание экспериментального образца для проверки принципов решения задачи. Соответствующее Постановление было принято 30 октября 1961 г.

В ОКБ-1 нашли технические решения, позволившие осуществить разработку спутника связи для промышленной эксплуатации. Применили статистический метод проектирования, позволивший избежать излишних запасов в конструкторских решениях и тем самым снизить потребный вес спутника. Выбрали высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея 40 000 км над северным полушарием и периодом обращения 12ч. Таким образом, спутник должен был совершать два оборота в сутки: один — над Северной Америкой, другой — над Советским Союзом, непрерывно в течение 9 ч обозревая всю территорию нашей страны. Из трех таких спутников, движущихся по орбитам, развернутым на 120° относительно друг друга, можно было построить систему круглосуточной связи по всей территории СССР. Требовалось при этом увеличить ресурс работы бортовых систем до 1,5-2 лет. Выполненные в ОКБ-1 проработки позволили подготовить в мае 1963 г. ТТТ на разработку ракетно-космического комплекса дальней радиосвязи с использованием трех спутников — активных ретрансляторов.

Спутник "Молния-1" имел герметичный корпус объемом 2,5 м3. На оболочке корпуса снаружи устанавливались солнечные батареи, холодильник системы терморегулирования, баллон, пневмоблок, КДУ и др. Применили систему управления, ориентирующую солнечные батареи на Солнце и антенны спутника на Землю во время сеансов. В системе управления использовали принцип гиросиловой стабилизации с помощью специального маховика-гироскопа. Плоскость солнечных батарей располагалась перпендикулярно оси вращения маховика-гироскопа, который удерживал ориентацию батарей с точностью до 10°. По мере отклонения от Солнца оси маховика включался микродвигатель, работающий на сжатом азоте, и восстанавливал ориентацию оси вращения маховика на Солнце.

Для захвата и удержания ориентации антенн на Землю использовался оптический датчик. По тангажу антенную платформу разворачивал электропривод, а по крену разворачивался весь аппарат путем изменения угловой скорости вращения маховика.

В состав системы ориентации входили аккумуляторы, рассчитанные на большое число зарядно-разрядных циклов. Их поместили в герметичный корпус для обеспечения теплового режима и изоляции его от выделения вредных веществ в объем аппарата.

Впервые в практике ОКБ-1 использовали жидкостное охлаждение вспомогательных элементов — ламп бегущей волны и блока усилителя-ретранслятора.

В качестве КДУ использовался однокамерный двигатель на компонентах АК-20 + НДМГ с тягой в пустоте 200 ± 20 кг, суммарным импульсом 8000 кг · с, удельной тягой 290, допускающий трехкратное включение.

Для увеличения времени работы бортовых систем осуществлялись дублирование и резервирование аппаратуры, а также ресурсные испытания в наземных условиях.

Для управления бортовыми системами с Земли, контроля работы бортовой аппаратуры и контроля параметров орбиты служила установленная на борту командно-измерительная аппаратура.

Панели солнечных батарей в транспортном положении складывались в поперечной плоскости, а затем, после выведения спутника на орбиту, раскрывались. Их размах был около 8 м. Полный вес спутника "Молния-1" 1650 кг.

Первую попытку запустить спутник "Молния-1" предприняли 2 июня 1964 г., но пуск был отложен из-за неисправности в наземном оборудовании. Следующая попытка 6 июня 1964 г. была также неудачной.

24 мая 1965 г. осуществили запуск спутника по полной программе и провели пятимесячную пробную эксплуатацию. Чтобы ограничить обнаруженное при этом вредное воздействие радиационных поясов Земли на солнечные батареи, на последующих спутниках были установлены специальные створки. Они частично закрывали батареи на начальном этапе эксплуатации, а затем поочередно открывались по мере снижения токопроизводительности.

Начало промышленной эксплуатации было положено запуском спутника 14 октября 1965 г. До января 1966 г. проводилась регулярная работа в режиме телефонии с выдачей телефонных каналов абонентам, а также регулярная передача программ телевидения с выходом в стационарную телевизионную сеть страны. 18 февраля 1966 г. на 255-м витке был проведен последний сеанс связи со спутником. Дальнейшая его эксплуатация стала невозможной из-за падения тока солнечных батарей. Количество включений за период активного существования спутника — 113, длительность работы каждого из семи бортовых передатчиков около 30 ч.

Следующий спутник связи, запущенный 25 апреля 1966 г., использовался как для нужд общесоюзной связи и телевидения, так и для обмена ТВ-программами с Францией, включая цветные передачи.

Работы со спутником связи были вскоре переданы во вновь созданное ОКБ на одном из заводов Красноярска, которое возглавил М.Ф. Решетнев.

АРКК, № 16808, 22564, 28465.

Исследования, подтвердившие возможность осуществления с помощью четырехступенчатого носителя мягкой посадки на поверхность Луны, были завершены в ОКБ-1 26 марта 1960 г. Окончание работ по созданию аппарата Е-6 планировалось в 1961 г., но возникли трудности с разработкой системы управления и дальней связи.

Постановление по теме Е-6 было принято 13 мая 1961 г. При создании аппарата использовался опыт разработки 1М и 1В, но осуществить унификацию трех типов аппаратов не удалось.

Аппарат Е-6 состоял из трех обособленных частей:

корректирующей тормозной двигательной установки с блоком системы управления (КТДУ);

двух сбрасываемых перед торможением у Луны отсеков с аппаратурой;

автоматической лунной станции (АЛС).

Станция Е-6 была оснащена специальной системой астронавигации (САН), работающей по трем светилам (Земля-Солнце-Луна) с помощью пяти датчиков: двух земных, двух лунных и одного солнечного. С помощью этой системы обеспечивались операции, позволяющие осуществить прилунение АЛС в заданном районе.

После отделения от носителя осуществлялась ориентация Е-6 на Солнце и подавалась команда на закрутку с целью обеспечения теплового режима. В заданное время, перед включением КТДУ, САН выполняла измерения параметров траектории, которые передавались по радиоканалу на Землю и использовались для вычисления уставок, передаваемых затем по радиоканалу.

После выполнения заданной ориентации выдавалась команда через систему управления на включение КТДУ и осуществлялась корректировка траектории. На расстоянии 8300 км от Луны с помощью САН осуществлялось построение лунной вертикали, т.е. ось КТДУ выставлялась по направлению к центру Луны, и гироприборы "запоминали" это положение.

В определенное время включался радиовысотомер, который на расстоянии 75 км от Луны выдавал команду на включение КТДУ. При этом происходило отделение сбрасываемых отсеков, термоукупорки и осуществлялся наддув амортизаторов АЛС до 1 атм.

На расстоянии 25 км от Луны прекращался тормозной режим двигателя, и дальнейшее снижение проходило в режиме парашютирования на управляющих соплах КТДУ. На этом участке высвобождался ленточный датчик-щуп на отделение АЛС.

Амортизатор, которым была оснащена АЛС, представлял собой емкость, заполненную газом под давлением. По команде ленточного датчика-щупа АЛС отделялась от ложемента под действием истекающего газа в направлении, обратном движению к Луне, что позволяло снизить скорость прилунения на 15 м/с.

Корпус АЛС выполнялся из алюминиевого сплава и был оснащен четырьмя раскрывающимися лепестками, которые до прилунения АЛС закрывали иллюминаторы телевизионных устройств и образовывали приемопередаточную антенну на трассе полета к Луне.

После прилунения по команде временного устройства детонационный шнур разрывал связи двух амортизационных оболочек, освобождая от них АЛС. Затем через заданное время срабатывал замок лепестковых антенн, и они под действием пружин раскрывались, выравнивая станцию на лунной поверхности. При этом открывались четыре ленточные антенны с подвешенными на них элементами для оценки контрастности освещенности и выдвигалась штанга магнитометра. Происходило переключение каналов: телевизионного -на лепестки, командного и телеметрического — на ленточные антенны.

