Введение 2 страница. В проспекте ставились две основные задачи: отработать стыковку и сборку на орбите и облететь Луну пилотируемым аппаратом

В проспекте ставились две основные задачи: отработать стыковку и сборку на орбите и облететь Луну пилотируемым аппаратом. По мнению С.П.Королева, увязка решений по двум этим задачам обеспечивала приоритет СССР в деле освоения космоса. Работам по теме «Союз» был дан «зеленый свет».

В связи с разработкой варианта прямого облета Луны кораблем Л1 программа «Союз» была нацелена на отработку сближения и стыковки КК с последующим переходом членов экипажа из корабля в корабль. Эскизный проект «Союза», подписанный в 1965 г., отражал уже новые тактико–технические требования к кораблю. Отработка «Союза» в беспилотной варианте была начата 28.11.1966 г. запуском спутника «Космос–133». После неудачной попытки запуска беспилотного «Союза» в декабре 1966 г., окончившейся аварией РН и срабатыванием системы аварийного спасения на старте, 07.02.1967 г. орбитальный полет с посадкой в Аральское море совершил второй беспилотный КК «Союз» («Космос–140»).

Первый пилотируемый полет на КК «Союз–1» совершил 23-24.04.1967 г. летчик–космонавт В.М.Комаров, однако из–за отказа парашютных систем при спуске полет окончился катастрофой. Первая автоматическая стыковка была выполнена 30.09.1967 г беспилотными кораблями–спутниками «Космос–186» и «–187» и повторена 15.04.1968 г. кораблями–спутниками «Космос–212» и «–213». После беспилотного полета КК «Союз» (спутник «Космос–238»), запущенного 28.08.1968 г., начались регулярные полеты «Союзов». Фактически задача программы «Союз» — стыковка пилотируемых КК с переходом космонавтов через космос — была выполнена 16.01.1969 г. в ходе полета кораблей «Союз–4» и «–5» с космонавтами В.А.Шаталовым, Б.В.Волыновым, А.С.Елисеевым и Е.В.Хруновым. Оставшиеся корабли «Союз» были перенацелены на выполнение технологических экспериментов в групповом полете («Союз-6», «–7» и «–8» с космонавтами Г.С.Шониным, В.Н.Кубасовым, А.В.Филипченко, В.Н.Волковым, В.В.Горбатко, В.А.Шаталовым и А.С.Елисеевым) и длительного полета («Союз–9» с космонавтами А.Г.Николаевым и В.И.Севастьяновым, запущен 1.06.1970 г.) продолжительностью 17,7 суток. Два последних КК «Союз», на которых предполагалось отработать систему сближения для лунного комплекса ЛЗ, остались невостребованными.

Проект «Спираль» (ОКБ-155)

В начале 60-х годов в ОКБ-155 Госкомитета по авиационной технике (ГКАТ) под руководством А.И.Микояна начались исследования комбинированных воздушно-космических систем, сочетающих в себе черты самолетов и ракет. В 1965 г. был подписан план работ по теме "Спираль" и аванпроект системы. Руководителем темы был назначен заместитель главного конструктора Г.Е.Лозино–Лозинский.

Основной целью программы "Спираль" было создание пилотируемого орбитального самолета (ОС) для выполнения прикладных задач в космосе, а также для обеспечения возможности регулярных и безопасных перевозок по маршруту Земля-орбита-Земля. Для запуска ОС в космос предполагалось создать воздушно-орбитальную систему (рис. 3), состоящую из многоразового гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) и одноразового двухступенчатого ракетного ускорителя.

Рассматривались два варианта ГСР с четырьмя многорежимными турбореактивными двигателями (ТРД), работающими на жидком водороде (более перспективный вариант) или на керосине (более консервативный вариант). ГСР использовал для старта с взлетно-посадочной полосы разгонную тележку и применялся для разгона системы до гиперзвуковой скорости, соответствующей ЧИСЛУ Маха М-6 (для первого варианта) или М-4 {для второго). Разделение ступеней системы предполагалось произвести на высоте 28--30 км или 22- 24 км соответственно. Далее в действие вступал и ускоритель с ЖРД, а ГСР возвращался к месту старта.

