Ц.В.Соловьев
Проектные разработки спускаемых аппаратов с аэродинамическим качеством в отделе 9 ОКБ-1

     В проектном отделе 9 ОКБ-1 МОП в 1957-1962 гг. был проведен комплекс работ по проектированию космических аппаратов, разработанных в ОКБ – 1 ГКОТ (Главный конструктор Сергей Павлович Королев):

- Лунные автоматические аппараты (Е-1, Е-2, Е-3, Е-6 и Е-7),
- автоматические межпланетные аппараты (М-1, В-1, серия 2MB), для полетов к Марсу и Венере,
- первый пилотируемый космический корабль (КК) "Восток" с баллистическим спускаемым аппаратом (СА) и трех- и двухместные КК "Восход "Восход-2",
- транспортный пилотируемый комплекс "Союз" с СА с аэродинамическим качеством (СА  - " скользящего" спуска),
- космический аппарат для исследования радиационных поясов ("Электрон"),
- разведывательный ИСЗ "Зенит" на базе КК "Восток".
     Проектный космический отдел возглавлял Тихонравов Михаил Клавдиевич (ТМК), соратник и коллега Сергея Павловича Королева (СП) с 1930 - х годов - эпохи ГИРДа и РНИИ. Проектные работы по Лунным и межпланетным аппаратам велись в секторе Глеба Юрьевича Максимова, по объектам ток" и "Восход" в секторе Константина Петровича Феоктистова (КП). И по "Электрону" и "Зениту" в секторе Ильи Владимировича Лаврова. Заместителем начальника отдела был старейший сотрудник ОКБ-1 (правда, в то  еще достаточно молодой) Евгений Федорович Рязанов. Он в дальнейшем возглавил проектный отдел 29 ("второй девятый"), созданный после прихода в  ОКБ-1 известного авиаконструктора Павла Владимировича Цыбина (зима 1961 года) с коллективом в 50 человек, ставшего "замом главного" по военной тактике (объекты "Зенит-2 и -4". "Север", орбитальная станция "Звезда" и  военные варианты объекта "Союз" - "Союз-Р и П" (разведчик и перехватчик), первых ИСЗ связи "Молния-1" и навигации "Молния-2" ("Циклон" - после дачи в КБ М.Ф.Решетнева). Проектные разработки систем терморегулирования (СТР) для всех объектов "космического куста" отделов ОКБ-1 велись в секторе Олега Владимировича Сургучева, а курирование работ по двигательным установкам (ДУ) в секторе Бориса Андреевича Адамовича. Куст космических отделов в это время возглавлял "зам главного" - Константин Давидович Бушуев (КД) В состав этого большого "куста отделов" (после входа летом 1959 г. в состав ОКБ-1 проектного КБ "пушечного короля" Василия Гавриловича  Грабина) входили "управленческие" отделы Бориса Евсеевича Чертока и пришедшего зимой 1960 года из НИИ-1 МАП в ОКБ-1 коллектива "управленцев и ориентаторов" Бориса Викторовича Раушенбаха.
     Проектные разработки СА с аэродинамическим качеством были начаты в секторе К.П.Феоктистова отдела 9 зимой 1959 года неформальной группой ин­женеров ("расчетчики" и проектанты) под руководством только что пришед­шего из ЦАГИ Цезаря Васильевича Соловьева, автора этой статьи, менее чем год назад защитившего кандидатскую диссертацию по аэродинамике несущего винта скоростных вертолетов.
     Кстати, о вертолетах. Сергей Павлович (СП) Королев постоянно искал более надежные и совершенные средства приземления ("Не век же на тряпках   летать", - имея в виду парашюты, говорил СП). Длительное время он проявлял  большой интерес к "роторной" (вертолетной) посадке. Впервые автор увидел "отца" объекта "Восток" К.П.Феоктистова (КП), осенью 1958 года в вертолетной лаборатории 5 ЦАГИ. Он с важным видом задумчиво прохаживался по коридору 3-го этажа. Под большим секретом "мой шеф" Леонид Сергеевич  Вильдрубе ("большой ученый" из первых "творцов" аэродинамики вертоле­та), поведал нам, по большому секрету, что это "человек оттуда, из космоса". Он не знал, что в это время я уже прошел собеседование с ТМК и предварительное оформление в "этот космос", т.е. в ОКБ-1.
