Ракетные войска стратегического назначения. Справочник. Документы.

  Новости

  Календарь

  Одноклассники

  Нас посетили

  Реклама

Ружаны стратегические
 

Статья инженера И. Покорны «Технические сведения о космической ракете»1

Не успела советская космическая ракета пройти по своей орбите вокруг Солнца и первые сотни тысяч километров, как в мировой печати появились технические данные о ее конструкции, способе запуска и результатах на блюдения за ней. Западные специалисты по ракетам не скрывают своего восхищения достижениями советской ракетной техники. Об этом свидетельствуют сообщения по радио, телевидению и в печати о запуске ракеты.

Ниже излагаются сведения о подготовке, запуске, а также управлении и наблюдении за советской космической ракетой в исторические январские дни.

Трехступенчатая ракета была запущена 2 января 1959 года в 9 часов по среднеевропейскому времени из района северо-восточнее от уральских озер, на границе Европы и Азии (47° северной широты и 62,5° восточной долготы). Выдающимся успехом следует считать то обстоятельство, что все системы ракеты безукоризненно действовали до конца наблюдения. В пяти радиостанциях (четыре из них регистрировали и передавали результаты научных измерений, в то время как пятая была резервной) были использованы транзисторы и уплотненная обмотка. Появление в точно установленное время видимого натриевого облака в результате высвобождения 5 граммов натрия позволило определить орбиту полета ракеты.

Конструкция. Советская космическая ракета с девизом «Мечта Х-10» состояла из трех ступеней. Конструкция первой ступени аналогична конструкции межконтинентального баллистического снаряда. В качестве второй ступени был использован ракетный двигатель упомянутого баллистического снаряда среднего радиуса. Третья ступень представляла собой особую конструкцию, предназначенную специально для этой цели. В отличие от спутников первая ступень ракеты имела еще два вспомогательных ракетных двигателя, работающих на твердом топливе, для достижения абсолютной уверенности в преодолении земного притяжения.

Состав горючего. В качестве жидкого топлива был использован углеводород с добавлением бора, в качестве окислителя — жидкий кислород; количественное соотношение у всех ступеней было одинаковое — 2,4 : 1.

Первая ступень (на уровне моря) имела общую силу тяги около 300 тонн (основной ракетный двигатель — 220 тонн, вспомогательные ракетные двигатели — по 40 тонн каждый). Вспомогательные двигатели с ракетой работали до высоты приблизительно 2000 метров; на этой высоте мощность основного двигателя увеличилась на 16 %, т. е. стала равняться примерно 255 тоннам. После того как отработала первая ступень, включилась вторая ступень ракеты. Первая ступень отделилась через 2,5 секунды, т. е. при работе второй ступени на полной тяге. Таким образом отделилась и третья, последняя ступень ракеты.

Топливные коммуникации, а также стенки камер сгорания двигателей всех трех ступеней были покрыты слоем вольфрама. Так же, как и у предыдущих ракет спутников, двигатели космической ракеты «Мечта» имели смесительную предкамеру, помещенную перед камерой сгорания. Такое устройство дало возможность получить в камере сгорания давление 24,6 кг/см2, которое благодаря расширению газов снижалось до 0,7 кг/см2.

Несмотря на высокую рабочую температуру (около 3200 °С), температура стенок камеры сгорания и каналов топливопровода при помощи системы охлаждения снижалась до 600 °С.

В качестве охлаждающего средства использовано топливо (проходящее вокруг камер сгорания по особым каналам). Температура стенок контролировалась термопарами, которые регулировали приток топлива в каналы. После нагрева в системе охлаждения теплое горючее возвращалось обратно в емкость, где перемешивалось с холодным топливом. Давление, под которым подавалось топливо, колебалось между 135-180 кг/см2, в зависимости от требуемой силы тяги, необходимой для поддержания определенной скорости. Предельная сила тяги определялась интегратором, который функционировал одновременно со стабилизирующим устройством третьей ступени. Топливные и кислородные насосы двигателей третьей ступени были снабжены магнитными иглообразными клапанами, их работу регулировали магнитные контакты, действовавшие в соответствии с перфорационными программными картами.