Самолет-разгонщик представлял собой сравнительно крупногабаритный самолет, построенный по схеме "летающее крыло", большой стреловидности с вертикальными стабилизирующими поверхностями на концах крыла. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. В верхней части фюзеляжа ГСР на пилоне крепился ОС с ракетным ускорителем, носовая и хвостовая части которого закрывались обтекателями.

Орбитальный самолет проектировался по схеме "несущий корпус" треугольной формы в плане и был значительно меньше самолета-разгонщика. Он имел стреловидные консоли крыла, которые при выведении и в начальной фазе спуска с орбиты занимали вертикальное положение, а при планировании поворачивались, увеличивая несущую площадь. Ускорителем ОС выводился на низкую околоземную орбиту высотой порядка 130 км и выполнял на ней 2-3 витка. Он мог совершать маневр по изменению наклонения плоскости и высоты орбиты. После выполнения полета ОС совершал вход в атмосферу, спуск на гиперзвуковой скоростью при большом угле атаки с возможностью большого бокового маневра, а затем, после снижения скорости, раскрывал крыло, планировал и садился на любой аэродром. Для защиты корпуса ОС от нагрева при входе в атмосферу применялся нижний металлический теплозащитный экран, установленный на шарнирных подвесках, который выполнял некоторые силовые функции. При входе в атмосферу сложенные консоли крыла располагались в аэродинамической "тени" фюзеляжа.

Для выведения ОС на орбиту после отделения от ГСР имелся ускоритель, представляющий собой двухступенчатую ракету с кислородно-водородными или с кислородно-керосиновыми ЖРД.

Для маневрирования ОС на орбите использовался основной, а также два аварийных ЖРД. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи. Все ракетные двигатели ОС работали на топливе азотный тетраксид - несимметричный диметилгидразин (АТ-НДМГ), Для маневрирования самолета на конечном участке планирования (дотягивание до ВПП, заход на второй круг в случае невозможности посадки с первого захода) предназначался ТРД, работающий на керосине, посадка осуществлялась на лыжное шасси.

Одной из отличительных черт проекта ОС была бортовая ЭВМ для навигации и автоматического управления полетом.

Рассматривалась возможность аварийного спасения пилота ОС на любом участке полета с помощью кабины-капсулы фарообразной формы, имеющей механизм катапультирования из ОС, парашют и тормозные двигатели для входа в атмосферу (в случае невозможности возвращения на Землю с орбиты всего самолета) и навигационный блок.

Для натурной отработки конструкции и основных систем ОС проектировался одноместный экспериментальный орбитальный самолет многоразового применения, Он строился по аналогичной схеме, имел несколько меньшие размеры и массу и должен был выводиться на орбиту при помощи РН "Союз", Для испытания конфигурации ОС на атмосферных участках полета предназначались самолеты-аналоги, оснащенные ТРД и стартующие с самолета-носителя Ту-95. Один из аналогов должен был совершать полет на дозвуковой скорости, второй - на скорости, соответствующей числу M-6-8.

Основной особенностью системы "Спираль" была большая относительная масса полезной нагрузки (ПН), в 2-3 раза превышающая относительную массу ПН обычных одноразовых РН. Стоимость же выведения ПН предполагалась в 3--3,5 раза ниже. Кроме того, достоинствами системы были возможность широкого выбора диапазона направлений старта, маневрирование в космосе и самолетная посадка в сложных метеорологических условиях.

Проект "Спираль" предусматиривал проведение широкого круга работ. По плану создание дозвукового самолета-аналога начиналось в 1967 г., гиперзвукового аналога - в 1968 г. Экспериментальный аппарат должен был впервые выводиться на орбиту в беспилотном варианте 81970 г. Первый пилотируемый полет его намечался на 1977 г. Работы по ГСР должны были начаться в 1970 г. В случае принятия решения о создании самолета-разгонщика на водороде постройку его предполагалось развернуть в 1972 г. В середине 70-х годов могли начаться полеты полностью укомплектованной системы "Спираль".

Для исследований характеристик устойчивости и управляемости ОС на различных участках полета и оценки теплозащиты были построены летающие модели аппарата в масштабе 1: 3 и 1: 2, получившие название "беспилотные орбитальные ракетопланы" ("БОР"), с жестко зафиксированными консолями крыла. Широкая программа испытаний аппаратов включала их продувку в аэродинамических трубах ЦАГИ и стендовую отработку, имитирующую различные режимы и этапы полета. Затем начались бросковые испытания, в которых аппараты "БОР" с помощью ракет выводились, на баллистическую траекторию полета, имитирующую вход в атмосферу и посадку.

