• Главная
• История
• Структура
• Вооружение
• Кто есть кто?
• Библиотека
• Новости

Справка-доклад в/ч 11284 о результатах пуска изделия 8К71ПС № М1-1

Войсковая часть 11284

№ 5сс/ ов

 

ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-1 МОП
тов. КОРОЛЁВУ С.П.
г. Калининград, Московской области

 

НАЧАЛЬНИКУ РЕАКТИВНОГО ВООРУЖЕНИЯ
Генерал-майору инженерно-технической службы
ТОВ. СЕМЕНОВУ А.И.
г. Москва, Фрунзенская набережная, 44

 

ЗАМЕСТИТЕЛЮ НАЧАЛЬНИКА В/Ч 11284 по ОИР
Инженер-подполковнику тов. НОСОВУ А.И.

 

Здесь, площадка № 2
-----------------------------------------------------------------------------

 

Представляю справку-доклад по результатам пуска изделия 8К71 ПС № М1-1.

ПРИЛОЖЕНИЕ: Мб. № 007 сс/ов на 13 листах - все только адресатам.

 

 

 

 

СПРАВКА-ДОКЛАД
о результатах пуска изделия 8К71 ПС № М1-1 4 октября 1957 года

 

I. Результаты анализа телеметрических измерений

Контроль параметров изделия 8К71 ПС при помощи системы "Трал" производился по сокращённой программе по сравнению с изделием 8К71. Показания сигнальных датчиков свидетельствуют о нормальном прохождении команд при запуске двигателей и в заданной последовательности.

Команда "дренаж" ("Ключ на пуск") была подана с пульта управления на - 146,14 сек. Команда "пуск" (поддув) была выдана за 133,71 сек. до контакта подъёма.

Наддув баков азота и перекиси водорода длился в течение 90,42 секунды.

Продолжительность работы двигателей на режиме предварительной ступени составляло 6,7 сек. (на изделиях М1-8 и М1-9 это время в среднем равно 6,27 сек.) Удлинения боковых блоков изделия от прогрева пламенем предварительной ступени не зафиксировано.

Включение главной ступени двигателя центрального блока произошло на -3,54 сек. по суммированию замыканий пневмореле КД-3 боковых двигателей.

Переход двигателей боковых блоков на вторую промежуточную ступень произошёл по замыканию пневмореле КД-5 центрального двигателя (на -0,28 сек.).

В этот же промежуток времени отпали "холодные" и воздушные колодки. Разброс по времени отпадения "холодных" и воздушных колодок не превышал 0,1 сек.

В момент выхода двигателей боковых блоков на 1 промежуточную ступень системой МНР-1 зарегистрированы колебания изделия в стартовой системе в плоскости стрельбы (I-III). Колебания изделия начались с -4 сек. и длились в течение 3,5 секунд с частотой 1 гц и затухающей амплитудой. Предположительной причиной колебания изделия в стартовой системе явился более поздний выход на режим 1 промежуточной ступени двигателя бокового блока "Г" (примерно на 0,4 сек. позднее выхода на режим противоположного блока "Б" и остальных боковых блоков).

После выхода боковых двигательных установок на режим 1 промежуточной ступени отмечено перемещение нижних направляюцих изделия относительно нижних устройств (УН) стартовой системы на величину порядка 12-25 мм, при этом вследствие колебаний изделия с -4 по -0,5 сек. перемещение нижних направляющих блоков "Б" и "Г" менялось относительно среднего положения на величину ± 25 мм, что соответствует угловым колебаниям изделия порядка до ± 19'. При наличии таких угловых колебаний линейные перемещения нижних направляющих блоков "В" и "Д" должны были составлять примерно ± 110 мм, что могло привести к нарушению целостности изделия.

Сход изделия с нижних направляющих стартового устройства произошёл с разбросом до 0,05 сек. (максимальный разброс при пуске изделия М1-8 и изделия М1-9 не превышал 0,02 сек.).

Выход изделия из верхних направляющих произошёл после схода изделия с УН с разбросом до 0,07 сек. (на изделиях М1-8 и М1-9 этот разброс не превышал 0,03 сек.).

