Лунный комплекс Л3

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.

Коническая "юбка" ПАО ЛОКа стыковалась с цилиндрической обечайкой, внутри которой находился лунный посадочный корабль (ЛК) Завершением сборки служили два мощных ракетных блока. Следует отметить, что высокоэкономичные ЖРД блоков, как и двигатели Н1, работали на нетоксичном кислородно-керосиновом топливе. Старт с околоземной орбиты осуществлялся с помощью блока "Г", который за 480 с работы выводил комплекс ЛЗ на траекторию полета к Луне, а потом отделялся от него.

Далее все маневры на долунной траектории, связанные с изменением скорости, проводились с помощью ЖРД многократного включения блока "Д" тягой 8,6 те. Этот двигатель осуществлял коррекцию траектории полета, переход комплекса на окололунную орбиту высотой 110 км с последующим понижением этой высоты до 16 км. Затем следовали проверки систем комплекса и отделение ЛОКа.

До этого момента ЛК находился внутри цилиндрического переходника, а экипаж комплекса осуществлял управление полетом из жилых отсеков ЛОКа. Перед отделением ЛОКа один из членов экипажа в полужестком скафандре "Кречет" осуществлял переход через открытый космос с использованием манипулятора-штанги в кабину корабля ЛК. Второй член экипажа подстраховывал первого и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь. Для этого он был одет в скафандр "Орлан" и находился в разгерметизированном БО корабля ЛОК, использовавшемся в качестве шлюзовой камеры.

Для людей, знакомых как с американским космическим кораблем "Аполлон", так и с последующими советскими пилотируемыми аппаратами, решение с переходом через открытый космос кажется несколько странным. Однако в данном случае оно вплотную переплетается со специфической компоновкой комплекса ЛЗ и со стремлением проектантов уменьшить количество перестроений кораблей за всю экспедицию, сведя к минимуму число стыковок. При углубленном анализе решения, принятые проектантами, представляются вполне логичными. Кроме того, не следует забывать, что программа "Аполлон" закладывалась на глазах советских разработчиков. Следовательно, причины, повлиявшие на принятые решения, были вескими.

При разработке КК "Союз" задача о внутреннем переходе космонавтов через люк-лаз в стыковочном устройстве не ставилась. При закладке комплекса ЛЗ было решено, что, коль скоро на Луне одному из членов экипажа все равно предстоит выход в открытый космос, этот же космонавт сможет перейти из ЛОКа в ЛК через космос. Вдобавок, уйдя от внутреннего перехода и необходимости соединения электрических и пневматических магистралей кораблей в общую сеть, проектанты пошли еще дальше и предложили оригинальное стыковочное устройство, рассчитанное исключительно на одну стыковку. Оно состояло из активного агрегата и пассивного агрегата (плоский сотовый шестиугольник). При этом отпадали высокие требования по точности и соосности совмещения кораблей. "Активному" кораблю (ЛОК) достаточно было просто попасть штырем в любое место на плоскости "пассивного" стыковочного агрегата, помещающегося на ЛК. Штырь пронзал соты, а "лапы" принимали корабли, давая надежную механическую связь, достаточную для обратного перехода космонавта из кабины ЛК в ЛОК. Этим было не только сэкономлено несколько сот килограммов массы, но и развязаны очень многие "узкие места" в проекте.

Посадочный корабль ЛК состоял из сферической герметизированной кабины, в которой космонавт стоял перед приборной доской и посадочным иллюминатором, будучи зафиксирован в этом положении при помощи специального приспособления. Как и в американском корабле, для экономии массы кресло в кабине ЛК отсутствовало, В кабине помещалась часть систем жизнеобеспечения, различные приборы индикации и т. п. Большая часть аппаратуры была вынесена из кабины в герметичный цилиндрический приборный отсек, смонтированный снаружи задней части кабины, В верхней части кабины находился стыковочный агрегат и блоки микро-ЖРД ориентации. В нижней части кабины помещался ракетный блок "Е", лунное посадочное устройство (ЛПУ) и дополнительные приборные отсеки.