Несмотря на строгое технико-экономическое обоснованне, руководство страны интереса к теме "Спираль" не проявляло, что отрицательно сказывалось на сроках выполнения программы, которые растянулись на многие годы. Постепенно программа "Спираль" была переориентирована на летные испытания аппаратов-аналогов без перспектив создания на их базе реальной системы. В 1976 г. с началом работ по программе "Энергия"- "Буран" судьба проекта "Спираль" была окончательно предрешена.

Однако испытания аппаратов-аналогов, созданных в рамках программы "Спираль", продолжались. Пилотируемый самолет-аналог был готов к дозвуковым полетам в середине 70-х годов. Его летные испытания начались с коротких подлетов аппарата в мае 1976 г.: с помощью собственного ТРД самолет-аналог совершал взлет с ВПП и вскоре после этого шел на посадку. В этих полетах принимали участие летчики-испытатели А. Фастовец, И. Волк, В. Меницкий и А. Федотов. 11 октября 1976 г. аппарат совершил перелет с одной ВПП аэродрома на другую.

В 1977 г. начались испытания аппарата-аналога с подъемом его на высоту с помощью самолета-носителя Ту-95К - сначала без сброса с самолета. 27 октября 1977 г. был проведен первый воздушный старт аналога с самолета-носителя; пилотировал аппарат А. Фастовец. В 1978 г. было проведено еще пять полетов самолета-аналога на дозвуковой скорости. Окончание летных испытаний аналога в сентябре 1978 г. положило конец программе "Спираль".

Для отработки решений, положенных в основу концепции многоразового орбитального корабля (ОК) "Буран", было решено использовать задел, накопленный в рамках программы "Спираль". Для этого с существенной модификацией были использованы аппараты "БОР". Они оснащались новой системой теплозащиты, близкой по характеристикам к теплозащите ОК "Буран", и сбрасываемой тормозной ДУ для схода с орбиты. Системное оснащение ракетоплана из-за его крайне малых размеров было предельно упрощено. Полет после входа в атмосферу - планирующий, с последующим спуском на парашюте на воду.

В момент, когда разработка ОК "Буран" приближаялась к своей кульминации, для испытания теплозащитных материалов корабля 3 июня 1982 г, с космодрома Капустин Яр с помощью РН "Космос" под обозначением спутника "Космос-1374" был запущен аппарат "БОР-4". Совершив 1,25 витка по орбите, ракетоплан выполнил вход в атмосферу с боковым маневром на дальность 600 км, полет и приводнение в 560 км от архипелага Кокосовы острова в Индийском океане, где дежурившие там семь кораблей спасения подобрали "БОР-4" из воды. Спасательные операции были засняты на фотопленку австралийским патрульным самолетом "Орион", находившимся в этой зоне.

Второй орбитальный полет аппарата "БОР-4" под обозначением "Космос-1445" состоялся 15 марта 1983 г. Ракетоплан приводнился в 556 км южнее тех же Кокосовых островов и был успешно спасен советскими кораблями. Третий полет ракетоплана "БОР-4" ("Космос-1517") был выполнен 27 декабря 1983 г. На этот раз в качестве места посадки был выбран не Индийский океан, а Черное море. Корабли слежения засекли включение тормозной ДУ аппарата, когда тот находился над Южной Атлантикой.

4 июля 1983 г. была запущена первая модель ОК "Буран" в уменьшенном масштабе ("БОР-5", или "Б-5") для подтверждения реальной конфигурации корабля. Цельнометаллический миниатюрный орбитальный корабль, снабженный датчиками и регистрирующей аппаратурой, совершил суборбитальный полет с космодрома Капустин Яр. Впоследствии было проведено еще пять суборбитальных полетов аппарата "Б-5".

Последний раз ракетоплан "БОР-4" был запущен 19 декабря 1984 г. под обозначением "Космос-1614". Как и в предыдущем запуске, "БОР-4" приводнился в Черном море после одновиткового полета по орбите.

