Наука и техника

«ЭНЕРГИЯ» – УНИВЕРСАЛЬНЫЙ НОСИТЕЛЬ СВЕРХТЯЖЕЛОГО КЛАССА

ОТ КОРОЛЁВСКОЙ Н-1 К ГЛУШКОВСКОЙ РЛА

[div align=center][/div]
Все «титаны» первого поколения создателей ракетно-космических систем, — Королев с Глушко в СССР и Вернер фон Браун в Соединенных штатах, — были, в определенной степени, романтиками. Конечно, они делали всё, что нужно было в то время для околоземного космоса, военного и научного, но настоящей их мечтой, заветной целью, была высадка человека на поверхность Луны и далее — полет к Марсу.

Браун для этого настойчиво проводил в жизнь программу носителей серии «Сатурн», последовательно проходя этапы создания всё более мощных ракет — от «Сатурна-1» массой в 524 т до «Сатурна-5» (110 м высоты, стартовый вес 2800 т), который и доставил американских астронавтов на поверхность естественного спутника Земли. У нас же для этой цели разрабатывалась сверхтяжелая ракета Н-1, причем разрабатывалась сразу вся, без промежуточных этапов, в ходе которых можно было построить и испытать прототипы ее ступеней, отдельные узлы, агрегаты, отработать технические решения в натурных условиях полета.

Известно, что Валентин Петрович Глушко был оппонентом Королева в отношении схемы ракеты Н-1. Королев строил концепцию этой ракеты на основании применения кислородно-керосиновых двигателей умеренной тяги. Ракета была трехступенчатая, с последовательным расположением ступеней. Получилось коническое сооружение высотой 105,3 м со стартовой массой 2750 2820 т и грузоподъемностью для низкой околоземной орбиты — 93 т.

Коническая форма ракеты определялась тем, что три ее ступени несли разное, уменьшавшееся «кверху» число двигателей. На 1 й и 2 й ступенях устанавливались ЖРД Кузнецова НК-15 с тягой по 150 т. Для обеспечения стартовой тяги 4590 т на первой ступени их пришлось поставить целых 30 штук, да еще 6 рулевых сопел для управления по крену. Вторая ступень имела 8 НК-15, несколько модифицированных (плюс 4 рулевых сопла), третья — 4 НК-19 и 4 рулевых сопла. В результате диаметр основания первой ступени Н-1 равнялся 17 м!

Но главное, конечно, не диаметр. Главное, — надежное синхронное управление таким количеством двигателей, — представляет собой исключительно трудную задачу. Сколько там трубопроводов, турбонасосов, клапанов, датчиков и всего прочего! При этом каждый из этих блоков и агрегатов имеет свою надежность, по определению меньше единицы…

Кроме того, никакими методами нельзя было просчитать взаимодействие реактивных струй этих 30 двигателей, осложненное к тому же тем, что огромное плоское днище ракеты при наборе скорости начинает подсасывать обтекающий ракету воздух и эти вихри, в свою очередь, усложняют картину истечения.

В первом полете Н-1 два двигателя сначала были ошибочно отключены системой управления; но ракета была рассчитана на продолжение взлета и с четырьмя неработающими двигателями 1 й ступени. Потом из за вибрации оборвался один из многочисленных трубопроводов окислителя (кислорода), начался пожар. Наконец, на 70 й секунде, на высоте 14 км, система отключила все двигатели первой ступени, и ракета упала.

При втором пуске, почти сразу же после отрыва от стола, взорвался один из двигателей (поневоле, чисто по бытовому, думаешь: если их 30, то хоть один наверняка сломается…). Снова возник пожар, были повреждены соседние двигатели, — на 18 й секунде полета ракета упала на стартовый стол.