Системой МНР-1 зафиксирован практически одновременный развод опорных ферм стартовой системы, причём углы и угловые скорости поворота опорных ферм соответствуют проектным данным.

На изделии 8К71 ПС измерялась на каждом блоке только температура воздуха в хвостовых отсеках (над ТНА, под ТНА, над и между камерами сгорания основных двигателей). По показаниям температурных датчиков температура характеризуется следующими данными:

- блок "А” - температура воздуха в хвостовом отсеке центрального блока замерялась только на первой ступени полёта и изменилась плавно с -20°С на -10 сек. до 0 ÷ -15° на 110 сек. полёта;

- блок "Б" - на -10 секунде температура в хвостовом отсеке равнялась -10°С, с 94 сек. полёта датчики отметили повышение температуры в хвостовом отсеке до +55°С на 115 сек. под ТНА и до +40°С между камерами сгорания, при этом над ТНА температура составляла +10°С);

- блок "В" - перед стартом изделия в хвостовом отсеке зарегистрирована температура -10°С (на -10 сек.), на 55 сек. полёта под ТНА температура упала до - 20°С, а затем с 85 по 120 сек. полёта отмечено дальнейшее падение температуры в этом районе до -32 ÷ 37°С, при этом температура над ТНА на 120 сек. была + 5°С;

- блок "Г" - температура воздуха в хвостовом отсеке плавно изменялась от -10°С (на -10 сек.) до 0°С на 110 секунде полёта;

- блок "Д" - температура в хвостовом отсеке плавно менялась от -15°С (на -10 сек.) до 0 ÷ 25°С на 110 секунде полёта.

Команда на перевод двигательных установок боковых блоков на первую промежуточную ступень была выдана на 109,94 секунде полёта, т.е. в соответствии с заданным временем (110 сек. полёта).

Команда от интегратора на разделение ступеней была выдана на 116,38 сек., т.е. в соответствии с полётным заданием. При этом рулевые двигатели боковых блоков были выключены и возвращены в нулевое положение.

На 116,71 сек. была подана команда на разрыв нижних силовых связей, разрыв последней из нижних силовых связей зарегистрирован через 0,17 сек. после подачи команды.

На 117,005 сек. последовала команда на выключение основных двигателей боковых блоков.

Отделение шаровых опор боковых блоков отмечено в среднем через 0,5 сек. после выключения двигателей, при этом зафиксировано два срабатывания контакта "КР" блока "Г" с интервалом 0,12 сек. Наибольший разброс по времени отделения шаровых опор противоположных блоков составляет 0,02 сек.

По данным системы "Трал" можно предполагать, что не произошло раскрытия реактивного сопла системы отталкивания на блоке "В”. На факт отказа в работе механизма раскрытия сопла блока "В" указывают показания датчика давления в баке окислителя этого блока, который зарегистрировал повышение давления в баке окислителя с 3,2 ати на 116 сек. до 3,5 ати на 160 сек. полёта, с последующим резким повышением свыше 6 ати (предел измерения датчика) на 184 сек. полёта. На 428,4 сек. полёта отмечено резкое падение давления в баке окислителя блока "В", указывающее на нарушение герметичности бака окислителя при входе в плотные слои атмосферы.

Ненормальное (отличающееся от расчетного) относительное движение блока "В" после разделения подтверждается кадрами кинотеодолита КТ-50, установленного на ИП-1 и зафиксировавшего на плёнке более поздний отход блока "В" от центрального изделия. По кадрам этого же кинотеодолита заметен более "вялый" отход при разделении также блока "Г". Следует отметить, что давление в баке окислителя этого блока к моменту разделения составляло 3,2 ати, что могло привести к затяжке открытия реактивного сопла системы отталкивания и более "вялому" отделению, как это очевидно имело место при отделении одноименного блока при пуске изделия М1-9.

Параметры двигательных установок по данным системы "Трал" свидетельствуют о работе двигателей в расчётном режиме.