Проект корабля ЛК–1 для облёта Луны (ОКБ-52)

С 1960 г. ОКБ В.Н.Челомея, находившееся в составе ГКАТ, начало разработку ракетно-космических систем. С участием предприятий ГКАТ, а также других предприятий оборонной промышленности в ОКБ В. Н. Челомея к 1964 г. были созданы первые в мире маневрирующие аппараты "Полет" и разработаны исследовательские ИСЗ "Протон" и РН для вывода их на орбиту. в том числе мощная ракета УР500К "Протон".

Кроме беспилотных объектов, ОКБ активно вело разработку пилотируемых КК, называемых ракете- и космопланами. В рамках таких проектов предполагалось создать корабли, обеспечивающие полет человека в космическом пространстве и безопасное возвращение его на Землю. В разгар работ над космопланами 3 августа 1964 г. В.Н.Челомеем был подписан аванпроект корабля ЛК-1 с одним космонавтом, для облета Луны по петлеобразной траектории.

Предполагалось, что запуск ЛК-1 будет производиться мощной трехступенчатой РН УР500К. Опираясь на характеристики носителя, проектанты рассматривали корабль, состоящий из трех блоков: разгонного, приборно-агрегатного и возвращаемого аппарата (ВА), напоминающего по форме американский КК "Джемини" (находящийся в передней части корабля, он закрывался обтекателем).

Спасение космонавта в случае аварии РН предполагалось осуществлять путем увода ВА с помощью пороховой аварийной двигательной установки (АДУ), которая крепилась сверху ВА.

Имея коническую форму, ВА обладал небольшим аэродинамическим качеством, позволяющим ему осуществлять управляемый спуск со второй космической скоростью в атмосфере Земли при приемлемых перегрузках и с посадкой в заданном районе территории Советского Союза.

Электропитание систем КК предполагалось осуществлять с помощью солнечных батарей, которые раскрывались после выхода корабля на траекторию полета к Луне.

При рассмотрении проекта ЛК-1 обращает на себя внимание достаточно малая масса и небольшие габариты ВА. Постепенно оптимизируя характеристики систем КК и носителя, проектантам удалось увеличить эту массу и разместить в ВА еще одного космонавта. Работы по кораблю ЛК-1 были прерваны в конце 1965 г, вследствие ориентации лунной программы на корабль Л1 разработки ОКБ-1.

Космический корабль Л1 для облёта Луны (ОКБ-1)

Опираясь на ранее проведенные исследования по темам "Союз" и H1, а также ознакомившись с работами ОКБ-52 В.Н.Челомея по РН УР500К и кораблю ЛК-1, С.П.Королев 15 декабря 1965 г. на совещании главных конструкторов представил аваипроект корабля Л1 для облета Луны. Согласно этому проекту предполагалось осуществить облет кораблем "Союз" в облегченном варианте. Запуск корабля с околоземной орбиты осуществлялся бы при помощи разгонного блока "Д". Выведение комплекса "разгонный блок-корабль" на низкую околоземную орбиту должно было осуществляться носителем УР500К.

Преимущество проекта С.П.Королева перед проектом В.Н.Челомея заключалось в том, что у ОКБ-1 уже был опыт в разработке и создании пилотируемых КК "Восток" и "Восход" и шла успешная работа по программе "Союз", проводимая широким фронтом в этот период времени. Кроме того, определенную роль в решении о начале работ по проекту Л1 сыграл большой авторитет С.П.Королева.

Как и проект ЛК-1 программа Л1 предусматривала облет Луны и возвращение на Землю КК с экипажем из двух человек. Изза малых сроков, отводимых на реализацию программы, предусматривалось максимальное использование существующей наземной базы, документации и материальной части программы "Союз". Жесткие лимиты, налагаемые носителем УР500К и блоком "Д", ограничивали массу корабля Л1 величиной в 5.1-5.2 т. По этим причинам проектанты были вынуждены всячески облегчить "Союз", стараясь при этом сохранить показатели его надежности. Так, в частности, с корабля были сняты бытовой отсек, часть систем СА (в том числе запасная парашютная система) и часть систем ПАО (одна из четырех секций в каждом "крыле" солнечных батарей и дублирующий ЖРД сближающе - корректирующей ДУ), Вместе с тем в конструкцию "Союза" были внесены существенные изменения, позволяющие использовать его для облета Луны. Были модернизированы система ориентации и управления движением система управления бортовым комплексом аппаратуры, система радиосвязи с Землей, введена остронаправленная антенна. Увеличено число реактивных сопел, управляющих движением СА на участке спуска в атмосфере. Теплозащитный экран СА был доработан в расчете на нагрев при спуске со второй космической скоростью.