На верхней полуоболочке АЛС были закреплены зеркала-призмы для получения стереоскопического изображения лунной поверхности.

По команде с Земли включалась телекамера обзора лунной поверхности через цилиндрический иллюминатор из кварцевого стекла. Температурный режим АЛС обеспечивался с помощью испарительной системы, выполненной в виде шести оребренных шаровых баллонов, заполненных водно-спиртовым раствором, который по мере поглощения тепла испарялся в окружающее пространство через электроклапан. В дополнение к этому корпус АЛС был закрыт снаружи экранно-вакуумной изоляцией.

Основные характеристики аппарата Е-6:

Вес, кг стартовый полезного груза (АЛС) Скорость прилунения, м/с Время полета к Луне, сут

1470 82 20 3,5

За счет дальнейшей модернизации аппарата Е-6 вес АЛС был увеличен до 150 кг.

С 1965 по 1966 г. было проведено 12 пусков Е-6. Из них пять были аварийными, причем в четырех случаях из-за неисправностей системы управления носителя. Отличительной особенностью системы управления носителя было объединение в единую схему систем управления блоков И, Л и станции Е-6. После того как систему управления Е-6 сделали автономной по аналогии с аппаратами МВ, в семи случаях Е-6 была выведена на орбиту в сторону Луны, но только в одном из них удалось полностью выполнить программу.

Знаменательный запуск был произведен 31 января 1966 г. Отделение АЛС от блока Л произошло по команде временного механизма. По прогнозу, сделанному с учетом фактических параметров траектории, полученных путем измерений наземными пунктами контроля за полетом, минимальное расстояние от центра Луны составило 10 395 км, время полета изменилось по сравнению с проектными данными на 2,5 ч. Прилунение состоялось 3 февраля 1966 г. в 23 ч 2 мин.

Внешнетраекторные измерения показали, что величина полученного приращения скорости меньше потребного на 0,4 м/с. Эта ошибка в скорости давала отклонение фактической траектории на поверхности Луны от расчетной на 65 км. Такое отклонение не мешало нормальной работе системы мягкой посадки, так как боковая скорость при этом не превышала 0,5 м/с, а угол между вектором скорости и местной вертикалью составлял 2,7°.

3 февраля 1966 г. был зафиксирован прием телеметрии АЛС. В период с 3 по 7 февраля телевизионная установка АЛС включалась 6 раз, что позволило получить круговой обзор лунной поверхности в районе прилунения АЛС.

В конце 1965 г. работа по теме Е-6 вместе со всей документацией была передана в ОКБ им. С. А. Лавочкина при сохранении за ОКБ-1 ответственности за решение проблемы мягкой посадки.

АРКК, № 16808, 19669.

Для решения задач по сборке проектировались три типа космических аппаратов: пилотируемый космический корабль 7К, космическая ракета 9К, заправляемая на орбите, и танкер-заправщик 11К. Намечалась следующая схема сборки комплекса "Союз":

на круговую орбиту высотой 225 км выводится незаправленная ракета 9К;

через 1-3 сут в район нахождения 9К выводится танкер-заправщик, который автоматически сближается с космической ракетой и причаливает к ней. После стыковки происходит перелив топлива, отчаливание танкера и увод его с мантажной орбиты. Этот процесс повторяется с помощью нескольких танкеров-заправщиков до заполнения ракеты 9К необходимым количеством топлива. После завершения заправки 9К в район ее нахождения на орбите выводится корабль 7К. И причаливание к ракете 9К, и стыковка с ней были предусмотрены как полностью автоматизированные, так и с участием экипажа корабля 7К с помощью ручного управления.

После стыковки и необходимого объема контрольных испытаний космический аппарат готов для выполнения задач, требующих проведения маневров в космическом пространстве.

Корабль 7К состоял из следующих основных отсеков:

спускаемого аппарата для размещения экипажа на участке выведения, в процессе сборки и на участке спуска;

бытового отсека, в котором члены экипажа могли находиться в остальное

время полета (на бытовом отсеке размещался стыковочный узел для сборки с космической ракетой);

приборного отсека;

навесного отсека с аппаратурой для сборки (сбрасывался после окончания сборки);

агрегатного отсека, в котором размещались двигательные установки сближения и корректировки траекторий, а также запасы топлива.

Ракета 9К состояла из собственно ракеты, заполняемой топливом на монтажной орбите, и навесного отсека с аппаратурой обеспечения сближения и сборки. На ракете монтировались стыковочные узлы и агрегаты стыковки с кораблем 7К и танкером 11К. Объект 11К состоял из собственно танкера с окислителем или горючим для заправки ракеты 9К и навесного отсека с аппаратурой и двигательной установкой для обеспечения сборки. На объекте были смонтированы стыковочный узел для сборки с ракетой 9К и агрегаты заправки.

В проекте предусматривалось приземление экипажа в спускаемом аппарате (СА) с помощью парашютно-реактивной системы (ПРС).

На случай отказа основной парашютной системы или ее элементов предусматривалась запасная парашютная система, дублирующая основную.

Для спасения экипажа при аварии на старте и на участке выведения на орбиту предусматривалось отделение СА от носителя с помощью аварийного порохового РД с последующим приземлением СА на основной парашютной системе.

Была проведена предварительная проработка двух типов космических кораблей военного назначения, создание которых возможно на базе комплекса "Союз", — пилотируемого спутника-разведчика ("Союз-Р") и пилотируемого спутника-перехватчика ("Союз-П").

"Союз-Р" предназначался для постоянной разведки всей территории земного шара с помощью комплекса разведывательных средств, "Союз-П" — для поражения, после маневра на сближение, спутников вероятного противника на орбитах высотой до 6000 км.

20 марта 1963 г. эскизный проект комплекса "Союз" был одобрен Экспертной комиссией, возглавлявшейся М.В. Келдышем. Однако в ходе практической реализации схема комплекса неоднократно изменялась и в конечном итоге трансформировалась в современный комплекс, состоящий из орбитальной станции, пилотируемого и транспортного кораблей.

АРКК, № 19221, 21490, 21514, 22859, 23860, 25955, 26933.

Ракета-носитель 11А511 предназначалась для выведения на орбиту вокруг Земли блоков комплекса "Союз" — 7К, 9К и 11К. Выполнялась на базе ракеты 11А57 с использованием боковых и центрального блока ракеты 8К74. Габариты доставляемых блоков и головные обтекатели выбирались, исходя из сохранения нагрузок на носитель в полете в пределах тех значений, на которые была рассчитана ракета 11А57. Таким образом, изменения и доработки блоков ракеты 11А57 в составе ракеты 11А511 вызывались в основном изменениями стыковочных узлов блока И с полезным грузом и изменением размеров и формы головного обтекателя в связи с отличиями между 7К, 9К и ПК и объектом "Восток-4", под который создавалась ракета 11А57. Кроме того, предусматривалось дальнейшее совершенствование этой ракеты с учетом опыта эксплуатации ракет 8К72, 8А91, 8К74 и 8К78.

Ракета-носитель 11А511 для корабля 7К-ОК по сравнению с ракетой 11А57 имела некоторые отличия:

увеличение веса выводимого полезного груза с 5900 до 6450 кг;

частичное изменение системы аварийного спасения экипажа (САС);

возрастание нагрузки на носитель, вызванное увеличением веса полезного груза и изменениями САС.

Для увеличения веса выводимого полезного груза предусматривались следующие меры:

пуск ракеты с наклонением орбиты к плоскости экватора 51,5°;

использование облегченной системы телеизмерений весом не более 150 кг;

индивидуальный отбор двигателей для центральных блоков с удельной тягой не менее 252 у земли и 315 в пустоте.