Топливные насосы всех трех ступеней приводились в движение паровыми турбинами, для получения пара были использованы отработанные в камерах сгорания газы (при старте, когда еще не хватало отработанных газов, применялось специальное нагнетательное устройство).

Успех запуска зависел от точной работы приводной системы. По достижении требуемой скорости двигатель третьей ступени можно было выключить в течение 0,1 секунды.

Запуск ракеты. За 5 секунд до запуска все гироскопы ракеты должны были работать на полных оборотах. Точно так же должен был работать и двигатель третьей ступени. Если бы одно из этих условий не было выполнено, старт автоматически приостановился бы. В течение последних 5-ти секунд перед стартом был определен общий вес ракеты, в том числе и наполненных топливных емкостей. Данные о весе ракеты передавались в главный расчетный центр. Одновременно отключился внешний подвод горючего и включилась подача горючего из емкости первой ступени. Все эти процессы (происходящие в последние моменты перед запуском) были полностью автоматизированы. В момент старта включились оба вспомогательных двигателя, работающих на твердом топливе, одновременно ракета была освобождена от стартовой конструкции.

Управление. Система управления была сконструирована на третьей ступени ракеты. Наземная станция управления находилась на расстоянии одного километра от базы включения. Система управления работала в соответствии с заранее подготовленной программой; кроме того, ракета управлялась еще при помощи луча управления.

Расчетная траектория полета заранее была нанесена на перфорационные алюминиевые карты, а оттуда при помощи двух электронных счетных приборов передавалась в систему управления. Такая перфорационная карта регулировала вращение антенны наземной радиостанции. Оба счет чика управления ракеты действовали синхронно с наземным счетчиком. Наземная радиостанция, управляющая полетом ракеты при помощи луча управления, имела мощность 5000 ватт и работала на волне 12 см, диаметр антенны был около 26 м.

Поправки, необходимые для правильного направления полета, определяли электронные счетные машины большого размера. Даже незначительные изменения формы рефлектора антенны в результате действия тепловых волн измерялись термозвеньями, а другим счетчиком определялись поправки для всей системы управления. Таким способом удерживался фокус антенны управления, посылающей луч управления.

Наблюдение за (орбитой) траекторией полета. За траекторией полета наблюдали 13 наземных радиостанций (одна основная и 12 вспомогательных, установленных по всей территории СССР). Наземные станции были снабжены радарными, фототеодолитными приборами, а также приборами Допплера. Все эти три системы приборов были смонтированы на одной общей конструкции, вращающейся вокруг горизонтальной и вертикальной осей. Все станции, в том числе и центральная, имели общее управление и были соединены между собой кабелем.

За десять минут до запуска космической ракеты центральная станция начала передавать сигналы, содержащие данные о едином времени, температуре, влажности и давлении воздуха, а также о силе и направлении ветра. Вспомогательные станции принятые данные проверяли и в нужный момент готовили их для своей аппаратуры. Каждая вспомогательная станция для осуществления программного управления была снабжена аналогичными с центральной станцией картами.

С момента запуска ракеты вспомогательные станции передавали на центральную станцию принятые ими сигналы с космической ракеты. Данные измерения всех станций систематически обрабатывала центральная счетная машина центральной станции. После этого исправленные сигналы посылались на счетные машины наземных станций и станций, установленных в ракете.

В том случае, если станция по каким-либо причинам теряла синхронизацию с центральной станцией, то она автоматически отключалась от центральной счетной машины.

 

Статью подготовил на основе данных
заграничной печати инженер
И. Покорны

 

ЦАМО РФ. Ф. 19-А. Оп. 2119. Д. 4. Лл. 402-407. Подлинник

 

1 Статья И. Покорны была опубликована в журнале «Кржидла власти» (№ 12 от 9 июня 1959 г.) в органе чехословацкого союза содействия армии «Свазарм». Перевод со словацкого сделал Тулин.

 

Источники:

1. Задача особой государственной важности. Из истории создания ракетно-ядерного оружия и Ракетных войск стратегического назначения (1945-1959 гг.) : сб. док. / сост.: В. И. Ивкин, Г. А. Сухина. — М.: Российская политическая энциклопедия (РОССПЭН), 2010.