После того как один из космонавтов занимал место в кабине ЛК, ЛОК отделялся от цилиндрического переходника. Затем переходник "стаскивался" с посадочного корабля. В баках блока "Д", защищенных мощной криогенной теплоизоляцией, оставалось еще достаточно топлива. После включения его двигателя связка из этого РБ и корабля ЛК сходила с орбиты и тормозилась. На высоте приблизительно 1,5-2 км торможение заканчивалось сбросом пустого блока "Д". Начиная с этого момента, ЛК осуществлял автономный полет.

Маневры по снижению ЛК, зависанию над лунной поверхностью и мягкой посадке осуществлялись с помощью однокамерного ЖРД блока "Е" тягой 2050 кгс, имеющего возможность глубокого дросселирования и широкий диапазон регулирования тяги. Двигатель работал на топливе. АТ-НДМГ и был задублирован двухкамерным ЖРД примерно той же тяги.

Такая схема посадки корабля ЛК также отличается от американской. Она была продиктована прежде всего большим удельным импульсом ЖРД блока "Д" и как следствие, его высокой экономичностью. Кроме того, не было необходимости разрабатывать специальную посадочную ступень, которая должна использоваться для гашения большей части скорости при сходе аппарата с окололунной орбиты и мягкой посадке.

Итак, ЛК зависал на высоте нескольких десятков метров над поверхностью Луны. Его двигатель позволял производить маневрирование при заходе на посадку (также в пределах нескольких десятков метров) для ухода корабля от россыпей камней или склона кратера. Как показали наземные эксперименты на аппарате-аналоге, посадка на крутой склон кратера очень опасна для ЛК и может привести к опрокидыванию корабля, что равнозначно невозможности возвращения космонавта к ЛОКу.

Космонавт визуально выбирал место для посадки, и через несколько секунд ЛК опускался на поверхность. Вся процедура посадки с момента отделения от ЛК блока "Д" занимала чуть больше минуты. Возможности по маневрированию ЛК над лунной поверхностью были крайне ограниченны. В случае невозможности мягкой посадки предполагалось увеличить тягу ЖРД до максимальной и выводить ЛК на окололунную орбиту для встречи с ЛОКом.

При нормальной посадке ЛК опускался на поверхность Луны с помощью лунного посадочного устройства, состоящего из кольца, окружающего блок "Е", и четырех посадочных опор, прикрепленных к кольцу, Посадочные опоры ("ноги") были в принципе аналогнчны посадочным опорам лунного модуля корабля "Аполлон" или опорам советской автоматической станции "Луна-16" и состояли из цилиндрических стоек с сотовыми энергопоглощающими элементами, подкосов, воспринимающих боковые нагрузки, и тарельчатых опор для посадки на поверхность. Параметры ЛПУ определялись на Земле в ходе серии экспериментов по посадке аппарата-аналога на грунты с различными механическими свойствами.

Для предотвращения подскока и переворачивания ЛК при посадке на лунную поверхность использовались четыре РДТТ "прижатия", которые включались в момент контакта опор ЛПУ с грунтом. Эффективность такого способа фиксации корабля также была подтверждена на Земле как при земной тяжести, так и на стенде, имитирующем лунную силу тяготения.

После посадки ЛК начинались операции на лунной поверхности. Посадочный корабль был рассчитан на автономное существование в течение 72 ч. Из них 48 ч он мог находиться на поверхности Луны, однако во время самых первых полетов это время должно было измеряться лишь несколькими часами. Ресурс скафандра позволял космонавту работать вне корабля около полутора часов. После посадки космонавт определял состояние систем корабля и готовился к выходу. Для этого он проверял герметичность скафандра и разгерметизировал кабину. Открыв люк, находящийся по левому борту, космонавт выходил на площадку ЛПУ и спускался по трапу на лунную поверхность.

Операции на Луне должны были состоять в водружении государственного флага СССР, развертывании научных приборов, заборе образцов грунта и фотографировании ландшафта, а также в ведении телерепортажей с лунной поверхности. Арсенал научных приборов советского космонавта был крайне ограничен малой массой грузов, которые мог нести ЛК.