АРКК, д. 8117, л. 260; № 22464.

Комплекс Л-1 создавался на основании Постановлений от 3 августа 1964 г. и 25 октября 1965 г. Он предназначался для осуществления пролета пилотируемого космического корабля вблизи Луны и состоял из разгонной ракетной ступени (блок Д), космического корабля 11Ф91 (7К-Л-1) и головного обтекателя с двигательной установкой системы аварийного спасения (блок Л-1).

Выведение комплекса на промежуточную орбиту высотой около 200 км производилось с помощью трехступенчатой ракеты 8К82К и двигателя блока Д, работающего при первом включении примерно 140 с. После этого осуществлялся безмоторный полет по орбите. В расчетный момент времени, когда Л-1 занимал положение по отношению к Луне, оптимальное для перехода с орбиты Земли на орбиту полета к Луне, двигатель блока Д включался повторно, создавая дополнительную скорость, выводящую Л-1 на траекторию в сторону Луны.

Начальный вес комплекса в момент старта носителя составлял 27,5 т, а в момент второго включения блока Д — 18,2 т.

Блок Д комплекса 11С824 по конструкции аналогичен блоку Д ракетно-космической системы Н-I-Л-3 (см. ниже) с минимально необходимыми изменениями в конструкции и состоял из сферического (с небольшой цилиндрической вставкой) бака окислителя, торового бака горючего, однокамерного двигателя 11Д58 (допускающего многократные запуски), фермы подвески бака горючего, фермы для стыковки с кораблем, сбрасываемого среднего переходного отсека и нижнего переходного отсека.

Бак окислителя закреплялся на титановой ферме, служащей тепловым мостом. Внутри бака располагались перегородки для гашения колебаний жидкости, а также баллоны с гелием для наддува. Бак горючего также подвешивался на титановой ферме к переходному отсеку. Внутри бака — также перегородки. На верхнем и нижнем днищах бака крепились приборы системы управления и телеметрии, другие баллоны со сжатым гелием для создания управляющего давления и со сжатым азотом для запуска преднасоса и продувки двигателя, а также блок многократного запуска двигателя и система обеспечения запуска. Верхняя поверхность баков и другие элементы покрывались экранно- вакуумной теплоизоляцией.

Двигатель 11Д58 блока Д (тяга 8,5 т, удельная тяга 349), работающий на жидком кислороде и керосине, был выполнен по замкнутой схеме и обеспечивал для решения задач комплекса Н-I-Л-3 семикратный запуск (в комплексе Л-1 использовались только два запуска). Непосредственный его прототип-двигатель 8Д726 для ракеты 8К713, а более отдаленный прототип — двигатель С1-5400 блока Л ракеты 8К78.

Корабль 7К-Л-1 являлся модификацией корабля 7К-ОК (тема "Союз") и состоял из спускаемого аппарата, в котором размещался экипаж из двух человек, и приборно-агрегатного отсека, в котором располагались приборы и агрегаты различных систем корабля, а также корректирующая двигательная установка на компонентах НДМГ + АК-27П.

Корабль 7К-Л-1 отличался от корабля 7К-ОК отсутствием бытового и навесного отсеков, а также запасной парашютной системы, крышка люка которой использовалась как посадочный люк. Изменялись также состав бортовых систем и элементы крепления оборудования.

Спускаемый аппарат по форме, центровке, аэродинамике, тепловым режимам и тепловой защите не отличался от спускаемого аппарата корабля Н-I-Л-3.

На атмосферном участке выведения корабль и переходная ферма блока Д закрывались от воздействия аэродинамических нагрузок головным обтекателем, сбрасываемым на II ступени полета при достижении малых значений скоростного напора. На головном обтекателе устанавливалась твердотопливная двигательная установка САС, предназначенная для увода головного обтекания вместе со спускаемым аппаратом от носителя в случае возникновения аварийной ситуации.

Корабль 7К-Л-1 разрабатывался с учетом возможности использования его для полета к Луне как по прямой схеме, так и по схеме с пересадкой экипажа на орбите ИСЗ.

Разработка комплекса Л-1 началась в ОКБ-1 в ноябре 1965 г.

В 1970 г. работы по этой программе были прекращены.

Корабль разрабатывался на основании Постановлений от 16 апреля 1962 г. и 3 декабря 1963 г. Предназначался для отработки в условиях орбитального космического полета важнейших принципов, технических решений, а также систем, агрегатов и конструкции с целью обеспечения создания космических кораблей 7К-ВИ, 7К-Л-1 и ЛОК.

При полетах кораблей 7К-ОК отрабатывались следующие процессы:

автоматическое сближение;

автоматическое и ручное причаливание;

стыковка космических объектов;

переход экипажа из корабля в корабль;

астронавигация и астрокоррекция;

коррекция и поддержание монтажной орбиты;

управляемый спуск в атмосфере с использованием аэродинамического качества;

совместная работа бортового и наземного радиокомплексов связи и измерений.

На кораблях отрабатывались следующие новые системы и агрегаты:

система ориентации и управления движением (в режиме астроориентации, ручной ориентации, автоматического сближения и причаливания, стабилизации корабля при работе сближающе-корректирующих двигателей);

система наведения (в режимах радиопоиска и наведения в процессе сближения и причаливания);

система управления спуском;

системы двигателей ориентации, двигателей причаливания и ориентации;

сближающе-корректирующая двигательная установка;

комплекс управления бортовыми системами;

система единого энергопитания;

система приземления (включая автоматику);

тепловая защита спускаемого аппарата;

система шлюзования;

скафандры;

стыковочные узлы кораблей.

Помимо решения указанных задач, корабль имел самостоятельное значение и мог использоваться в следующих целях:

проведение научных исследований в околоземном пространстве, в одиночных полетах;

доставка экипажей на орбитальные станции.

Корабль состоял из бытового отсека, спускаемого аппарата, приборно-агрегатного и навесного отсеков.

Основные конструктивные данные корабля:

Вес после отделения от носителя, т Вес спускаемого аппарата после приземления, т Длина корабля, м Максимальный диаметр корабля, м Длина спускаемого аппарата, м Максимальный диаметр спускаемого аппарата, м Аэродинамическая форма спускаемого аппарата Аэродинамическое качество спускаемого аппарата Количество двигателей причаливания и ориентации ориентации управления спуском мягкой посадки сближения и коррекции

6,4-6,6 2,7 7,54 2,2 2,16 2,2 Тип "Фара" 0,2-0,3 14 16 6 4 2

Для выведения корабля на орбиту предназначался носитель 11А511.

Основные данные комплекса 11А511-7К-ОК:

Вес комплекса на старте, т Длина комплекса, м Максимальный диаметр ракеты-носителя, м Время выведения корабля на орбиту, с Расчетные параметры орбиты наклонение высота орбиты, км эксцентриситет период обращения, мин

308 45,6 10,3 538,5 51°68' 205 0 88,5

Летные испытания корабля 7К-ОК начались 28 ноября 1966 г.

Итоги программы летных испытаний на 31 декабря 1971 г.:

Общее число пусков Общее число кораблей, выведенных на орбиту Число пилотируемых полетов Число космонавтов, совершивших полет Полеты кораблей с экипажем из одного человека из двух человек из трех человек Максимальная продолжительность пилотируемого полета, ч Количество пусков с выполнением операций активное сближение стыковка выход человека в открытый космос переход человека в другой корабль парашютный спуск и приземление СА Общая продолжительность выхода в открытый космос, человеко-часы

19 18 10 16 3 3 4 425 10 5 2 5 15 1,5

Пилотируемые полеты корабля проводились под шифром "Союз № ...", непилотируемые — "Космос № ...".

Корабли для доставки экипажей на орбитальную станцию "Салют" имели индекс 7КГ (транспортные) и порядковый номер корабля "Союз".