Пусковой комплекс был разрушен, поэтому полетное задание третьего испытания предусматривало увод ракеты от стартового стола на первых секундах полета. Вот тут то и сказался второй фактор. Маневр увода вызвал возникновение непредвиденных движений обтекающего воздуха в донной части ракеты. Это привело к нерасчетному взаимовлиянию газовых струй 30 двигателей, что спровоцировало неуправляемый разворот ракеты по крену. Настолько интенсивный, что от перегрузок при вращении от ракеты попросту отвалилась третья ступень вместе с головным блоком. 1 я и 2 я ступени продолжали полет, но радости в этом не было… На 51 й секунде выключились все двигатели 1 й ступени, что стало завершением третьего испытательного полета.

При четвертом испытании взрыв ракеты (из за резонансного разрушения трубопроводов ЖРД № 4) произошел на 107 й секунде полета. Больше Н-1 не стартовала.

Глушко с самого начала был противником такого беспрецедентного «букета» двигателей. Он предлагал силами своей организации создать 600 тонный (по тяге) ЖРД на привычных в то время высококипящих компонентах: несимметричном диметилгидразине (гептиле) и тетраоксиде азота, которые характерны тем, что их не надо «поджигать» — при соединении они самовоспламеняются. Понятно, что такое их свойство означает максимальную взрывоопасность ракеты — по этой причине в наши дни, например, не запускают с людьми ракеты «Протон».

Создание сравнимого по мощности двигателя на кислороде и керосине сам Глушко считал неприемлемым по срокам, которые тогда определялись стремлением руководства страны (да и самих разработчиков), опередить американцев в «лунной гонке».

Поэтому построен был королевский вариант с батареями 150 тонных кислородно-керосиновых двигателей на каждой ступени. Нам остаётся только гадать, что было бы, если бы те, кто всё решает, остановились на «азотно-гептиловом» предложении Глушко, но работы по Н-1 были прекращены Валентином Петровичем в мае 1974 года — сразу же после прихода руководителем в НПО «Энергия».

К этому времени у него сложилась своя концепция развития советской космонавтики, основной идеей которой было создание линии ракет во всем представимом диапазоне требуемых грузоподъемностей на основе унифицированного ракетного блока диаметром 6 м с кислородно-керосиновым двигателем РД-123 тягой 600 т на уровне моря. Свои ракеты Глушко назвал РЛА — ракетные летательные аппараты (стильно, не правда ли? — навевает воспоминания о терминологии Константина Эдуардовича…). Из этих блоков должны были собираться по пакетной схеме носители разного класса. Линия, по идее, содержала:

— РЛА-120: 1 я ступень — пакет из двух блоков, грузоподъемность для низкой орбиты 30 т. Этот аппарат должен был обслуживать нужды военного космоса и долговременных орбитальных станций;
— РЛА-130: 4 блока в составе 1 й ступени, грузоподъемность 100 т. Цель — достижение Луны;
— РЛА-150: 8 блоков, 250 т и возможность полета на Марс.

Заметим, о многоразовой транспортной системе здесь речь не шла. Настоящей целью, достойной затраты средств и усилий, Глушко по прежнему считал Луну.

Валентин Петрович, в первую очередь, был, все таки, двигателистом. Маститые ракетчики, воспитанные Королевым, не соглашались с ним: еще в 1953 году, после проведенных исследований по специально заданной теме «Пакет», ими были получены результаты, доказывающие, что из одинаковых модулей нельзя построить семейство ракет, каждая из которых была бы достаточно эффективной в своем классе. Они настаивали, что правильно было бы начать с самого легкого образца, который потом используется в качестве ступени более крупной машины — и так до ракеты сверхтяжелого класса.

Как бы то ни было, Валентин Петрович, как и многие его сотрудники, был уверен, что страна обязательно должна иметь тяжелую ракету-носитель. Кроме того, ему просто по человечески хотелось сделать очень мощный ЖРД с очень хорошими, может быть, лучшими в мире удельными параметрами. При этом было совершенно ясно, что высшее руководство оборонно-промышленного комплекса всерьез настроилось на необходимость создания системы с возможностями, аналогичными «Спейс шаттлу». И Валентин Глушко предложил свою РЛА-130 в качестве носителя для «безмоторного» многоразового космического самолета.