     Первым моим заданием при приходе в ОКБ-1, (как бывшего "вертолетчи­ка") была командировка в вертолетное КБ Михаила Леонтьевича Миля. Миха­ил Леонтьевич знал меня как "небезызвестного деятеля вертолетостроения" и сказал: "Сергею поможем".
     Однако, несмотря на "мою искреннюю любовь" к вертолетам, и большое желание СП реализовать такую систему, я довольно быстро понял и убедился, что из этого "вряд ли что-либо получится толковое", т.е. практически приемлемого  инструктивного решения. Мы с моими ребятами из неформальной группы предложили и рассчитали более приемлемый и наиболее эффективный по энерго - массовым затратам способ мягкой посадки - парашютно-реактивную систему. Эти расчеты и проработки провел в конце 1959 года, только что пришедший из МАИ инженер Роберт Константинович Иванов.
     Известно, что парашютно-реактивная посадка с РДТТ в стропах парашюта в то время была отработана для десантирования с самолетов тяжелой  военной техники. Такая система, разработанная НИИ ПДС, была применена на объектах "Восход 1 и 2".
     В это время в ЛИИ МАП проходили испытания "Турболета" - экспериментального летающего аппарата с ТРД, на котором были отработаны режимы и техника взлета и посадки будущих вертикально взлетающих и садящихся самолетов (СВВП). Турболет был разработан в 1957 г. авиаконструктором Назаровичем Рафаэлянцом и испытывался летчиком-испытателем Александровичем Гарнаевым.
     В ОКБ Сергея Константиновича Туманского нам показали макет плоского ТРД для СВВП, с осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания и соплом с центральным телом. Габариты и вес вполне подходили для его установки на днище СА типа "фары". После получения эскизного проекта с чертежами этого ТРД, мы скомпоновали СА следующей формы: почти плоский сегментальный, сбрасываемый перед посадкой лобовой экран, далее слегка  коническая, почти цилиндрическая часть, где размещался ТРД, и затем полуконическая кормовая часть, от "фары" (кабины космонавтов) предыдущих рад ток.
     Запас топлива был рассчитан на 10 минут управляемого полета на  ТРД. Такая комбинированная парашютно-реактивная система посадки обеспечивала достаточно комфортабельное мягкое приземление СА и позволяла выбрать более удобное для посадки место.
     Однако идея "роторной посадки" долго еще "носилась в воздухе. Известно, что СП два раза встречался по этому поводу с вертолетным конструктором из КБ А.С.Яковлева - Игорем Александровичем Эрлихом. Затем работы в 60-х годах длительное время велись коллективом, возглавляемым авиаконструктором Игорем Васильевичем Четвериковым в Ленинградской военно-инженерной академии имени Можайского.
     Однако вернемся к разработкам СА с аэродинамическим качествами, которые были начаты в феврале 1959 года. Первые расчеты траекторий и  характеристик СА с малым аэродинамическим качеством (К=0,2-0,5) проводились на самой лучшей в это время ЭВМ БЭСМ-2 в ВЦ АН СССР на Ленинском проспекте. Автор и его коллега Гильмутдин Загрутдинович Давлетшин ("первый баллистик Востока") по ночам проводили эти расчеты. В Москву нас и расчетчиков ОКБ-1 отвозил вечером наш заводской "рафик". Он же забирал нас в Подлипки рано утром. Работа на БЭСМ впечатляла – громадный зал с целым рядом "стенок от пола до потолка", насыщенных радиолампами. Жара была порядочная. Однако утром мы, довольные проведенными расчетами, привозили большие бобины с перфолентами "домой". Были построены сотни  метрических графиков, которые показали, что уже при К= 0,25 можно  существенно снизить перегрузки при спуске с n=8-10 (при баллистическом спуске) до n=4. Существенно снижался также унос теплозащиты с лобовой части СА.
     После интенсивных поисков и размышлений была предложена компактная (под стать "шарику" "Востока") схема СА скользящего спуска -  знаменитая “фара”. Пользуясь моими старыми связями с ЦАГИ, была быстро изготовлена и испытана в аэродинамической трансзвуковой трубе модель СА такой формы. Эти работы провел "на своем энтузиазме" известный "трубочист", один из ведущих аэродинамиков ЦАГИ - Константин Павлович Петров. Имея аэробаллистические расчеты и аэродинамические характеристики, приступи­ли к компоновке СА.