АРКК, № 16809, 30196, 32228.

Ракета-носитель Н-I разрабатывалась в соответствии с постановлениями от 23 июня 1960 г. "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.", от 13 мая 1961 г. "О пересмотре планов по космическим объектам в направлении выполнения задач оборонного значения" и от 16 апреля 1962 г. "О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей космических объектов".

Трехступенчатая ракета-носитель Н-I предназначалась для следующих целей.

А. Выведение тяжелых космических аппаратов на орбиты вокруг Земли с целью исследования природы космических излучений, происхождения и развития планет, радиации Солнца, природы тяготения, изучения физических условий на ближайших планетах, выявления форм органической жизни, развития жизни в условиях, отличных от земных, и т.д.

Основными этапами этих исследований намечались:

а) облет Луны с экипажем из двух-трех человек; выведение на орбиту вокруг Луны с целью исследования лунной поверхности и с возвращением экипажа на орбиту спутника Земли;

б) осуществление экспедиции на поверхность Луны с целью исследования почвы, рельефа, внутреннего строения, физических условий и проведения изысканий по выбору места для исследовательской базы на Луне;

в) создание на Луне исследовательской базы и осуществление транспортных связей между Землей и Луной;

г) облет экипажем из двух-трех человек Марса и Венеры;

д) выведение космического корабля с экипажем из двух-трех человек на орбиты вокруг Марса и Венеры и возвращение на орбиту спутника Земли;

е) осуществление экспедиций на поверхность Марса и Венеры и выбор места для исследовательских баз;

ж) создание исследовательских баз на Марсе и Венере и осуществление транспортных связей между Землей и планетами;

з) запуск автоматических аппаратов для исследования околоземного пространства и дальних планет Солнечной системы (Юпитер, Сатурн и др.).

Б. Создание автоматических и пилотируемых тяжелых ИСЗ на высоких орбитах, неосуществимых на базе МБР, с целью несения службы Земли: ретрансляция телевидения и радио (суточные спутники), прогнозы погоды и т.п.

В. Обеспечение выведения тяжелых автоматических и пилотируемых станций боевого назначения с длительным существованием на орбитах, позволяющих производить маневр, а также для одновременного выведения большого количества ИСЗ военного назначения.

Г. Одновременное прицельное поражение с одной стартовой позиции нескольких целей по баллистическим и глобальным траекториям, а также поражение с помощью ракеты, состоящей из верхних блоков Н-I, одной стратегически важной цели сверхмощным зарядом по баллистическим или глобальным траекториям.

При выборе веса полезного груза, выводимого ракетой Н-I на орбиту, выполнялись три основных условия:

1) ракета должна иметь полезный груз, обеспечивающий решение задач (см. А, п. а, Б, В, Г) без проведения предварительной сборки на орбите спутника Земли;

2) ракета должна создаваться с учетом максимального использования существующей технической базы и технических основ по разработке двигателей и конструкции самой ракеты; это в известной мере накладывало ограничение на предельные размеры ракеты и вес полезного груза;

3) должна быть предусмотрена возможность дальнейшего совершенствования носителя (применение на II и III ступенях более эффективных компонентов топлива — кислорода и водорода, а затем и ядерной энергии), которое позволит расширить круг задач, решаемых на базе ракеты-носителя Н-I.

Полезный груз, выводимый на орбиту высотой 300 км, был принят равным 75 т, так как позволял осуществить следующие задачи:

экспедицию на орбиту вокруг Луны с возвращением экипажа на орбиту спутника Земли;

экспедицию на поверхность Луны экипажа из трех человек с возвращением его на Землю без выхода на промежуточные орбиты при использовании на космических кораблях двигателей, работающих на компонентах кислород-водород;

облет Марса и Венеры экипажем из двух-трех человек;

экспедицию на орбиты спутников Марса и Венеры с возвращением на орбиту спутника Земли при использовании на корабле электрореактивного двигателя.

При стыковке на орбите Земли двух космических комплексов с начальными весами 75-80 т возможна экспедиция на поверхность Луны экипажа из трех человек с возвращением его на Землю.

Для выведения на орбиту полезного груза весом 75 т необходима ракета-носитель со стартовым весом 2000-2300 т при использовании в качестве компонентов кислорода и керосина. Такая ракета могла быть создана на основе существующей производственной базы. Создание ракеты значительно большего стартового веса требовало оснащения промышленности новым оборудованием и строительства специализированных цехов.

Ракета Н-I создавалась по моноблочной схеме. На I (блок А) и II (блок Б) ступенях применялись двигатели с тягой 150 т по замкнутой схеме (до этого в СССР применялись двигатели с тягой 40 т по открытой схеме). На I ступени было 24 двигателя, на II — 8.

На I и II ступенях предусматривалась система защиты, которая обеспечивала отключение двигателей в случае возникновения аварийной ситуации (до трех пар на I ступени и одной пары на II ступени). Реализация такой системы, существенно повышающей надежность ракеты, была возможна при использовании моноблочной схемы (при других схемах требовалась сложная система гидравлических связей).

При моноблочной схеме собранные на заводе топливные емкости не могли доставляться на космодром имевшимися транспортными средствами. Поэтому было предусмотрено членение элементов конструкции на предельно крупные транспортабельные части-панели, которые проходили контрольную сборку на заводе-изготовителе и после доставки на космодром в разобранном виде собирались в монтажном корпусе и проходили необходимую проверку. Основные характеристики ракеты Н-I:

Стартовый вес, т Вес полезного груза, т Сухой вес, т Суммарная тяга двигателей, т

2160 75 103 3600

Удельная тяга у земли Число камер сгорания Длина ракеты, м Максимальный диаметр, м

296 24 95,1 17

В конструкции ракеты Н-I была предусмотрена возможность создания на ее базе самостоятельных ракет — Н-II и Н-III.

Сравнительные характеристики ракет:    

Стартовый вес, т Вес полезного груза на орбите высотой 160 км, т

Н-I (блоки А + Б + В) 2100 78

Н-II (блоки Б + В) 700 20

Н-III (блок В) 200 5

В проекте рекомендовалось начинать отработку ракеты Н-I с носителя Н-П.

Управление полетом и стабилизация I и II ступеней осуществлялись рассогласованием тяг диаметрально расположенных двигателей. Управление по крену — с помощью поворотных сопел, работающих на газогенераторном газе.

Управление на III ступени осуществлялось с помощью двигателя, закрепленного в кардановом подвесе.

Установка ракеты на пусковой стол производилась на опорные пяты, расположенные по торцу блока А.

Эскизный проект работы был завершен 16 мая 1962 г. Его защита состоялась 2-16 июля 1962 г., по итогам которой было принято Постановление от 24 сентября 1962 г. о создании ракеты и определен срок начала летных испытаний — 1965 г. (см. ниже: "Ракетно-космический комплекс Н-I-Л-3").

АРКК, № 97, 98, 21503, 21521, 23822, 28660, 29261, 29339.

Назначение станции: проведение научных исследований (астрономических, геофизических, медико-биологических), использование для народнохозяйственных целей (служба погоды, ледовая разведка, связь, картография), а также для оборонных целей (радио- и фоторазведка, борьба со спутниками противника, бомбометание).

Выведение станции на орбиту предполагалось при первых запусках носителя Н-I. В процессе отработки носителя намечалось выведение двух-трех 50-тонных блоков станции, которые собирались путем их стыковки на орбите в один объект — тяжелую космическую станцию. Вначале выводился блок -собственно станция, затем — экипажи в блоках выведения и посадки носителем типа 8К78. Далее после необходимых операций сближения производилась пристыковка блока выведения к шлюзовому отсеку космической станции. Экипаж переходил через шлюзовой отсек из блока выведения в космическую станцию.