Вот так и сложилась концепция системы «Энергия-Буран»: сочетание многоразового орбитального корабля и сверхтяжелой ракеты, оснащенной самими мощными и эффективными двигателями, без проблемного для наших двигателистов элемента: огромных твердотопливных ускорителей. Вместе с тем были предусмотрены маршевые кислородно-водородные ЖРД центрального блока, сравнимые по тяге с шаттловскими SSME — первые в СССР чисто криогенные двигатели столь большой мощности. Это тоже было хорошо — ведь надо было двигаться вперед в этом направлении.

О перипетиях развития этой концепции мы рассказали в предыдущей статье. Теперь хотелось бы рассказать собственно о системе — такой, какою она оторвалась от стартового стола 15 ноября 1988 года.

ПОЛУЧИЛОСЬ ДЕЙСТВИТЕЛЬНО ХОРОШО…

В декабре 1976 года кооперация предприятий и организаций, создающих многоразовую космическую систему, была окончательно утверждена: основной заказчик МКС — Минобороны; орбитальный корабль вело НПО «Молния», во главе с Лозино-Лозинским; НПО «Энергия», выступая в роли головного разработчика системы, одновременно стало непосредственным исполнителем всего комплекса работ по ракете-носителю.

Тогда ракета еще не называлась «Энергия», — по предложению Глушко ее назвали так незадолго до первого пуска, в 1987 году. Орбитальный корабль тогда же получил имя «Буран». В результате родилось «открытое» название всего нового ракетно-космического комплекса — «Энергия-Буран».

А в 1976 году ракета имела всего лишь промышленный индекс 11К25, а вся МКС — 1К11К25. Эскизный проект, утвержденный Генеральным конструктором 12 декабря 1976 года, вызвал ряд замечаний, для устранения которых к нему было выпущено Дополнение, одобренное Советом главных конструкторов в середине 1977 г., результатом чего стало Постановление Правительства от 21 ноября 1977 года, утвердившее основные этапы и мероприятия по обеспечению создания МКС.

Далее был Технический проект и Дополнение к нему по результатам экспертного обсуждения всеми заинтересованными сторонами, и, наконец, в середине 1979 года НПО «Энергия» приступило к полномасштабной разработке ракеты.

Штатная конфигурация носителя представляла собой пакетную схему с расположением четырех боковых блоков 1 й ступени (блоки А) вокруг центрального блока 2 й ступени (блок Ц) и боковой стыковкой полезной нагрузки. Одновременно разрабатывался стартово стыковочный блок Я — опорно силовой элемент для сборки ракеты и установки ее на пусковое устройство стартовой позиции с обеспечением всех необходимых связей с последним.

Первая штатная конфигурация предназначалась для использования в составе МКС, но сама пакетная схема и ее составные элементы позволяли строить целый ряд носителей под полезные нагрузки от 10 до 200 т — при изменении количества блоков А и использовании разных вариантов блока Ц. При выборе параметров составных элементов учитывались реалии состояния имеющейся технологической базы и другие соображения. Так, диаметр блока Ц был выбран, исходя из возможностей наличествующего механообрабатывающего оборудования (блок большего диаметра был бы оптимальнее с точки зрения собственно конструкции ракеты); а диаметр блока А определился ограничениями, связанными с требованием о перевозке блоков железнодорожным транспортом.

В результате параметры ракеты-носителя сверхтяжелого класса «Энергия» получились следующими: высота всей ракеты на старте 60 м, ширина 18 м; высота блока Ц 58,1 м, диаметр 7,7. м; высота блока А 38,3 м, диаметр 3.9. м. Стартовая масса (без полезного груза) — 2295 т.

Об основных характеристиках двигателей мы уже говорили в предыдущей статье серии: тяга четырехкамерных ЖРД РД-170 (блоки А) составляет у земли 740 т, в вакууме 806,4 т; а каждого из четырех кислородно-водородных РД-0120, установленных на блоке Ц, — 146 т у земли и 190 т в вакууме.