     Отчет "Исследование возможности создания аппаратов с малым аэродинамическим качеством для спуска с орбиты спутника Земли" (отчет ОКБ-1 ГКОТ, инв. 3/353) был в кальках подготовлен в конце апреля 1959 года. Я докладывал материалы этого отчета Константину Давидовичу (КД) Бушуеву - "один на один". Он долго "пытал" меня, что же это дает нового. Я говорил о снижении перегрузок, возможности аэродинамического маневра для уменьшения рас­сеивания точки посадки, снижении тепловых потоков. Однако отчет, "мягко выражаясь", был принят без особого энтузиазма, и был подписан лишь в июне 1959 года.
     Во второй половине 1959 года (июнь-декабрь) были проведены работы и выпущен отчет "Предварительные исследования возможности создания аппаратов планирующего спуска с орбиты спутника Земли" (отчет ОКБ-1 ГКОТ, инв. С-1-7512). К этим проработкам 2-х вариантов крылатых аппаратов (нор­мальной схемы и схемы "утка") подключились инженеры Грабинского КБ- Иван Сергеевич Трофимкин (аэродинамика и теплозащита) и Алексей Лобнев (ком­поновка и разработка проблемных элементов конструкции крыла и рулевых органов).
     Работы проводились с участием только что окончившего МАИ инженера Виталия Ивановича Севастьянова и дипломников МАИ Шеховцова Александ­ра Ивановича и уже упомянутого Р.К.Иванова. В работах по разработке компоновок этих СА принимали участие инженеры сектора К.П.Феоктистова - Евгений Церерин и Дмитрий Маркович Эго.
     В то же время, практически параллельно и в те же сроки, этой же группой велись проектные разработки СА для посадки на Землю с траекторий полета к Луне - "Исследование возможности создания спускаемых аппаратов, входящих в атмосферу Земли со 2-ой космической скоростью" (отчет ОКБ-1 ГКОТ, инв. С-1-1751).
     Более детальные проработки СА с малым аэродинамическим качеством этой же группой велись и в первой половине 1960 года. Был подготовлен отчет (по сути, первый проектный документ - исходные данные для проектных разработок в тематических отделах ОКБ-1 и смежных организациях)- "Аппарат скользящего спуска с орбиты спутника Земли для выведения и спуска экипажа космических объектов" (отчет ОКБ-1 ГКОТ, инв. П-40-29). Указанные выше отчеты прошли достаточно долгую (по тем временам) "обкатку" в отделах и у руководства.
     Серьезная "обкатка" и экспертиза этого отчета проводились в отделе 11 ОКБ - 1 (аэродинамический отдел - начальник отдела Владимир Федорович Рощин, зам. начальника отдела Андрей Георгиевич Решетин).
     Эти отчеты были подготовлены в нюне 1960 года (отчет С-1 -75-12 подписан ТМК- 03.08.60 г. и  КД-30.08.60 г., а отчет П-40-20 подписан ТМК-20.10.60 г.)
     Проектные исследования СА с аэродинамическим качеством в это время велись в отделе 11. В августе 1960 года этим отделом был выпущен отчет по этой проблеме, который был подписан КД-24.08.60 г. и СП-03.09.60 г.
     Из указанных выше дат подписей руководства видно, что наши отчеты не доходили до СП, и были подписаны КД лишь после выхода отчета 11- отдела. Конкурентная борьба за будущий спускаемый аппарат объекта “Союз”  началась еще в 1959-60-х годах при явной поддержке руководителя "космического куста" отделов ОКБ-1. После создания в конце 1961 года отдела 29, куда ушли практически все разработчики СА с аэродинамическим качеством отдела 9, все работы по СА скользящего спуска были переданы в другие отделы (см. статью В.Е.Миненко "История проектных разработок СА "Союз" этого  сборника).
     При проектных разработках СА "скользящего" спуска в отделе 9 был рассмотрен класс осесимметричных тел, состоящих из двух эллипсоидов вращения - с притупленной носовой частью (лобовой эллипсоид) и вытянутой хвостовой  частью (кормовой эллипсоид). Была решена задача оптимизации формы по минимуму веса теплозащиты и конструкции СА, при фиксированном объеме в необходимом для размещения экипажа, оборудования, парашютных систем и пр. При ограничении диаметра, допустимом для компоновки под обтекателем ракеты-носителя, было показано, что предельной формой СА будет тело с практически плоским лбом и полусферической кормовой частью. Эта работа была  проведена с ноября 1960 года по май 1961 года. Отчет "Выбор формы и  торий спускаемых космических аппаратов с минимальным весом теплозащиты" (отчет ОКБ-1 ГКОТ, инв. П-63-29) был подготовлен летом 1961 , но  подписан лишь в апреле 1962 года.