Управляемая экипажем станция ориентировалась на Солнце и приводилась во вращение для создания искусственной тяжести в жилых отсеках. В процессе раскрутки раскрывались солнечные батареи, антенны и бортовые оптические устройства.

Экипаж выводился на станцию в двух блоках выведения и спуска (по три человека в каждом) и сменялся ежемесячно.

Вместе с экипажем в блоке выведения на станцию доставлялись запасы для месячного цикла работы системы ориентации, запасы воздуха и химикатов для его регенерации, запасы воды и продовольствия и прочие грузы.

Для возвращения экипажа блоки выведения и спуска отстыковывались от шлюзового отсека, отходили от станции, ориентировались с последующим включением тормозного двигателя. Перед входом в атмосферу спускаемый аппарат отделялся от блока сближения и продолжал планирующий спуск в плотных слоях атмосферы.

Выбор компоновочной схемы зависел от наличия или отсутствия искусственной тяжести, компоновки объектов на носителе, вида источников энергии для бортовой аппаратуры — солнечной энергии либо ядерной энергетической установки.

Блок космической станции состоял из трех отдельных герметичных отсеков, состыкованных с помощью переходных ферм. Два боковых отсека — жилые помещения. Диаметр отсека 4,5 м, высота цилиндрической части 20 м. Центральный отсек диаметром 4,15 м и длиной 12 м соединял два жилых блока в единый блок — станцию. В средней части центрального отсека располагалась шлюзовая камера с четырьми люками. В боковых частях центрального отсека располагались в два этажа отсеки с оборудованием. Шлюзовая камера соединялась с жилыми отсеками центральной шахтой диаметром 1 м. В шахтах были двери для выхода в кольцевые коридоры приборных отсеков. Экипаж имел доступ к любым блокам приборного отсека, так что обеспечивалась возможность ремонта и замены оборудования.

Выход из шахты в жилые отсеки и шлюзовую камеру проходил через герметичные люки. Таким образом, весь блок космической станции разделялся на пять отдельных герметичных отсеков, что позволяло обеспечивать необходимую безопасность на случай разгерметизации отдельных отсеков.

На поверхности центрального отсека располагались жалюзи и радиационные поверхности системы терморегулирования. К люкам шлюзовой камеры пристыковывались блоки выведения и спуска экипажа. Стыковка отдельных автономных блоков, расположенных по оси вращения станции, производилась к одному из осевых люков. К другому осевому люку пристыковывалась кабина-манипулятор с автономным телескопом, предназначенная для проведения ремонтных и монтажных работ вне объекта.

Блок выведения и спуска экипажа состоял из спускаемого аппарата, отсека системы сближения и стыковки с тормозной двигательной установкой и грузового отсека. Спускаемый аппарат представлял собой герметичный отсек в форме фары. В задней части аппарата имелся люк для входа и выхода экипажа.

Предэскизный проект станции был завершен 3 мая 1961 г. В дальнейшем конструктивная схема станции многократно изменялась.

АРКК, д. 2576, л. 45, 128.

Назначение ТМК-1: обеспечение полетов к Луне, Венере, Марсу, изучение планет и межпланетного пространства, а также отработка различных систем корабля и тренировка экипажей в длительных космических полетах.

Предполагалось, что на околоземную орбиту ТМК-1 выводится с помощью носителя Н-I. Вместе с кораблем выводится последняя ступень, которая разгоняет ТМК-1 с круговой орбиты на траекторию к заданной планете, после чего отделяется.

В составе экипажа три человека. Для обеспечения достаточно равномерной искусственной тяжести производится закрутка корабля вокруг поперечной оси с вынесением центра масс за пределы корабля с экипажем путем раздвижения отсеков.

При установке на носитель все выступающие части ТМК-1 складываются. Длина корабля в сложенном состоянии около 20 м, диаметр 4 м. Вес корабля после выведения на траекторию 15 т. В составе ТМК-1 предусмотрены три отсека: биологический — объемом 70 м3, приборный, для основной массы аппаратуры — 25 м3, пилотируемый — 25 м³.

КДУ крепится снаружи со стороны днища биологического отсека, спускаемый аппарат — со стороны пилотируемого отсека. Во время полета спускаемый аппарат отводится с помощью механизмов на противоположную сторону корабля и фиксируется на расстоянии 12 м. На ТМК-1 используются солнечные батареи.

12 октября 1961 г. был завершен технический отчет с исходными данными по ТМК-1, в котором принимали участие все основные отделы ОКБ-1.

АРКК, № 1409, 1410, 27504.

Спутник должен был обеспечивать: связь всех видов Вооруженных Сил СССР с удаленными театрами военных действий, районами дислокации войск, командованием стран социалистического лагеря, с отдельными, в том числе подвижными, объектами вооруженных сил стратегического назначения (самолеты, корабли, подводные лодки, спутники специального назначения); связь центра с отдаленными районами страны и другими континентами; передачу и обмен программами телевидения и радиовещания внутри СССР и с зарубежными странами, а также использоваться для других нужд народного хозяйства.

Спутник предполагалось выводить носителем Н-I на полярную суточную орбиту. Вес спутника на орбите 16т.

По внешнему виду спутник представлял собой сочетание усеченного конуса и цилиндра. В конической части компоновалась ЯЭУ (реактор, защита и радиатор ЯЭУ), в нижней цилиндрической части — ретранслятор, бортовые системы спутника с холодильником-радиатором. Лучевая компоновка спутника позволяла существенно снизить вес радиационной защиты. Цилиндрическая и коническая поверхности являлись радиационными и служили для отвода тепла. Длина спутника 20-25 м, диаметр 4-5 м.

Система ориентации обеспечивала направление продольной оси спутника на центр Земли с точностью 0,5-1°. Система из трех спутников на суточной орбите обеспечивала глобальную связь при взаимной связи между тремя спутниками.

В качестве рабочих органов систем ориентации и коррекции использовались электрореактивные двигатели. Время функционирования каждого спутника связи 2-3 года.

ЯЭУ состояла из реактора-генератора с термоэмиссионными преобразователями (ТЭП), системы охлаждения реактора с электромагнитными насосами и холодильником-излучателем, узла защиты от излучений реактора, вспомогательных систем и агрегатов, обеспечивающих функционирование ЯЭУ.

Проектно-исследовательские работы, проведенные в ОКБ-1, выявили серьезные преимущества реакторов-генераторов на быстрых и промежуточных нейтронах с бериллиевым отражателем при их использовании в космических ЯЭУ.

В качестве основного конструкционного материала реактора-генератора был принят ниобий. Выбрана одноконтурная схема ЯЭУ. В качестве теплоносителя использовался изотоп природного лития — литий-7.

Основные параметры ЯЭУ в режиме нормальной мощности:

Полная тепловая мощность реактора-генератора, кВт Электрическая мощность, кВт Габариты реактора-генератора наружный диаметр, мм высота, мм вес, кг

6000 600 750 1100 1000

В 1963 г. ОКБ-1 разработало эскизный проект наземного комплекса ЯЭУ, выдало проектное задание на строительство с расчетом ввести в строй в конце 1965 г. и начать летные испытания ЯЭУ в 1967 г. Однако дальнейшего развития проект не получил.

АРКК, д. 3167, л. 59.

Компоновочная схема ракеты Н-I и принятая, наиболее рациональная методика ее летной отработки позволяли создать ракету Н-II на базе блоков Б и В ракеты Н-I. Ракета Н-II при стартовом весе 770 т могла обеспечивать выведение на круговую орбиту Земли высотой 300 км полезного груза весом 24 т для решения военных задач и исследования космического пространства.

Летная отработка ракеты Н-П позволяла в полной мере проверить ряд новых принципов и систем, принятых для Н-I, проверить и отработать в натурных условиях технологические вопросы, связанные с окончательным изготовлением топливных баков и проведением общей сборки ракеты в условиях космодрома.