На атмосферном участке выведения корабль Л1 был закрыт аэродинамическим обтекателем, специально разработанным для этих целей. В случае аварии носителя увод СА предполагалось осуществить с помощью системы аварийного спасения (САС) имеющей более мощную ДУ, чем САС корабля "Союз".

Так как бытовой отсек корабля "Союз" на аппарате Л1 отсутствовал, захват спускаемого аппарата ложементами обтекателя в момент включения двигательной установки САС должен был осущесталяться за специальный опорный конус, пристыкованный в верхней части СА. Через люк в головном обтекателе, проход в центре этого конуса и люк в СА космонавты на старте попадали в корабль. На околоземной орбите перед включением блока "Д" опорный конус сбрасывался.

Тренировки космонавтов по программе Л1 начались задолго до того, как были готовы первые экземпляры корабля. Проводились они поначалу на наземных аналогах СА "Союз", оснащенных новыми приборами управления, среди которых выделялось впервые примененное индикаторное поле. Космонавты отмечали удобство работы с новой аппаратурой, но и сетовали на тесноту СА, в котором предполагалось провести семь суток полета.

Первые пуски кораблей Л1 должны были ознаменовать собой еще и начало испытаний нового, трехступенчатого варианта ракеты УР500, которая до этого четыре раза (из них три раза успешно) стартовала в двухступенчатом варианте. Однако получилось так, что с самого начала своей жизни носитель УР500К был испытан не в трех-, а в четырехступенчатом варианте. БЛОК "Д", взятый из комплекса Н1Л3 разработки ОКБ-1 и частично залитый топливом, стал четвертой ступенью новой РН.

Первый (макетный) экземпляр корабля Л1, предназначенный для наземных испытаний, проходил проверки в составе комплекса УР500К-Л1 на космодроме Байконур в январе 1967 г. Второй экземпляр был запущен на околоземную орбиту 10 марта 1967 г. под обозначением "Космос-146". Этот пуск, в котором впервые использовалась четырехступенчатая РН УР500К с блоком "Д" в качестве последней ступени, преследовал целью испытание разгонного блока. Корабль Л1 был запущен в упрощенном варианте. За время полета аппарата было проведено два включения ЖРД блока "Д".

Дальнейшей программой работ предполагалось осуществить еще несколько пусков кораблей Л1 в беспилотном варианте, обозначив эти корабли общим названием "Зонд". В случае успешного выполнения беспилотных облетов Луны двумя-тремя КК и накопления необходимого опыта управления кораблем на большом удалении от Земли можно было начинать пилотируемую программу Л1. В ходе этой программы космонавты должны были выполнить два-три облета Луны и опередить в этом деле американцев. Полеты беспилотных лунных кораблей по американской программе начались 5 июля 1906 г. стартом макета корабля "Аполлон-2" на околоземную орбиту. (См.: Салахутдинов Г.М.: «Аполлоны» летят на Луну» (1988,N10)).

Параллельно с испытанием кораблей Л1 в беспилотном варианте предполагалось провести широкую программу научных исследований, включающих фотографирование Земли и Луны из космоса, исследование радиационной обстановки на трассе полета и в окололунном пространстве, изучение космических лучей и эксперименты с различными биологическими объектами.

В апреле 1967 г. под индексом "Космос-154" на околоземную орбиту был выведен третий экземпляр корабля Л1. Из-за отказа в системе управления, приведшего к преждевременному сбросу двигателей системы обеспечения запуска, не включилась основная двигательная установка блока "Д". С запуска 28 сентября 1967 г. четвертого корабля начала показывать "норов" новая ракета УР500К - из шести двигателей первой ступени РН работали только пять, и носитель был подорван. В этом полете впервые сработала система аварийного спасения. При выведении пятого корабля 22 ноября того же года первая ступень носителя отработала штатно, но из четырех двигателей второй ступени вышли на режим только три. Снова сработала САС, возвратившая СА корабля на землю. При спуске СД на парашюте на большой высоте неожиданно сработали РДТТ мягкой посадки.