Сложную проблему, связанную с пребыванием на Луне одного человека, составляла возможность падения космонавта на спину. В этом случае человека громоздком наддутом скафандре уподоблялся перевернутой черепахе. Из такой гибельной ситуации проектанты вы-- шли достаточно остроумно, снабдив космонавта легким обручем типа хула-хуп, который он одевал, сходя на лунную поверхность. Обруч закреплялся в фиксаторе на поясе скафандра, располагался в основном сзади и не мешал работе. Если космонавт падал на спину, обруч позволял быстро перекатиться на бок или грудь и нормально встать. Это приспособление было испытано на самолете в условиях, имитирующих лунную тяжесть.

После кратковременного визита на поверхность космонавт поднимался обратно в кабину, фиксировал в ней загерметизированный контейнер с образцами лунного грунта и фиксировался сам, а затем наддувал кабину воздухом. После этого он мог выйти из скафандра и отдохнуть. Далее следовали операции по подготовке к возвращению.

В момент, диктуемый расположением ЛОКа на окололунной орбите относительно ЛК на Луне, рвались электро-. пневмо- и механические связи ЛПУ с блоком "Е". Далее включался двигатель этого блока и ЛК взмывал над Луной. После короткого участка вертикального подъема траектория выведения ЛК плавно изгибалась, и он практически параллельно поверхности выходил на низкую окололунную орбиту. Здесь пилот ЛОКа, выступающего в роли "активного" корабля, осуществлял сближение и стыковку, используя для этого мощную радиосистему поиска и выпуклый иллюминатор в БО для визуального наблюдения за стыковкой. При маневрировании ЛОКа применялся ЖРД многократного включения тягой 417 кгс, установленный в центре хвостовой части блока "И". После стыковки космонавт из ЛК переходил через открытый космос в БО орбитального корабля, унося с собой контейнер с образцами.

Ненужный больше ЛК отбрасывался, а ЛОК с помощью мощного двухкамерного ЖРД тягой 3300 кгс, камеры которого монтировались по бокам от двигателя маневрирования, выходил на траекторию полета к Земле. Перед самым возвращением на Землю происходило разделение отсеков корабля, и СА входил в атмосферу. После управляемого спуска с небольшими перегрузками он совершал посадку в заданном районе СССР.

Для отработки комплекса ЛЗ перед полетом космонавтов была проведена огромная программа наземных испытаний как агрегатов и систем, так и кораблей в целом. Кроме наземных испытаний, проводились генеральные репетиции работы ЛК в условиях космического полета. Для испытаний ЛК на околоземной орбите был создан его беспилотный вариант Т2К. Агрегаты и системы Т2К в основном соответствовали системам лунного корабля. Для запуска аппарата использовалась РН "Союз" со специально разработанным оригинальным "надкалиберным" обтекателем, однако посадочные оперы корабля под обтекатель не входили и на варианте Т2К отсутствовали.

Первый запуск Т2К состоялся с космодрома Байконур 24 ноября 1970 г. и получил обозначение "Космос-379". После выхода на низкую околоземную орбиту высотой 192-232 км и отделения от последней ступени РН примерно через 3,5 сут был включен ЖРД блока "Е", который в режиме глубокого дросселирования несколько увеличил скорость аппарата, имитируя зависание корабля ЛК над лунной поверхностью. Вслетвие этого маневра высота апогея орбиты аппарата увеличилась до 1210 км, а период обращения до 99 мин. После различных проверок бортовой аппаратуры с имитацией пребывания на Луне через четверо суток было сброшено ЛПУ и двигатель блока "Е" включен во второй раз. В режиме максимальной тяги он увеличил скорость более чем на 1,5 км/с, имитируя выход ЛК на окололунную орбиту для встречи с ЛОКом. Вследствие этого маневра высота апогея орбиты Т2К увеличилась до 14035 км, а период обращения до 4 ч. После этого аппарат некоторое время находился в режиме стабилизации, имитируя маневры при встрече и стыковке с ЛОКом.

Второй запуск аппарата состоялся 26 февраля 1971 г. Он получил наименование "Космос-398". Вторая программа орбитального полета аппарата Т2К в основном повторяла первую. В результате двух включений ЖРД блока "Е" корабль оказался на орбите высотой 203-10903 км. В третьем орбитальном полете ("Космос-434", 12 августа 1971 г.) включение ЖРД аппарата в дроссельном режиме было самым продолжительным за три полета, а после второго включения корабль перешел на орбиту высотой 186-11804 км.