Надо сказать, что Валентину Глушко действительно удалось построить уникальный двигатель: РД-170 — не только самый мощный из существующих в мире ЖРД, но и с выдающимися удельными параметрами. По тяге он значительно превосходит «экс-чемпиона» — кислородно-керосиновый ЖРД 1 й ступени «Сатурна-5», развивавший максимум 680 т. А давление в камере сгорания у него равняется 245 бар, или около 250 атм (напомним: превосходный шаттловский SSME имеет 207 атм, а кислородно-керосиновый РД-107 1 й ступени ракеты «Союз» — 60 атм). Причем стоит отметить, что и «американец», и «наш» рассчитывались на многократное применение, так что степень «выжимания максимума» из конструкции у них примерно одна и та же.

Сравнивать удельные импульсы РД-170 и SSME не имеет смысла — они работают на разных компонентах, и при сравнимой степени технического совершенства удельный импульс водородного двигателя всегда будет выше, чем керосинового. А вот перед тем же РД-107 двигатель блока А ракеты «Энергия» имеет очень заметное преимущество — 338 с против 314 с.

Создание РД-170 шло очень трудно, многие специалисты, а за ними и руководители, вообще полагали невозможным сделать такой мощный и высоконапряженный по параметрам двигатель. Но упорство и высочайшая квалификация Глушко и его сотрудников все же позволили построить действительно уникальный образец сложнейшей наукоемкой техники.

Успеху немало способствовало и то обстоятельство, что, параллельно с работами по «Энергии» в Москве, в Днепропетровске, в КБ «Южное» шла разработка носителя среднего класса «Зенит», первая ступень которого по заданию должна была иметь максимальную степень унификации с блоком А глушковской ракеты.

В частности, для «Зенита» предназначался двигатель РД-171, являвшийся незначительной модификацией РД-170. «Зенит» шел с опережением по отношению к «Энергии», поэтому многие результаты наземной и летной отработки его 1 й ступени можно было «зачесть» для блока А. Особенно важное значение имели огневые стендовые испытания семи образцов 1 й ступени «Зенита» и ее летные испытания, начавшиеся в апреле 1985 года, — восемь из них прошли до первого пуска «Энергии — показательный пример пользы, получаемой от разумных организационно-технических решений и взаимодействия между предприятиями, работающими по сходной тематике.

…Характеристики кислородно-водородного РД-0120 тоже весьма высоки. Его тяга меньше, чем у аналогичного по компонентам SSME (213,1 т в пустоте), но это следствие продуманного решения конструкторов: для повышения надежности они предпочли поставить на блок Ц четыре двигателя меньшей тяги, чем каждый из трех ЖРД шаттла — при примерном равенстве суммарной тяги всей двигательной установки. Тогда, в случае неисправности одного из четырех двигателей, сохраняется возможность скомпенсировать потерю за счет форсирования трех оставшихся. В этом случае, в зависимости от участка траектории полета, система управления обеспечивает нештатное выведение ОК на орбиту при сохранении возможности полного или частичного выполнения задачи пуска, либо, если отказ двигателя произошел на более раннем этапе, приводит МКС в определенный район, где возможно отделение ОК с последующим его приземлением на посадочный комплекс космодрома.

Продолжая разговор о качествах РД-0120, надо подчеркнуть, что его удельный импульс лишь на самую малость меньше, чем у SSME — 454 с и 455,2 с соответственно. Но не надо забывать, что у нас это был первый кислородно-водородный двигатель столь большой мощности, а американцы уже имели в своем активе ЖРД с тягой 104 т, многократно отработавший в составе 2 й и 3 й ступеней «лунного» носителя «Сатурн-5».

Управление полетом ракеты по всем трем осям осуществляется за счет отклонения вектора тяги маршевых двигателей обеих ступеней. Причем на 1 й ступени в качается двух плоскостях каждая их камер четырехкамерного РД-170, а на второй качается каждый из четырех однокамерных двигателей, и тоже в двух плоскостях. Приводы управления работают на газообразных компонентах основного топлива, развивают очень значительные усилия (50 т на блоках А и 33 т на блоке Ц) и обеспечивают точность, равную 1 % от диапазона своего перемещения.