     В это время в отделе 9 проектировались первые межпланетные аппараты к Марсу и Венере. В рамках этих разработок в 1959-61 годах были проведены  проектные исследования по СА для спуска в атмосферах планет - отчет "Исследование возможности спуска космических аппаратов в атмосферах планет" (инв.П-65-29), подписанный в марте 1962 года. Для расчета траектории космических перегрузок, теплозащиты и других характеристик этих СА был ведены (по имевшимся в то время данным) разработки моделей атмосфер планет (09.1959 г.-06.1960 г.) и выпущен в апреле 1962 года отчет "Модели атмосфер планет" (инв.3/733). Были также проведены расчеты траекторий спуска в атмосферах Венеры, Марса и всех планет Юпитеровой группы. Рассматривались СА, как баллистического спуска, так и с использованием подъемной силы (К=0-0,6).
     Разработки моделей атмосфер планет (Марс, Венера) и расчеты траектории спуска проводились также в отделе 11 ОКБ-1, а также в других организациях - ОПМ АН СССР и НИИ-1 ГКАТ.
     В 1959-60 годах наша группа периодически привлекалась по вопросам к проектным разработкам СА "Восток". Так зимой I960 года, когда объект "Восток" был уже "в цехах", по инициативе отдела 11, был поднят вопрос о рациональности выбора формы его СА - сферы (или "шарика", как его  ласково называли).
     По их мнению, более рациональной была бы "сегментально-коническая форма" (типа формы американских СА - "Меркурий"). На совещании сотрудников отдела 11 и сектора К.П.Феоктистова отдела 9, К.Д.Бушуев поставил опрос достаточно остро. Была широкая дискуссия и упорная борьба. С докладом выступил К.П, с содокладом Ц.В.Соловьев. Итоги подвел К.Д. - "Я вначале  думал, что если надо, то остановим производство. Теперь я убедился, что все в порядке ". Так была окончательно отстояна форма СА "Восток" - шарик.
     В итоге всего этого автор этой статьи писал в эскизный проект объекта "Восток-1" раздел по обоснованию выбора формы СА.
     Однако моим "первым вкладом" в разработку объекта "Восток" стал следующий случай. Как-то раз зимой 1959 года К.П. попросил меня проверить расчет усилий на узлы крепления парашютной системы при ее вводе. "Что-то они уж очень большие, - сказал К.П., - Нельзя ли снизить их вес?"
     Проверив расчеты, я пришел в ужас. При расчетах скорости падения шарика в нижних слоях атмосферы (где открывался люк, катапультировался космонавт и вводилась парашютная система) коэффициент лобового сопротивле­ния сферы на дозвуковых скоростях был взят равным 0,5. Была допущена ошибка, так как использовались данные продувок в трансзвуковой трубе малой мо­дели, когда обтекание было ламинарным (малые числа Рейнольдса). Каждому маевцу-самолетчику, сдавшему курс "Экспериментальной аэродинамики" "Апику" (профессору Апполинарию Константиновичу Мартынову) известен факт, что при больших числах Рейнольдса коэффициент сопротивления сферы при турбулентном обтекании почти в два раза меньше. В оценке аэродинамических труб "продувка сферы" использовалась как эталон для определения степени ее турбулентности. Дошел ли этот "ляпсус" до СП, неизвестно. Но вскоре были организованы "продувки" большой 2-х метровой сферы в вертикальной дозву­ковой трубе Т-105 в лаборатории 5 ЦАГИ, где начальником был "Апик" и где я раньше работал. Мои товарищи и коллеги с удивлением спрашивали меня: "Зачем это?" В итоге нагрузки не только не удалось снизить, но они возросли по­чти в два раза!
     Как показал опыт моей дальнейшей работы, в том числе и в аварийных комиссиях по различным объектам различных фирм, подобные того или иного тапа "ляпсусы" встречались в проектах разработки и создания других изделий. Такое случалось не только у нас, но и за рубежом.
     Другим этапом работы нашей группы по объекту "Восток" было привлечение нас к разработке системы аварийного спасения. Первым заданием КП был анализ материалов статистических расчетов, проведенных в НИИ-88 по оценке вероятности появления боковых перегрузок на пилота при неориентированном входе в атмосферу. Детальная обработка "хвостов распределения", по которым оценивалась возможность больших перегрузок, показали, что их  вероятность очень мала.