Выход на 1 промежуточную ступень двигателя блока "Г" произошёл с запаздыванием на 0,4 ÷ 0,5 сек. по сравнению с двигателями других боковых блоков, на главную ступень тяги двигатель блока "Г" также вышел с опозданием на 1,2 сек. по сравнению с двигателями остальных боковых блоков. При этом команда на включение главной ступени двигателей боковых блоков прошла в заданное время (на 6,07 сек. полёта).

Переход двигателей боковых блоков по команде снижения тяги (на 109,94 сек.) на 1 промежуточную ступень произошёл нормально.

Выключение двигателя центрального блока произошёл от аварийного контакта турбины (ПРМ-54, настроенного на 92 ати и установленного в магистрали перекиси водорода за насосом) на 295,6 сек. полёта.

По данным системы "Трал” зарегистрировано падение давления керосина на входе в насос на 293,2 сек., падение давления керосина за насосом на 293,85 сек. и падение давления в камерах сгорания основного двигателя на 293,9 сек. При этом датчик числа оборотов ТНА зафиксировал рост числа оборотов турбины, начиная с 293,3 сек. до 8900 об/мин на 295,8 секунде полёта. Как показывают предварительные расчёты, аварийный контакт турбины сработал в районе 295,6 сек. при числе оборотов турбины примерно равном 8700 об/мин, что соответствует давлению перекиси водорода после насоса около 92 ати.

Полученные данные, а также срабатывание 1-й дискретной точки датчика уровня горючего системы СОБ на 287,2 сек., что соответствует остатку керосина порядка 750 литров, свидетельствуют об окончании нормального поступления горючего из бака изделия в насос на 293,85 сек., что и вызвало срабатывание АКТ (следует иметь виду, что секундный расход горючего превышает 100 л/сек и керосин из бака не выбирается полностью).

Отделение спутника произошло на 314,5² секунде полёта. Реактивное сопло системы торможения корпуса центрального блока вероятно не открылось, так как датчиком системы "Трал" не зарегистрировано резкого снижения давления в баке окислителя после отделения спутника. На 382 сек. полёта давление в баке окислителя равнялось 1,11 ати (на 310 сек. это давление было равно 1,8 ати), т.е. снижение давления происходило плавно со скоростью 0,01 ат/сек.

Команда на раскрытие уголковых отражателей была подана на 325,44 сек, полёта, при этом системой "Трал" на протяжении одной секунды зафиксировано четыре "подрабатывания" при раскрытии отражателей.² Учитывая схему контроля раскрытия уголковых отражателей, можно предполагать, что системой "Трал" зарегистрировано либо раскрытие одного из уголковых отражателей, либо, что менее вероятно, одновременное подрабатывание при раскрытии обоих отражателей.

Система СОБ была включена в районе 9-й секунды полёта. После включения системы дроссель, отрабатывая команду расходомерного тракта, открывался до момента срабатывания 20-й дискретной точки. Временное рассогласование уровней в момент срабатывания 20-й точки составляло Δt = -0,25 сек. (опережение окислителя) и отрабатывалось системой. До 16 секунды полёта система СОБ функционировала нормально. На 16 сек. полёта, судя по перекладке дросселя, несоответствующей знаку команды, произошло самопроизвольное отключение коррекции (уровнемерный тракт). Все последующее время работы двигателя функционировал только расходомерный канал системы, отрабатывая только возмущения по объёмному соотношению компонентов топлива, воздаваемые перегрузками. Вследствие этого из-за наличия погрешности расходомерного канала, равной примерно 1% (δK_V=1,18%) и неотработанного возмущения при разделении Δt = + 0,81 сек., рассоглосования уровней к 1-м дискретным точкам достигли Δt = +4,06 сек. (опережение горючего). Кроме того на 168 сек. полёта от сигнала 14-х точек произошёл переход на дежурную схему по уровням, но система по уровням по прежнему не функционировала. Вероятной причиной отключения корректирующего контура могло явиться преждевременное срабатывание реле Р-11 усилителя-преобразователя системы СОН (УМ25В).