Блоки А отделяются от центрального блока попарно (это называется параблоком) при помощи специальных твердотопливных двигателей, команда на отделение выдается системой управления по признаку израсходования компонентов топлива в одном из блоков. По техническим требованиям боковые блоки разрабатывались как агрегаты многократного (не менее 10 раз) использования. Для этого была выбрана парашютно-реактивная система возвращения, состоящая из РДДТ разделения параблока на отдельные блоки и РДТТ мягкой посадки, парашютной группы, посадочного устройства и системы управления возвращением. Отработка технологии возвращения должна была производиться поэтапно, в первых пусках оно не предусматривалось, но некоторые элементы системы возвращения были установлены для их отработки, и, для обеспечения штатной аэродинамики, были установлены все обтекатели наружных агрегатов этой системы.

На центральном блоке система управления в расчетной точке выключает по очереди диаметрально расположенные пары двигателей, после чего происходит расстыковка узлов связи с полезным грузом. Интересная деталь, характеризующая отечественный подход к обеспечению безопасности космической техники.

Принципиальной особенностью системы аварийной защиты двигателей РН «Энергия» является то, что она способна отключить двигатель, если параметры его функционирования выходят за заданные пределы. Это в большинстве случаев дает возможность «погасить» аварийный двигатель, не дожидаясь его катастрофического разрушения. В некоторых случаях одновременно отключается диаметрально расположенный двигатель, если это необходимо для сохранения управляемости всей системы. В результате оказывается возможным либо выведение орбитального корабля на орбиту, пусть и нештатную, либо маневр приведения МКС в заданный район, где можно или отделить ОК с обеспечением его посадки на ВПП, или, в более тяжелом случае, спасти экипаж путем катапультирования.

Если бы подобная система была предусмотрена для шаттлов, то, может быть, не погиб бы OV-099 «Челленджер»…

В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе на космодроме Байконур была проведена первая сборка (по нештатной технологии) пакета ракеты-носителя — экспериментальной технологической ракеты 4М. С этого начался путь к первому пуску — огромная многоэтапная работа, включавшая разнообразные, нарастающие по сложности испытания нескольких экспериментальных экземпляров ракеты, отладку и проверку наземного проверочного-пускового и технологического оборудования, отработку операций с ракетой на технической и стартовой позициях, доводку эксплуатационной документации, обучение и оттачивание навыков бригад технического обслуживания и стартовых расчетов.

Завершилось все это в сентябре 1986 года комплексными испытаниями на стартовом комплексе, включавшими заправку штатными компонентами топлива. По их результатам, с учетом неготовности летного экземпляра «Энергии», было решено провести первый испытательный старт, взяв для него один из экспериментальных образцов ракеты, и, в качестве полезной нагрузки, уже имеющийся космический аппарат «Скиф-ДМ».

ПЕРВЫЙ ПУСК И ЕГО ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА

Боевая космическая станция «Скиф» разрабатывалась для поражения низкоорбитальных объектов бортовым лазерным комплексом, создававшимся в НПО «Астрофизика». Станция в окончательном виде должна была иметь длину около 40 м и массу 95 т. Уже из этого понятно, что сверхтяжелая ракета-носитель нужна была не только для того, чтобы доставлять на орбиту ОК «Буран». Впрочем, «Буран» тоже имел отношение к «Скифу» — в случае развертывания этой системы космического оружия советские челноки должны были периодически проводить дозаправку боевых станций для увеличения срока их активной службы.

Хотя здесь это и не очень к месту, хочется сказать буквально несколько слов о том, что должен был представлять собой «Скиф» как боевая система. Первый его вариант предполагалось оснастить углекислотным газодинамическим лазером мегаваттного класса. Излучение такой мощности способно разрушить космический аппарат — цель на весьма значительном расстоянии. Во втором варианте это была «космический корвет» с десятью «пушками» — инфракрасными лазерами для подавления оптических, инфракрасных, тепловизионных датчиков вражеских спутников. Причем ИК-лазеры были уже испытаны в наземных условиях, а прототип углекислотного, мегаваттного во второй половине 1980 х годов проходил испытания на самолете — летающей лаборатории.