     Другой этап, который затем нашел отражение в наших работах по "аэродинамическим СА", был расчет перегрузок при аварийных траекториях спуска  СА "Восток", которые достигали n = 17 - 19, и возможных путях их снижения.
     Эта работа поставила перед нами вопрос: "А что будет у нас на "фаре"? Расчеты показали, что при аэродинамическом качестве К=0,5-0,6 кратковременные перегрузки на аварийных траекториях (авария на 2-ой и 3-еи ступеней составляют n=10-12 (почти как при баллистическом спуске с орбиты). Так как при спуске с орбиты СА типа "фара" балансировался на углах атаки а>15  соответствующих К> 0,25-0,3, встал вопрос о перебалансировке его на аварийных траекториях на углы атаки а >30, обеспечивающие К=0,5-0,6. Были  смотрены варианты перебалансировки с использованием откидывающегося щитка в нижней части СА, а также варианты со смещением центра масс за счет перемещения кресел космонавтов и перекачки рабочего тела  системы реактивной стабилизации и управления по крену в дополнительные емкости в верхней части СА. Можно было бы пойти на штатный спуск СА с орбиты при а > 30, но это приводило к существенному увеличению веса теплозащиты верхней обдуваемой части СА. На аварийных траекториях более крутых и с меньшей скоростью входа в атмосферу, тепловые потоки были ниже и не требовали большую дополнительную теплозащиту в верхней части СА.
     Как-то КП пришел к нам посмотреть наши разработки по "фаре" с перебалансировкой и спросил: "А нельзя ли придумать что-то такое оригинальное?"  В результате была "придумана" асимметричная форма СА, у  которой донная часть всегда была в "аэродинамической тени" на обоих балансировочных режимах.
     Другой вопрос, который стоял перед нами: как обеспечить "выворачивание" СА при неориентированном входе в атмосферу, включая вход кормовой частью при а= 180 ".Для "шарика" "Востока" этот вопрос решался обеспечением передней центровки примерно в 0,1 его диаметра.
     В нашем случае СА ("фара" с полусферой в кормовой части) центр давления при а =180" "ложился" на лобовое днище аппарата, за который "загнать" вперед центр масс принципиально невозможно.
     Задачу "выворачивания" решал вариант с открывающимся щитком. Более интересным был вариант с оперением в кормовой части - тристабилизатора, которые при нормальном (ориентированном) спуске были в аэродинамической тени, а при углах атаки близких а >180" (а также на всех других) обеспечивали "выворачивание", СА в нормальное положение.
     Кроме существенного снижения перегрузок, при спуске в атмосфере аэродинамическим качеством позволяли осуществлять маневрирование по дальности полета и боковому отклонению, за счет управления углом атаки и СА (аэродинамические или реактивные рули). Точность имевшейся в то время системы ориентации и стабилизации и разброс импульса тормозной двигательной установки (ТДУ) для схода с орбиты ИСЗ, разброс параметров атмосферы и аэродинамических характеристик давали эллипс рассеивания от расчетной точки посадки с полуосями

L = ± 160 км - по дальности,

b = ± 17 км - по боковому отклонению.

     Возможности аэродинамического маневра СА с качеством  К>>0,25-0,3 обеспечивали маневр после выхода из зоны плазмообразования (когда не было радиосвязи) существенно перекрывающий эллипс рассеивания.
     Была предложена следующая система. По траекторным измерениям на участке входа в атмосферу по данным наземных измерительных пунктов в Крыму и на Кавказе и при "проводке" средствами ПВО на участке полета в атмосфере, на борт СА после "выхода из плазмы" (на высоте около 50 км) даются установки на программу управления по крену для "выбора" промаха. Такое управление обеспечивало посадку СА в круг диаметром 10 км. Для варианта СА с ТРД обеспечивалась посадка на радиомаяк на площадку, как мы говорили: "Размером в стадион, когда после посадки космонавты выходят и докладывают генералу".
     Выше описан почти весь цикл проектных исследований и разработок СА с аэродинамическим качеством различных типов, проведенных в отделе 9 0КБ-1 в 1959-61 годах.
     Итогом этих работ была монография по проблемам спуска СА с орбиты  и ИСЗ и траекторий полета к Луне и планетам: " Выбор траекторий и параметров Опускаемых аппаратов" (отчет ОКБ-1 ГКОТ. инв. П-610-9, 1963 г), которая долгое время была, как говорят, неплохим пособием для молодых сотрудников OКБ - 1 ЦНИИМАШ, а также студентов МАИ.