Включение системы РКС по каналу обратной связи произошло на 9,16 сек, а по каналу скорости на 12,01 сек. полёта. С момента включения системы РКС по обратной связи винты воздушных редукторов повернулись, компенсируя начальное рассогласование давления в камерах сгорания от настроенного, на следующие углы:

- на блоке "А" - на 12° в сторону дросселирования;

- на блоке "В” - на 18° в сторону дросселирования;

- на блоке "Г” - на 7° в сторону дросселирования;

- на блоке "Д" - на 7,5° в сторону форсирования.

Начиная с момента включения системы РКС, рассогласование кажущейся скорости положительное и растёт, достигая максимального значения, равного 14,8 м/сек на 65 сек. полёта. К моменту разделения рассогласование скорости уменьшается, достигая к 110 сек. величины 4,5 м/сек. Максимальные отклонения винтов воздушных редукторов достигали на блоке "А" -96° и на блоке "В" -80° в сторону дросселирования. После включения на 136,39 сек. системы РКС на второй ступени рассогласование кажущейся скорости становится положительным и растёт до 13,3 м/сек на 202 сек. полёта. К 294 сек. полёта величина рассогласования скорости уменьшается до нуля. Ввиду того, что в это же время происходит снижение тяги двигателя центрального блока рассогласование кажущейся скорости меняет знак и к 294,6 сек. достигает значения -20 м/сек. Винт воздушного редуктора при этом поворачивается в сторону форсирования и к моменту выключения системы РКС на 295,6 сек. достигает значения 80°.

 

Работа в полёте автомата стабилизации

 

1. Канал тангажа

К 5-й секунде полёта угол отклонения изделия по тангажу достиг 0,5° (очевидно вследствие возмущения из-за более позднего выхода на режимы 1 промежуточной и главной ступеней тяги двигателя блока "Г") и был отработан системой стабилизации к 8-й сек. полёта. При этом углы отклонения управляющих двигателей центрального блока достигали 5-6°, а на боковых блоках до 8°. В районе 13-18 сек, наблюдались колебания управляющих двигателей с частотой 5 гц и амплитудой порядка 2°. В момент разделения ступеней возмущений по каналу тангажа не наблюдалось. На участке 2-й ступени полёта вплоть до 282 сек. отклонений изделия в плоскости стрельбы по тангажу от программной траектории не наблюдалось. Коммутация по каналу нормальной стабилизации, происходящая через 5,6 сек. после разделения по записям системы "Трал" не зафиксирована, т.к. система НС выдавала сигнал, равный нулю до 280 сек. полёта.

 

2. Канал рыскания

На всей траектории полёта изделия до 282 сек. угол рыскания практически равен нулю. Отклонений управляющих органов равен нулю. В момент разделения возмущений по каналу рыскания не отмечено. Система БС до 130-й сек. выдавала команды практически близко к нулю. Со 130 сек. до 282 сек. система БС выдает команды, соответствующие сносу изделия влево от плоскости стрельбы, малой величины. Коммутации в приборе БС (увеличение коэффициента усиления в 2,5 раза) та же не отмечено ввиду нулевых выходных команд.

 

3. Канал вращения

По каналу вращения в районе 100 сек. отмечено вращение изделия до 1°, отработанное системой управления.

В момент разделения угол вращения достигает 2°.

После разделения до 282-й сек. отклонений по каналу вращения не наблюдалось. С 282-й сек. наблюдается отклонение изделия по каналу вращения на угол 5° по часовой стрелке, по каналу рыскания на угол 0,5° носом вправо и по каналу тангажа на угол 0,5° носом вверх. Система НС при этом выдаст команду значительной величины, соответствующую сносу изделия вверх, затем эта команда к 294-295 сек. уменьшается и меняет знак ( снос вниз ). Система БС с 282 сек. показывает, что боковая скорость изделия влево от плоскости стрельбы начинает уменьшаться и на 290 сек. полёта становится равной нулю, а затем меняет знак (изделие начинает возвращаться к плоскости стрельбы). При этом все управляющие органы изделия отклоняются не соответственно входным сигналам систем угловой стабилизации и систем стабилизации центра масс изделия. Кроме того к 294 сек. полёта отклонения изделия по каналам тангажа, рыскания и вращения уменьшаются до нуля.