Эти работы были начаты за семь лет до объявления Рейганом своей знаменитой «Стратегической оборонной инициативы»!

…Разработка «Скифа» начиналась в НПО «Энергия», но в 1981 году была передана в ОКБ-23 (КБ «Салют»). Был момент, когда, пытаясь продолжить политику разрядки, по сути исчерпавшую себя к началу 1980 х годов, высшее руководство СССР «закрыло» программу, явно нацеленную на «милитаризацию космоса». Однако после того, как президент Рейган объявил свою знаменитую «Стратегическую оборонную инициативу», работы были возобновлены по приказу президента Горбачева.

Для первых летных испытаний стали строить экспериментальный аналог «Скифа» — станцию «Скиф-ДМ», на которой предполагалось отработать конструкцию и бортовые системы будущего боевого комплекса. Вследствие сроков типа: «должно быть готово вчера» и постоянного жесткого нажима «сверху» на «Салюте» решили в максимальной степени использовать готовые отсеки, приборы, оборудование, уже испытанные механизмы и узлы, чертежи с других «изделий».

«Скиф-«ДМ», называвшийся в открытой печати «космический аппарат «Полюс», состоял из двух основных отсеков: функционально служебного блока (ФСБ), который представлял собой немного видоизмененный 20 тонный транспортный корабль, давно освоенный в КБ «Салют», и целевого модуля (ЦМ). В ФСБ размещались обычные для любого космического аппарата системы: управления движением и бортовым комплексом, телеметрического контроля, командной радиосвязи, обеспечения теплового режима, энергопитания, разделения и сброса обтекателей, антенные устройства, система управления научными экспериментами. Отсек двигательной установки содержал четыре маршевых двигателя, 20 двигателей ориентации и стабилизации и 16 двигателей точной стабилизации и все топливные, пневматические, гидравлические системы для их обслуживания. На его поверхности размещались солнечные батареи.

Вместе с целевым модулем «Скиф-ДМ» имел общую длину почти 37 м и диаметр до 4,1 м, массу около 80 т, внутренний объем около 80 м3. Целевой модуль, вследствие дефицита времени, должен был представлять собой просто габаритно-весовой макет боевого отсека будущей станции. Но потом поступило указание министра общего машиностроения сделать из «Полюса» космический аппарат для проведения ряда конструкторских, геофизических и военно-прикладных экспериментов в околоземном пространстве. То есть «Полюс» — он же «Скиф-ДМ» — становился полноценным исследовательским космическим аппаратом.

Пуск первого, экспериментально-летного образца ракеты «Энергия» с космическим аппаратом «Полюс» был назначен на 15 мая 1987 года. В этом полете, по данным сайта «Войска Ракетно-космической обороны», стартовая масса комплекса равнялась 2320 2365 т, запас топлива в блоках А — 1220 1240 т, в блоке Ц 690 710т. При отделении масса боковых блоков должна была составить 218 250 т, центрального — 78 86 т, а самого космического аппарата — 75 80 т.

Подготовка к пуску шла трудно, общее время задержки составило около восьми часов, причинами задержек были неполадки и на борту ракеты, и на стыках между бортом и наземным оборудованием, а в самой наземной аппаратуре. Тем не менее, в назначенный день, в 21 час 30 минут по московскому времени, ракетно-космическая система ушла в полет.

Вспоминается, что сразу после пуска разговоры о нем были разные. У автора, в частности, — по сообщениям прессы, из разговоров с коллегами, — сложилось впечатление, что ракета отработала всю траекторию нормально, но вот на этапе отделения полезной нагрузки что то произошло не так.