Проектом предусматривалась установка на I ступени ракеты Н-II двигателей НК-15. На первом этапе летной отработки ракеты можно было осуществить временную замену двигателей НК-15 на двигатели НК-9, изготовленные ранее для ракеты 8К713 и прошедшие стендовые испытания. Это обстоятельство, а также возможность проведения летной отработки на имеющейся оборудованной площадке с использованием монтажного корпуса и кислородного завода позволяли создать ракету Н-II в самые кратчайшие сроки. Обратная замена на втором этапе летной отработки ракеты двигателей НК-9 на более совершенные двигатели НК-15 приводила к улучшению летных характеристик ракеты и давала возможность иметь для ракеты Н-I уже отработанные в летних условиях блоки Б и В.

В эскизном проекте носителя Н-I были изучены особенности двух основных типов ракеты Н-П: боевой ракеты, предназначенной для одновременного прицельного поражения нескольких целей; ракеты-носителя, предназначенной для дальнейшего освоения космического пространства, выведения на орбиты ИСЗ боевых космических аппаратов и поражения крупных стратегически важных объектов противника.

Предложения по ракете-носителю Н-II приняты не были.

АРКК,№ 32691.

В 1962 г. в ОКБ-1 проводились проектные проработки трехступенчатой ракеты Н-П ГР, создаваемой на базе блоков Б и В ракеты Н-I, предназначенной для одновременного поражения нескольких целей, расположенных друг от друга на больших расстояниях по дальности и в боковом направлении. В носовой части ракеты располагались шесть подвесных блоков — III ступени ракеты 8К713 (ГР-1). В конце работы III ступени подвесные блоки отделялись от ее ракетной части, разворачивались относительно плоскости стрельбы II ступени, продолжали полет автономно и выводили глобальные объекты на шесть различных орбит высотой 160 км.

Конструкция III ступени ракеты 8К713, используемой в качестве подвесного блока, претерпевала изменения, обусловленные только появлением силовых поясов связи со II ступенью ракеты Н-II ГР.

Схема функционирования отдельных систем и узлов подвесных блоков при их автономном полете в основном была аналогичной системам и агрегатам III ступени ракеты 8К713. Некоторые изменения претерпевала только система управления, обеспечивающая выведение глобальных объектов на различные, заранее заданные орбиты.

Основные характеристики ракеты Н-II ГР:

Дальность, км Количество боевых частей Высота орбиты выведения, км Предельная ширина зоны поражения при дальности 10000-12000 км, км Вес боевой части, т Стартовый вес, т I ступени II ступени III ступени Сухой вес, т I ступени II ступени III ступени

Неограниченная 6 160 1800 1,5 753 250 9,7 47 18 1,7

Тяга двигателей, т I ступени II ступени III ступени Удельная тяга I ступени II ступени III ступени Количество двигателей I ступени II ступени III ступени

1082 320 9 293 347 346 32 8 1

Проект не был реализован.

АРКК, № 12262.

Комплекс предназначался для осуществления широкой программы исследований Луны и окололунного пространства в научно-технических и военных целях.

На первом этапе планировалась доставка одного космонавта на поверхность Луны для выполнения следующих задач:

изучение физических условий окололунного пространства и поверхности Луны;

исследование возможности и способов создания на Луне автоматических и обитаемых научно-исследовательских станций с длительным временем существования;

отработка навигации и биологическая разведка трассы Земля-Луна;

проведение детальной фотосъемки поверхности Луны;

исследование возможности и эффективности использования Луны в военных целях.

Лунная экспедиция намечалась по схеме с посадкой на поверхность Луны с орбиты искусственного спутника Луны (ИСЛ). Эта схема при имеющихся энергетических возможностях носителя Н-I позволяла решить задачу, используя один запуск носителя.

Схема проведения лунной экспедиции включала следующие основные элементы.

1. Выведение носителем лунного комплекса (ЛК) на начальную орбиту ИСЗ.

2. Старт ЛК с орбиты ИСЗ и переход на облетную траекторию Луны. Предусматривались две коррекции траектории.

3. Торможение лунного комплекса для перехода на орбиту ИСЛ, совпадающую с плоскостью лунного экватора. На орбите ИСЛ предусматривались две коррекции траектории и разделение ЛК на лунный орбитальный корабль (ЛОК) и лунный корабль, в который должен был пересаживаться один из членов экипажа.

4. Посадка лунного корабля на поверхность Луны: торможение для схода с орбиты и выход на траекторию спуска; основное торможение на участке спуска для гашения скорости до 100 м/с; прецизионное торможение для полного гашения скорости и обеспечения "мягкого" прилунения;

горизонтальное маневрирование непосредственно перед прилунением для выбора места посадки.

5. Взлет лунного корабля:

выход на баллистическую траекторию, совпадающую с орбитой полета ЛОК;

доразгон корабля для выхода на орбиту ИСЛ; сближение и причаливание частей ЛК на орбите ИСЛ; переход космонавта в ЛОК.

6. Старт корабля с орбиты ИСЛ для перехода на траекторию полета к Земле. Предусматривались две коррекции.

7. Аэродинамический спуск и посадка корабля на Землю.

Общее время экспедиции 12 сут, включая 1 сут пребывания космонавта на поверхности Луны.

До проектирования лунного ракетного комплекса Л-3 носитель Н-I разрабатывался для выведения на полярную круговую орбиту высотой 300 км полезного груза весом 75 т. При этом имелось в виду, что осуществление экспедиции на поверхность Луны потребует двух-трех запусков Н-I с последующей стыковкой полезных грузов на орбите ИСЗ. Однако в результате эскизных проработок комплекса Н-I-Л-3 было установлено, что осуществление экспедиции на Луну возможно при одном пуске Н-I в случае доведения веса полезного груза до 92-95 т на орбите у Земли.

Для обеспечения повышенного веса полезного груза (до 91,5 т) были приняты следующие основные меры:

выбор трассы запуска и районов падения отделяющихся частей, позволяющий частично использовать скорость вращения Земли (наклонение орбиты 65°) и снизить высоту орбиты с 300 до 220 км;

увеличение рабочего запаса топлива за счет термостатирования горючего в пределах — 15÷20°С и более глубокого переохлаждения кислорода (-191°С), что наряду с увеличением объемов баков блока А позволило увеличить стартовый вес носителя с 2200 до 2750 т;

установка дополнительных шести двигателей в центральной части блока А;

форсирование тяги двигателей I-III ступеней в среднем на 2%.

Намечались к реализации меры по дальнейшему увеличению веса полезного груза до 95 т: переход на пластиковые баллоны высокого давления, совершенствование системы разделения ступеней, уменьшение остатков незабора компонентов топлива и запасов гелия на борту, снятие разделительных клапанов на магистралях окислителя, а также переход на наклонение орбиты 51,8°, сокращение веса телеметрических средств, применение стеклопластика для баллонов.

Основные характеристики носителя Н-I-Л-3:

Стартовый вес, т Вес полезного груза на орбите высотой 220 км, т Вес топлива, т окислителя горючего Вес конструкции, т Суммарная тяга двигателей, т I ступени на земле в пустоте II ступени III ступени

2750 95 1730 670 258 4500 5040 1400 160

Удельная тяга I ступени на земле в пустоте II ступени III ступени Длина ракеты Максимальный диаметр, м

296 331 346 347 105 17

30 декабря 1964 г. был завершен совместно с ОКБ-586 предэскизный проект комплекса Н-I-Л-3. Решением Совета по комплексу Н-I от 26 января 1965 г. была создана техническая комиссия (председатель М.В. Келдыш) для рассмотрения проекта, которая подготовила к сентябрю 1965 г. положительное заключение. К декабрю 1965 г. был готов эскизный проект комплекса Н-I-Л-3.