Успешные запуски аппаратов Т2К подтвердили высокую надежность систем и аппаратуры ЛК и возможность его использования для полета человека на Луну.

В связи с пусками Т2К интересно отметить, что в начале 80-х годов беспокойство западной общественности вызвало сообщение о предстоящем падении отработавшего советского ИСЗ "Космос-434". Иностранные наблюдатели выдвигали версию о том, что на спутнике якобы установлен ядерный реактор. Однако из-за того, что этот аппарат был запущен в период "лунной гонки", маневрировал на орбите и передавал телеметрические сигналы, присущие советским пилотируемым КК, некоторые западные обозреватели считали, что он является автоматическим вариантом пилотируемого корабля. Затем, при постепенном погружении в атмосферу, спутник в конце концов сгорел над Австралией.

Чтобы рассеять опасения в связи с этим событием, официальный представитель Министерства иностранных дел СССР заверил Канберру, что на борту "Космоса-434" не было радиоактивных материалов и что спутник представлял собой просто "экспериментальный блок лунною модуля"! Естественно, это было именно то, о чем всегда говорили западные наблюдатели.

Термином "лунный модуль" (или по-русски "лунная кабина") обозначался блок космического корабля "Аполлон", предназначенный для посадки на Луну. Ясно было, что основным назначением аппарата типа спутника "Космос-434" являлся полет в пилотируемом, а не в беспилотном варианте.

Несколько раньше полетов Т2К по околоземной орбите начались летные испытания H1. В январе 1968 г. на стартовой позиции космодрома Байконур было установлено макетное изделие H1, предназначенное для наземной отработки систем и тренировки расчетов стартового комплекса. И вот, наконец, в пятницу 21 февраля 1969 г. в 12 ч 17 мин 55 с по московскому времени был осуществлен первый запуск ракеты-носителя H1 (первое летное изделие N ЗЛ), В качестве полезной нагрузки на ракете вместо ЛОКа и ЛК был установлен упрощенный аппарат корабля Л1.

Во время подъема, в промежуток от 3-й до 10-й секунды, по ложной команде системы "КОРД" выключились исправные ЖРД №12 и 24 блока "А". На 66-й секунде из-за повышенной вибрации, вызванной акустическими нагрузками, оборвался трубопровод подачи окислителя в газогенератор одного из ЖРД; при вытекании жидкого кислорода р хвостовом отсеке начался пожар. Ракета могла бы продолжать полет, так как пожар развивался достаточно медленно, но на 70-й секунде по общей команде были выключены все ЖРД блока "А". Как считают разработчики двигателей, логика команды на отключение всей системы была в этом случае неверна Сработала САС; спускаемый аппарат корабля Л 1, который должен был в этом полете облететь Луну, приземлился в нескольких десятках километров от старта.

Причиной аварии явилась недостаточная отработка двигателей из-за отсутствия вибростенда для испытаний.

Второй старт ракеты H1 (изделие № 5Л, полезная нагрузка - упрощенный корабль Л1) состоялся в четверг, 3 июля 1969 г., ночью. Через 0,4 с после команды "контакт подъема" из-за попадания в насос окислителя металлического предмета взорвался ЖРД № 8 блока "А". При взрыве была перебита бортовая кабельная сеть, повреждены соседние двигатели и начала разрушаться нижняя часть ступени Возник пожар в хвостовом отсеке, и произошло заваливание ракеты. Вновь сработала САС Полет продолжался 18 с. ЖРД остальных секторов в эти секунды работали устойчиво. Ракета упала на стартовый стол, взорвалась и разрушила стартовый комплекс.