Надо сказать, что схема выведения аппарата «Полюс» была довольно непростой. То есть, поначалу всё было как обычно: сброс головного обтекателя на 212 й секунде полета, на высоте 90 км; разделение носителя и КА на высоте 117 км, через 460 с после отрыва от стартового стола, с выключением маршевых двигателей РН за 0,6 с до этого момента и включением РДТТ увода ракеты с траектории через 0,2 с после разделения.

Дальше было посложнее. Для того, чтобы выдать первый импульс довыведения уже двигателями «Полюса», он должен был предварительно развернуться на 180° (так как располагался на ракете двигателями вперед), да еще повернуться на 90° вокруг своей продольной оси. На эти маневры выделялось 200 с. Во время их выполнения в определенном порядке сбрасывались различные обтекатели и защитные крышки КА, производилась расчековка антенн радиолокационного комплекса и открытие крышек инфракрасной вертикали.

На 925 й секунде, на высоте 155 км, проводилось первое включение двигателей коррекции и стабилизации ДКС длительностью 384 с. На 2220 й секунде начинали раскрываться солнечные батареи. На высоте 280 км ДКСы включались вторично, чем и заканчивался процесс довыведения; аппарат должен был выйти на круговую орбиту высотой 280 км и наклонением 64,6°.

Отметим специально: ракета-носитель не должна была придать аппарату скорость, достаточную для выхода на какую бы то ни было устойчивую орбиту. Для этого и вводятся импульсы доразгона средствами самого КА; а в момент отделения от РН он находится не на орбите, а на траектории, максимальная высота которой равна 155 км, а минимальная — минус 15 км, т. е. на 15 км ниже поверхности земного шара. Таким образом, если не получится доразгон, то аппарат упадет на Землю…

Всё шло хорошо до того момента, когда двигатели стабилизации должны были остановить вращение аппарата после его разворота на 180°. Они этого не сделали. Дальнейшая циклограмма, задаваемая программно-временным механизмом, реализовалась в условиях вращения аппарата в вертикальной плоскости (плоскости тангажа). В положенный момент включились ДКСы, но включились то они на вращающемся аппарате, то есть направление их тяги не только не соответствовало требуемому, но и постоянно менялось. Понятно, что выйти на нужную орбиту «Полюс» не мог. Он не мог выйти ни на какую орбиту. «Полюс», вместе с блоком Ц ракеты-носителя упал в Тихий океан.

Причина неудачи была установлена быстро и точно: ею оказалась непредусмотренная циклограммой команда на отключение питания усилителей мощности в контурах управления двигателями стабилизации, прошедшая на 568 й секунде от срабатывания контакта подъема. А ложная команда явилась следствием ошибки разработчиков (досадной, наказуемой, но… неудивительной в условиях той гонки, в которой проходили изготовление и испытания «Скифа-МД»).

Тем не менее, несмотря на потерю космического аппарата, этот пуск дал очень много позитивных результатов. Даже сам «Скиф-ДМ» смог выполнить все запланированные конструкторские эксперименты и часть геофизических. Но не это главное. Главное — первый полет «Энергии» прошел успешно — можно было считать, что советская ракета сверхтяжелого класса создана.

Были получены необходимые уточняющие данные по нагружениям, которым подвергнется орбитальный корабль, и другим условиям выведения. Отработана сложнейшая технология подготовки и пуска нового ракетно-космического комплекса, во всяком случае, — в части ракеты-носителя. Испытаны «в деле» многие элементы конструкции, нашедшие потом применение на других КА и РН. В конце концов, были начаты испытания новой, уникальной 100 тонной космической платформы, которая способна выполнять роль транспортного средства при решении широкого круга задач с различными составами установленного на ней целевого оборудования.

В части же собственно ракеты-носителя пуск прошел практически без замечаний. Все параметры движения в реальном полете соответствовали той картине, которая была получена в ходе предварительного моделирования. Имевший место резкий «нырок» ракеты по тангажу на начальном участке полета также соответствовал данным моделирования, и, хотя он не был реально опасен, алгоритмы управления были откорректированы, и больше такое не повторялось

Общая успешность этого полета по числу решенных задач была оценена в 80 %. В конечном итоге это стало основанием для принятия решения о возможности начала летных испытаний многоразовой космической системы «Энергия-Буран» по программе первого беспилотного пуска.