Постановлением от 3 августа 1964 г. предусматривалось изготовление носителя комплекса Н-I-Л-3: в 1966 г. — 4 экз., в 1967 г. — 6 экз., в 1968 г. — 6 экз.

АРКК, № 98, 22470.

Блок Д в исходном варианте входил в состав комплекса Н-I-Л-3 и предназначался для доразгона лунной орбитальной системы (ЛОС) при старте к Луне с орбиты ИСЗ, проведения в случае необходимости двух коррекций траектории полета к Луне, торможения ЛОС при выведении ее на орбиту ИСЛ, формирования предпосадочной орбиты ИСЛ (до двух коррекций) и торможения лунной посадочной системы при сходе ее с орбиты ИСЛ для осуществления посадки на поверхность Луны.

Блок Д состоял из сферического (с небольшой цилиндрической вставкой) бака окислителя, торового бака горючего, однокамерного двигателя многократного запуска 11Д58, фермы подвески бака горючего, фермы для стыковки с кораблем, сбрасываемого среднего переходного отсека и нижнего переходного отсека.

На верхнем и нижнем днищах бака горючего располагались приборы системы управления и телеизмерений, баллоны сжатого гелия для создания управляющего давления и сжатого азота для раскрутки преднасоса и продувки двигателя, а также блок многократного запуска двигателя и системы обеспечения запуска.

Блок Д широко и успешно использовался в космических аппаратах для изучения Луны: Е-8 ("Луноход-1, -2"), Е-8-5 ("Луна-16, -20" и др.), Е-8ЛС ("Луна-19"); для изучения планет Солнечной системы: "Марс-2, -3, -4, -5, -6, -7".

На базе разгонного блока Д был разработан унифицированный разгонный блок ДМ (11С86), с использованием которого решен широкий круг задач по освоению космического пространства, в том числе осуществлен запуск аппаратов "Молния-7", "Венера-9", "Венера-10", комплекса "Алмаз"-"Салют-5".

АРКК, № 315.

Исследования, проведенные в ОКБ-1, позволили выдать в середине 1959 г. техническое задание ОКБ-670 ГКАТ (М.М. Бондарюк) и ОКБ-456 ГКОТ (В.П. Глушко) на разработку эскизных проектов ядерных ракетных двигателей (ЯРД) по схеме А тягой 200 и 40 т и удельной тягой 900-950. К концу 1961 г. эскизные проекты были готовы. Предпочтение отдали проекту ЯРД с тягой 30^40 т. В 1962 г. были изучены возможности использования таких ЯРД для ракеты Н-I. Составлены предварительные ТТТ для ОКБ-670, ОКБ-276 (Н.Д. Кузнецов), ОКБ-456. Готовился проект постановления по созданию ЯРД тягой 40 т.

В ОКБ-1 были также проведены исследования по малоизученной в тот период в Советском Союзе проблеме хранения жидкого водорода, используемого в качестве рабочего тела для ЯРД. Была показана реальная возможность решить эту проблему и подготовлено техническое задание на разработку хранилища.

На основании исходных данных, подготовленных ОКБ-1 и участниками работ по ЯРД, было разработано задание на проектирование центральной испытательной базы ЯРД. В мае 1963 г. НТС ГКРЭ одобрил это задание и рекомендовал его к реализации.

В ОКБ-1 изучались три варианта носителя Н-I с ЯРД:

1) трехступенчатый носитель на базе блоков А и Б основного варианта с III ступенью, имеющей ядерную двигательную установку;

2) трехступенчатый носитель с ЯРД на II и III ступенях и блоком А исходного варианта в качестве I ступени;

3) двухступенчатый носитель на базе блока А основного варианта со II ступенью, имеющей ядерную двигательную установку.

Проведенные исследования показали:

наиболее перспективным направлением повышения эффективности носителя Н-I является создание на его базе двухступенчатых носителей с ядерными двигателями на II ступени, обеспечивающими резкое увеличение весов полезного груза, выводимого на орбиту ИСЗ (в 2-2,5 раза для ЯРД типа А и до 6-10 раз для ЯРД типа В);

оптимальные значения суммарных тяг двигателей II ступени находятся для ЯРД типа А в диапазоне 700-800 т и для ЯРД типа В в диапазоне 1500-2000 т.

На начальных этапах применение ЯРД сравнительно небольшой тяги могло бы ускорить внедрение таких двигателей в ракетную технику. В связи с этим рассматривалась возможность применения ЯРД на космических орбитах в качестве разгонных двигателей.

Сравнительные данные, рассчитанные для варианта доставки груза на Луну при использовании различных типов двигателей, приведены в следующей таблице:

Тип двигателя	Тяга двига- теля, т	Суммарный вес двигателя с биозащитой, т	Вес полезного груза, доставляе- мого на Луну, т
ЖРД на О2 + Н2 ЯРД типа А ЯРД типа А, форсированный ЯРД типа В ЯРД типа В, с усиленной биозащитой	40 18 20 40 40	0,75 4,8 3,25 18 25	14 24,6 27,1 38,5 33

Было установлено, что применение ЯРД различных типов на ракетных блоках космических комплексов является весьма эффективным. При доставке груза на Луну применение ЯРД типа А могло обеспечить увеличение веса полезного груза на 75-90% по сравнению с использованием ЖРД на О₂ + Н₂, а применение ЯРД типа В — на 135-175%.

Применение ЯРД позволяло организовать двухстороннюю транспортную связь с Луной, обеспечивая при одном пуске носителя с кислородно-водородной III ступенью доставку на Луну полезных грузов, достигающих большого веса (до 10-12,5 т с использованием ЯРД типа А и до 18-24 т с использованием ЯРД типа В), с последующим возвращением значительных космических объектов (5 т) к Земле.

При осуществлении экспедиции на Марс использование в составе ракетных космических комплексов форсированных ЯРД типа А могло снизить суммарный вес, выводимый на орбиту ИСЗ, на 40-45% по сравнению с применением кислородно-водородных ЖРД. Применение ЯРД типа В могло довести выигрыш в суммарном весе на орбите ИСЗ до 50-60%.

Высокая удельная тяга ЯРД типа В позволяла обеспечить расширение допустимого диапазона дат старта к Марсу либо существенно сократить суммарное время проведения экспедиции при сравнительно небольших резервах стартового веса.

Исследования также показали, что наибольшую эффективность при проведении экспедиции на Марс мог обеспечить ядерный электрореактивный двигатель, позволяющий уменьшить потребный вес на орбите ИСЗ на 70% по сравнению с кислородно-водородным ЖРД. В этом случае обеспечивалась принципиальная возможность проведения экспедиции на Марс с помощью одного носителя с кислородно-водородной III ступенью.

АРКК, № 27235.

Возможность создания такой системы исследовалась в связи с перспективными задачами ОКБ-1 по изучению дальних планет Солнечной системы.

Рассматривался вариант создания искусственной тяжести (ИТ) путем вращения двух космических объектов с угловой скоростью не более 7-8°/с. Для получения заданного эффекта требовались достаточная продолжительность вращения и определенные внутренние объемы на корабле, допускающие свободное перемещение космонавта. Однако в целях экономии решили ограничиться имеющимися разработками и изучили следующие сочетания объектов, обеспечивающих вращение:

1) корабль 3КВ (на базе корабля "Восток") + блок И;

2) корабль 7К-ОК + блок И;

3) два корабля 7К-ОК.

По первой схеме два объекта разводились на 1100 м и производилась их закрутка вокруг общего центра масс с угловой скоростью 0,5°/с. Центростремительное ускорение при этом равнялось 0,3 м/с² (практическая невесомость). Сила тяжести, равная 1/6 земной, достигалась за счет уменьшения расстояния между кораблем и блоком И до 300 м, угловая скорость при этом возрастала до 7°/с.