С 277-й секунды полёта наблюдаются колебания управляющих двигателей с частотой 0,7 гц (на 277 сек.) - 1,3 гц (на 294 сек.) и амплитудой порядка 2-3°.

Следует отметить, что со 174 сек. полёта по 277 сек. зафиксированы колебания управляющих двигателей и командных сигналов по каналам тангажа и с момента разделения до 277 сек. по каналу рыскания с частотой 6-7,5 гц.

На протяжении полёта изделия на активном участке траектории, а также при запуске изделия наблюдаются три перерыва в записи командных сигналов системы управления по каналам угловой стабилизации: первый - до контакта подъёма, второй - в районе 116,3-117,1 сек. и третий с 292 сек. до конца активного участка полёта изделия. Характер перерыва фиксации параметров указывает на возможное сообщение с корпусом изделия электрических цепей системы управления (в моменты перерывов прерывается запись средней точки батареи).

По результатам телеметрических измерений параметров изделия можно отметить следующие ненормальности, имевшие место при пуске и полёте изделия 8К71 ПС М1-1:

- запаздывание в выходе на 1 промежуточную ступень и на главную ступень тяги двигателей бокового блока "Г", что вызвало опасные колебания изделия в стартовой системе и возмущения по каналу тангажа в начале подъёма изделия;

- датчики температур зарегистрировали повышение температуры воздуха под ТНА в хвостовом отсеке блока "Б";

- зарегистрировано падение температуры воздуха в хвостовом отсеке блока "В";

- при отделении бокового блока "Г" от пакета зарегистрировано "подрабатывание" контакта разделения ("КР");

- реактивное сопло механизма разделения бокового блока "В" не открылось после отставания этого блока от пакета;

- можно предполагать, что отделение блока "Г" от пакета при разделении происходило "вяло”;

- выключение двигателей центрального блока произошло от срабатывания аварийного контакта турбины (АКТ) из-за окончания поступления керосина;

- реактивное сопло системы торможения корпуса вероятно не открылось, т.к. закон спада давления в баке окислителя не соответствует расчётному;

- можно предполагать, что системой "Трал" зарегистрировано раскрытие только одного уголкового отражателя;

- система СОБ с 16 сек. полёта функционировала ненормально и не обеспечила одновременного опорожнения баков изделия;

- со 170 по 270 сек. полёта зарегистрированы колебания управляющих двигателей с частотой 6-7 гц;

- с 277 сек. наблюдаются колебания управляющих двигателей с частотой 0,7 ÷ 1,3 гц;

- отмечено три перерыва в записи командных сигналов по каналам вращения, тангажа и рыскания в моменты прекращения записи средней точки батарей, свидетельствующих о возможном сообщении с корпусом электрических цепей системы управления или системы "Трал".

 

II. Краткий баллистический анализ

 

Настройка интеграторов производилась в соответствии с полётным заданием:

- на время разделения t = 116,44 сек.,

- на время выдачи главной команды на выключение ЦДУ t = 296,47 сек.

Дальность падения блоков 1 ступени принималось равной 610 км.

Заправка изделия топливом, перекисью водорода, жидким азотом и сжатым воздухом производилась в соответствии с полётным заданием.

 

1. Анализ кинематических характеристик движения изделия.