Наконец 2 марта 1968 г. при запуске шестого корабля РН отработала удачно и космический аппарат, получивший официальное наименование "Зонд-4", смог облететь Луну и сфотографировать ее. Фактически только этот запуск стал первым зачетным. Однако из-за сбоев в работе одного из датчиков системы управления движением перед входом в атмосферу Земли и разделением отсеков не было необходимой ориентации, поэтому спуск СА был баллистическим и в незапланированный район, из-за чего СА был подорван с помощью системы самоликвидации.

23 апреля 1968 г. при запуске седьмого корабля после сброса головного обтекателя на участке работы второй ступени РН из-за короткого замыкания в одном из блоков системы автоматического управления КК научастке максимального скоростного напора сработала САС. 14 июля 1968 г" при подготовке восьмого КК Л1 к старту, который должея был состояться 21 июля, на Земле из-за нерасчетного режима наддува лопнул бак окислителя блока "Д" и запуск не состоялся.

Вторым "зачетным" стал запуск девятого КК Л1, который 15 сентября 1968 г. был выведен на траекторию облета Луны под обозначением "Зонд-5" и произвел фотографирование Земли с расстояния 85000 км. Уже при возвращении к Земле из-за ошибки операторов вышли из строя от нагрева гироплатформа и датчик ориентации. Коррекция траектории производилась с помощью микродвигателей ориентации, и СА корабля при баллистическом спуске произвел посадку в Индийском океане. Аппарат был извлечен из воды советским поисково-спасательным судном.

Десятый корабль ("Зонд-6"), стартовавший 10 ноября 1968 г., облетел Луну на расстоянии 2400 км от поверхности и два раза сфотографировал ее - с расстояния 9000 км и при максимальном сближении. При возвращении корабля произошла разгерметизация корпуса СА по резиновому уплотнению что, однако, не помешало СА совершить управляемый спуск в атмосфере Земли на территорию Советского Союза. На. участке парашютного спуска была зафиксирована разгерметизация парашютного контейнера по той же причине. Кроме того, произошел преждевременный отстрел стренг парашюта, и СА разбился о землю. Однако фотопленки удалось извлечь из смятых бронированных кассет и получить высококачественные снимки Земли и Луны.

Надежды космонавтов "Лунного отряда" на то, что им удастся в скором времени совершить облет Луны, быстро таяли под напором все новых и новых нештатных ситуаций, выявляемых при очередном запуске. Пилотируемые пуски по программе Л1 откладывались, Распутывая причины аварий и преодолевая трудности, наша программа со временем отстала от американской. Запущенный носителем "Сатурн-5" 21 февраля 1968 г. корабль "Аполлон-8" с экипажем в составе Ф. Бормана, Дж. Ловелла и У. Андерса 24 февраля выполнил облет Луны. Политический смысл продолжения облетной программы Л1 был потерян…

Однако пущенный маховик остановить сразу практически невозможно. Отменить программу, получив лишь весьма удовлетворительные результаты, было нельзя. Кроме того, корабли построены, носители ждут, график полетов необходимо соблюдать…

20 января 1969 г. из-за неполадок в работе ЖРД второй и третьей ступеней РН снова пришлось подрывать носитель. Сработавшая САС возвратила на Землю СА одиннадцатого корабля Л1. 8 августа 1969 г. двенадцатый КК под обозначением "Зонд-7" совершил облет Луны на расстоянии 1230 км от поверхности и дважды сфотографировал Землю и Луну. Практически никаких замечаний к работе систем корабля не было, и 14 августа после проведения успешного управляемого спуска в атмосфере Земли его СА приземлился южнее города Кустаная всего лишь в 50 км от расчетной точки. Теоретически именно этот запуск мог (в лучшем случае) быть пилотируемым, но руководство "добро" на запуск человека после триумфа "Аполлона-8" давать не захотело…

Полеты по программе Л1 были закончены 20 октября 1970 г. запуском тринадцатого по счету корабля, получившего обозначение "Зонд-8", который после облета Луны на расстоянии около 1200 км при возвращении через Северный полюс из-за отказа датчика ориентации совершил баллистический спуск в Индийском океане. Четырнадцатый и пятнадцатый корабли, оборудованные для пилотируемого облета Луны, так и остались невостребованными.