ЧАСТНОЕ РЕЗЮМЕ № 6

Когда задумываешься об истории создания ракеты-носителя «Энергия», о том, какой она получилась, приходишь к выводу, что отечественная наука и производство сделали очень хорошее, правильное дело. Это видно с разных точек зрения.

Во-первых, исходная, стратегическая установка на то, что конкретная ракета «Энергия» создается как одна из конфигураций в унифицированном ряду ракет-носителей разных классов грузоподъемности. В этом ее отличие от аналогичной по мощности американской «лунной» ракеты «Сатурн-5». Выполнив свою, почти спортивную задачу, «Сатурн-5» стал гордым воспоминанием нации. И не потому, что в США, как и у нас, случились изменения, на много лет похоронившие любые крупные проекты в космической отрасли, — «Сатурн» стал просто больше не нужен. Подтверждением этому служит тот факт, что даже сегодня, когда Буш объявил приоритетом Америки программу практического освоения Луны, никто всерьез не думает о восстановлении производства «Сатурнов». Потому что космическая технология «Сатурн-5 Аполлон» не приспособлена для такого практического освоения. «Сатурн-5» — это «актер одной роли», и он ее уже сыграл.

А вот этот самый унифицированный ряд носителей мог бы найти самое широкое применение в космонавтике, как пилотируемой, так и беспилотной. Возможность существования такого ряда подтверждается сегодня успешной эксплуатацией уже нескольких модификаций РН «Зенит»; как мы помним, ее 1 я ступень — это тот же блок А ракеты «Энергия». Думаю, не надо объяснять, что любая унификация упрощает и удешевляет производство и эксплуатацию технических объектов.

Во-вторых, тот факт, что в настоящее время мы не наблюдаем потребности выводить в космос полезные нагрузки 100 тонного класса — это не аргумент. Была бы ракета — нашлись бы и нагрузки. Обходились же мы без Интернета, а теперь он просто жизненно необходим сотням миллионов человек. С «Энергией» сооружение, подобное сегодняшней Международной космической станции, можно было бы вывести на орбиту за 2 3 пуска и оно было бы оптимальным конструктивно, более удобным и надежным, так как состояло бы из малого числа больших блоков, собранных и, главное, всесторонне испытанных на земле.

В-третьих, в процессе разработки «Энергии» наша страна сумела подняться на новую ступень прогресса в области космической техники. Самый мощный в мире ЖРД, ликвидация отставания от США в области кислородно-водородных двигателей, боковое расположение нагрузки, имеющее ряд преимуществ перед традиционным, в носовой части носителя; превосходно задуманная и выполненная система обеспечения безопасности на всех этапах выведения… и много чего еще, может быть, менее яркого, но оттого не менее полезного.

…Сейчас специалисты практически единодушны в том, что для разных задач надо строить разные средства выведения. Менять раз в месяц экипажи орбитальных станций целесообразно при помощи небольших, высочайшей надежности многоразовых систем выведения. Снабжение их необходимыми расходными материалами — задача тоже для небольших или средних носителей, может быть, несколько меньшей надежности, зато умеренной стоимости; они тоже могут быть многоразовыми, если прогнозируемый трафик оправдает дополнительные затраты на их разработку.

А вывозить на орбиты новые станции или новые модули к ним, что происходит достаточно редко, в ближайшие десятилетия будет экономически выгодно при помощи тяжелых одноразовых ракет-носителей. И проработки таких ракет ведутся, — и в НАСА, и у нас, и, возможно, где то еще. Вероятно, недалеко то время, когда какие то из них всё таки начнут воплощаться в реальность, а пока можно только еще раз пожалеть, что у нас нет «Энергии» — не всей линии глушковских РЛА, а хотя бы той, которая слетала два раза в космос.

Источник