Основное отличие "системы ИТ" с использованием блока И и 7К-ОК заключалось в том, что все операции по расхождению блоков и закрутке их вокруг общего центра масс выполнялись кораблем 7К-ОК с помощью штатных двигателей. Наличие значительного внутреннего объема на корабле 7К-ОК позволяло добиться большего эффекта в эксперименте по влиянию ускорений на организм космонавта.

В схеме с использованием двух кораблей 7К-ОК один из них пассивный, другой активный. Все операции осуществлялись после их сближения и стыковки. Последняя операция связана с большими расходами электроэнергии, поэтому время эксперимента по такой схеме нужно было ограничивать 3 сут, что практически его обесценивало.

Проведенные проектные проработки ограничились подготовкой технического отчета, утвержденного В.П. Мишиным 28 марта 1966 г.

АРКК, № 3798, 26144.

При эскизном проектировании носителя были намечены пути улучшения его летных характеристик. Поиски решений в этом направлении проводились при выполнении следующих условий:

преемственности конструктивно-технических решений, принятых для исходного варианта носителя;

возможности использования комплекса технологической оснастки и оборудования заводов-изготовителей исходного варианта;

возможности эксплуатации модификаций Н-I с использованием систем и агрегатов наземного оборудования исходного варианта.

Модификации с целью совершенствования характеристик носителя Н-I намечались в трех направлениях при использовании компонентов топлива:

1) кислород + керосин (исходный вариант);

2) жидкий водород на III ступени;

3) жидкий водород на II и III ступенях. Возможные модификации Н-I:

Н-IУ — усовершенствованный вариант, выполненный в габаритах носителя Н-I при совершенствовании весовых характеристик его блоков и резком повышении надежности автономных двигателей.

Н-IФ — вариант с форсированными за счет повышения давления в камере сгорания двигателями тягой 175 т вместо 150 т на I ступени и 200 т вместо 175 т на II ступени. За счет перекомпоновки топливных отсеков увеличивался запас топлива на II и III ступенях.

Н-IМ — вариант, предполагающий коренную модернизацию двигателей

I ступени с доведением тяги до 250 т без изменения основных габаритов за счет резкого повышения давления в камере сгорания. Благодаря перекомпоновке топливного отсека увеличивался запас топлива I ступени. На II и III ступенях применялись ракетные блоки варианта Н-IФ. Возможна замена двигателя

II ступени на форсированный вариант тягой 280 т с одновременным увеличением запаса топлива на блоке Б за счет его перекомпоновки.

Н-IУВ-III — дальнейшее развитие варианта Н-IУ путем замены кислородно-керосинового двигателя на III ступени (блок В) на ракетный блок с использованием кислородно-водородного топлива.

Н-IФВ-III — развитие варианта Н-IФ с кислородно-водородным блоком В, заимствованным из варианта Н-ГУВ-Ш.

Н-ГМВ-III — развитие варианта Н-IМ с заменой кислородно-керосинового блока В на блок В ракеты Н-IУВ-Ш с использованием кислородно-водородного топлива.

Н-IФВ-II, -III — вариант с использованием блока А форсированного варианта Н-IФ и двух водородных блоков II и III ступеней.

Н-IМВ-II, -III — модернизированный вариант с использованием кислородно-водородного топлива на II и III ступенях.

Основные характеристики модификаций приведены в следующей таблице:

Индекс модификации	Вес по лезного груза, т	Старто - вый вес, т	Вес кон- струкции, т	Суммар- ная тяга двигате- лей, т	Длина ра- кеты, м	Макси- мальный диаметр ракеты, м
Н-IУ Н-IУВ-III Н-IФ Н-IФВ-III Н-IФВ-II, -III Н-IМ (1-й вариант) Н-IМ (2-й вариант) Н-IМВ-III(1-й вариант) Н-IМВ-III (2-й вариант) Н-IМВ-II, -III	95 115 100 125 150 155 175 185 205 230	2750 2900 2950 3000 3250 4950 5300 4950 5350 5200	260 285 280 300 355 470 505 490 520 530	4500 4500 5250 5250 5250 7500 7500 7500 7500 7500	105 120 110 125 145 135 140 145 150 165	17 17 17 17 17 17 17 17 17 17

9 ноября 1965 г. был завершен технический отчет в четырех книгах с восемью приложениями "Возможности совершенствования летно-тактических характеристик изделия 11А52". В четвертой книге были даны проектные чертежи рассмотренных модификаций носителя.

Назначение выполненных исследований было сформулировано так: "Материалы технического отчета подводят итоги проработок ОКБ-1 по выявлению основных направлений работ, связанных с совершенствованием системы Н-I, и являются своего рода программой дальнейших более глубоких проработок в этом направлении".

АРКК, № 27235.

Состав комплекса:

экспедиционный корабль (ЭК), пилотируемый в межпланетном пространстве экипажем;

орбитальный комплекс, в котором размещаются жилые и рабочие отсеки, системы жизнедеятельности;

спускаемый аппарат, предназначенный для спуска экипажа ЭК на поверхность планеты с орбиты искусственного спутника либо с межпланетной траектории;

аппарат возвращения, в котором экипаж возвращается с поверхности Марса на ЭК;

ракета возвращения для выведения аппарата возвращения с поверхности Марса на орбиту искусственного спутника Марса (ИСМ) либо на межпланетную траекторию полета к Земле;

633планетная станция, обеспечивающая экипажу на Марсе условия жизнедеятельности и возможность проведения научных исследований. Были исследованы следующие схемы экспедиции:

1) прямая посадка на поверхность планеты и прямое возвращение к Земле — десантная схема;

2) высадка всей экспедиции или ее основной части на орбиту ИСМ с посадкой десантной части экспедиции на поверхность планеты с орбиты ИСМ или непосредственно с межпланетной траектории — орбитально-десантная схема;

3) выведение ЭК на орбиту ИСМ без высадки на поверхность планеты — орбитальная схема;

4) прямая посадка на поверхность планеты с возвращением экипажа к Земле с помощью другого корабля, проходящего мимо планеты по пролетной траектории, к которому корабль с экипажем экспедиции пристыковывается во время полета корабля около планеты — пролетно-десантная схема.

Исследования показали, что осуществление экспедиции по десантной схеме по сравнению с другими рассмотренными схемами посадки связано с относительно высокими энергетическими затратами и, кроме того, район посадки на поверхность Марса очень ограничен. Осуществление экспедиции по такой схеме для кораблей с ядерным электрореактивным двигателем (ЯЭРД) явно нерационально, так как при возвращении к Земле с поверхности Марса ЯЭРД может быть использован только после выведения корабля на орбиту ИСМ.

Орбитально-десантная схема по сравнению с десантной энергетически более выгодна, так как при возвращении с поверхности Марса на орбиту ИСМ выводится не весь орбитальный комплекс, в котором экипажу предстоит лететь к Земле, а только легкий аппарат с экипажем. Основным условием ее осуществления является стыковка на орбите ИСМ. При использовании ЯЭРД схема полета остается такой же, за исключением того, что разгон с орбит ИСЗ и ИСМ, а также торможение при переходе на орбиты ИСЗ и ИСМ происходят по спиральным траекториям в течение большого времени из-за малой тяги двигателя.

Орбитальная схема аналогична предыдущей схеме, но без посадки на планету. Весь корабль собирается на орбите ИСЗ и стартует к Марсу, где выходит на круговую либо эллиптическую орбиту ИСМ. После окончания периода ожидания корабль стартует к Земле.

Пролетно-десантная схема по сравнению с предыдущей является наиболее энергетически выгодной, но наименее надежной. Неудача во время стыковки на межпланетной траектории может привести к непоправимым последствиям.

В мае 1966 г. были завершены предэскизные проработки по этому комплексу. Дальнейшего развития этот проект не получил.

АРКК, № 20064, 23907, 26190.