Лунный комплекс Л3 (ОКБ-1)

Одной из задач носителя HI, согласно первоначальному эскизному проекту, было проведение экспедиции на Луну по двухпусковой схеме, Предполагалось, что запущенные при двух стартах носителя блоки стыкуются на околоземной орбите, образуя корабль, большая масса которого позволит осуществить прямой полет к Луне. В этом случае весь корабль производит посадку на лунную поверхность, а после пребывания на Луне его взлетная часть со спускаемым аппаратом осуществляет старт и возвращение к Земле, Такой вариант экспедиции не был самым экономичным, но представлялся надежным и легко реализуемым.

При разработке лунных кораблей как в СССР, так и в США оценивались различные.варианты экспедиции, включая разделение КК на функциональные части. Как показал последующий ход событий, в США оптимальным был признан вариант с разделением корабля на окололунной орбите. Однако первоначально и в Америке главным был именно "прямой" вариант. Его приняли за основу при подготовке программы "Аполлон", предложенной в середине 1961 г. после заявления президента Дж. Кеннеди о том, что Америка планирует осуществить высадку человека на Луну до начала следующего десятилетия.

Оценивая это заявление и ход программы "Аполлон", С. П. Королев вышел с предложением об ускорении работ по осуществлению лунной экспедиции в Советском Союзе. Теперь предполагалось, увеличив мощность ракеты-носителя HI и оптимизировав характеристики лунного корабля, осуществить экспедицию по однопусковой схеме.

Предэскизный проект лунного комплекса Н1-ЛЗ был подписан С.П.Королевым 25 декабря 1964 г. Согласно этому проекту советская экспедиция с высадкой на Луну одного космонавта при одновременном пребывании на окололунной орбите второго космонавта должна была состояться в 1967-1968 гг. с использованием одной РН H1 и комплекса кораблей ЛЗ.

Лунная экспедиция по проекту Н1-ЛЗ должна была проходить следующим образом. Носитель HI стартовой массой около 2750 т выводил на низкую околоземную орбиту высотой 220 км комплекс ЛЗ массой 91,5 т. Так как при создании носителя предполагалось использовать ранее разработанный эскизный проект, проектанты могли пойти лишь на минимальную коррекцию параметров, заложенных в этот первоначальный проект. Масса комплекса ЛЗ оказалась близка к максимально возможной массе ПН варианта РН HI с 30 ЖРД на первой ступени.

Комплекс ЛЗ, установленный под головным обтекателем H1, представлял собой связку из двух ракетных блоков и двух КК. На вершине связки находился лунный орбитальный корабль. Большую часть полета экипаж комплекса проводил в его жилых отсеках.

Лунный орбитальный корабль (ЛОК) (см. рис. на последней стр. обложки) был разработан на базе КК "Союз" и состоял из СА, имеющего форму фары, бытового отсека новой конструкции с выходным люком увеличенного проходного сечения и приборноагрегатного отсека цилиндрической формы с расширяющейся конической "юбкой", внутри которого помещался сферический топливный блок основной двигательной установки (ОДУ или блок "И") корабля ЛОК. Блок, разделенный общей перегородкой, служил баком для долгохранимого самовоспламеняющегося топлива (АТ-НДМГ).

Как и на КК "Союз", спасение космонавтов комплекса ЛЗ в случае аварии РН осуществлялось путем увода верхней части корабля (в данном случае БО и СА корабля ЛОК) с помощью СДС, имеющей мощную твердотопливную ДУ. Отличие систем спасения лунного комплекса и КК "Союз" заключалось в том, что стабилизация уводимой части головного обтекателя с БО и СА комплекса ЛЗ достигалась за счет конической уводимой части и балансировочного груза, укрепленного наверху ДУ САС. РДТТ этой системы уводил СА на весьма значительное расстояние, что диктовалось гораздо большей массой РН и, как следствие, большей мощностью взрыва в случае аварии ракеты.

Имея много общего с КК "Союз", ЛОК отличался более сложной электроникой (системы управления, стыковки, связи и телеметрии), мощными источниками питания на топливных элементах, реактивной системой управления с двухкомпонентными ЖРД малой тяги и основной ДУ, разработанной практически заново.

Дата добавления: 2015-07-02