Причина аварии была выяснена после экспертизы обломков носителя Еще при стендовой отработке ЖРД выявилась восприимчивость двигателей к попаданию крупных (десятки мм) металлических предметов в насос окислителя Они повреждают его крыльчатку и разрушают насос, мелкие металлические предметы (стружка, опилки и т. п. ), проходящие через насос и сгорающие в газогенераторе, образовывают на лопатках турбины интерметаллидные соединения, разрушающие лопатки. Неметаллические предметы (резина, ветошь и пр.), попавшие на вход турбонасосного агрегата, остановки двигателя не вызывали. У изделия № 5Л фильтров на входе в насосы не было. Кроме того, система промывки огромных баков и трубопроводов H1 еще не была отработана. После установки фильтров на изделии № 8Л аварий подобного рода не должно было быть, Кроме того, это изделие имело мощную фреоновую систему пожаротушения, новые двигатели в многоразовом исполнении и модифицированную систему "КОРД". Ракета значительно потяжелела, но подобные пожары были исключены.

Третий пуск ракеты H1 (изделие № 6Л, нагрузкамакетные ЛОК и ЛК) был осуществлен со второго (неповрежденного) стартового комплекса космодрома Байконур в воскресенье 27 июня 1971 г. Вскоре после старта из-за возникновения неучтенных газодинамических моментов (типа вихрей и встречных потоков) в донной части ракета стала поворачиваться по крену. Скорость и угол поворота постоянно нарастали. На 39-й секунде гироплатформа системы управления РН стала на упоры, а на 48-й секунде из-за больших крутящих моментов началось разрушение блока "Б". Система аварийного спасения была макетная и, естественно, не сработала. На 51-й секунде, когда угол поворота достиг 200°, по команде системы "КОРД" выключились все двигатели первой ступени.

При расследовании причин аварии было установлено, что крутящий момент достиг величины 43 тс.м, и рулевые сопла управления по крену не смогли его парировать. Двигательная установка в этом пуске работала нормально.

Четвертый старт (изделие № 7Л, оснащенное для улучшения управляемости по каналу крена на первой и второй ступенях дополнительными рулевыми ЖРД; полезная нагрузка - штатный ЛОК и макетный ЛК) был проведен в четверг 23 ноября 1972 г. Старт и подъем проходили штатно. На 90-й секунде по циклограмме выключились шесть ЖРД центральной двигательной установки (ЦДУ) блока "А". Далее, предположительно из-за больших нестационарных нагрузок, вызванных гидравлическим ударом в момент резкого выключения ЦДУ, разрушились трубопроводы подачи топлива в ЖРД ЦДУ, и начался пожар. Авария развивалась в течение 1-2 с. Ракета продолжала полет и взорвалась на 107-110 с, когда пожар в хвостовом отсеке достиг критической точки. Незадолго до этого сработала САС.

Как было установлено в ходе расследования, резкое выключение ЖРД приводит к возникновению колебаний столба жидкости в подводящих трубопроводах. Они разрушаются, и большое количество топлива проливается на отключенные, но еще горячие двигатели, а также в отсек с работающими ЖРД. Неизбежны пожар, взрыв... Необходимо либо плавно выключать ЖРД, либо устанавливать демпферы колебаний в подводящих трубопроводах, что и предполагалось сделать в изделии № 8Л.

По мнению многих специалистов, для получения контрольных результатов полета необходимо было предусмотреть по команде с Земли снятие блокировок с системы разделения ступеней, срочно отделять поврежденную первую ступень (блок "А") и запускать ЖРД второй ступени. Первая ступень "недобрала" из-за оставшихся 7 с работы всего 165 м/с, что вполне можно было компенсировать, увеличив время работы последующих ступеней, а также немного снизив высоту орбиты выведения ПН.

К сожалению, работы по проекту Н1-ЛЗ так и не смогли набрать полного темпа, а после высадки американских астронавтов на Луну интерес руководства СССР к этой программе и вовсе упал. Работы были приостановлены, а впоследствии фактически заморожены. Намеченный на август 1974 г пятый запуск ракеты, H1 (изделие № 8Л) с существенно улучшенными показателями надежности и со штатным комплексом ЛЗ (последний должен был осуществить полет к Луне по полной программе, но в беспилотном варианте) так и не был осуществлен. Со сменой руководства ЦКБЭМ программа Н1-ЛЗ была свернута.

Лунный комплекс Л3

СОДЕРЖАНИЕ

Лунный комплекс Л3 (ОКБ-1)