Кинематические характеристики движения рассчитывались по данным оптических средств измерений (КТh-41 и КТ-50). Концу наблюдения оптических средств соответствует время 295,112 сек., поэтому непосредственно все элементы траектории для момента выключения ЦДУ рассчитать было невозможно. Элементы конца I ступени активного участка траектории приведены в таблице № 1.

t (сек.)	X (м)	Δx (м)	Y (м)	Δy (м)	Z (м)	Δz (м)	V (м/сек)	Δv (м/сек)	θ (гр)	Δθ (гр)
110	44250	- 220	49815	865	- 114	-60	1977,0	+ 35	37°24’	9'
111	45810	- 230	51015	875	- 117	-64	2007,0	+ 23	37°11’	11'
111,6	46765	- 225	51740	880	- 119	-67	2042,0	+ 35	37°04'	13'
113,6	49985	- 285	54185	895	- 124	-75	2116,0	+ 34	36°46’	21'
115,6	53425	- 265	56715	915	- 129	-84	2178,0	+ 18	36°24'	24'
116,38	54780	- 282	57720	890	- 131	-87	2189,0	- 2	36°16'	26'

Время t = 116,38 соответствует выдаче интегратором команды на разделение ступеней.

Элементы конца II ступени активного участка траектории приведены в таблице № 2.

t (сек.)	X (м)	Y (м)	Z (м)	V (м/сек)	θ (гр.мин.)
285,112	657560	193720	4578	6883	-3°42'
286,112	664340	193270	4691	6970	-3°47'
287, 12	671410	192800	4805	7057	-3°52'
288, 12	678340	192440	4913	7144	-3°59'
289,112	685450	191970	5064	7230	-4°09'
290,112	692650	191400	5147	7318	-4°21'
291,112	699960	190840	5260	7416	-4°39'
292,112	707470	190300	5306	7506	-5°08'
293,112	715060	189650	5429	7607	-5°42'
294,112	722440	188860	5612	7704	-6°02'
295,112	730060	188080	5785	-	-

Сравнение опытных и расчётных значений модуля скорости (t = 290,112 сек. и 294,112 сек.) показывает, что скорость движения изделия на 108 м/сек превышает расчётную, из которых примерно 73 м/сек можно отнести за счёт программы V^T_S(t), 18 м/сек за счёт обратной связи ДРС и около 2 м/сек за счёт возмущений.

В районе 294 сек. полёта по датчикам давления в камерах сгорания основных двигателей замечено начало спада давления. Причиной этого является нехватка топлива в баках.

На 291,24 сек. в изделии имелось 1330 л керосина в том числе в баке 888 л. К 294 сек. в баке изделия оставалось 80 л кислорода, в трубопроводе 442 л.

На 287,18 сек. в изделии имелось 755 л горючего¹ в том числе в баке 712 л. К 294 сек. в баке изделия оставалось 35 л горючего и в трубопроводе 43 л.

По расчёту гарантийные остатки и остатки незабора равны: - для горючего 126 л - для окислителя 181 л.

Выключение двигателя произошло на 295,59 сек. полёта.

К этому времени давление в камерах сгорания упало до 18,3 ати.

Падение скорости изделия за счёт спада давления в камерах сгорания к 295,59 сек. ΔV = -168 м/сек

Расчётное приращение скорости за время с 294 сек. до 295,59 сек. ΔV = 183 м/сек.

Скорость изделия в момент t = 295,59 сек. V = 7713 м/сек.

Скорость спутника с учётом импульса последействия V = 7713 + 25 = 7738 м/сек Расчётные и опытные значения элементов траектории в момент выключения двигателей приведены в таблице № 3.

Элементы траектории	размерность	опытные значения	расчётные значения	Отклонения
t	сек.	295,59	296,47	- 0,88
X	м	733685	738650	- 4965
Y	м	187552	181960	+ 5592
Z	м	5868	6719	- 851
V	м/сек	7733*	7901*	- 163
θ	гр.мин.	-6°31'	-6°34’	+3'

 

*/ с учётом импульса последействия.

 

ВЫВОДЫ:

1. Кинематические характеристики движения изделия на 1 ступени активного участка траектории близки к расчётным.

2. На 2 ступени активного участка траектории (до 294 сек.) элементы траектории близки к расчётным.

3. К моменту выключения двигателей отклонения элементов опытной траектории от расчётной имели значения: Δx = +1845 м, Δy = +4822 м, Δz = -792 м, ΔV = - 21 м/сек, Δθ = - 0°12'.

 

 

Центральный архив Министерства обороны Российской Федерации Ф. 19. Оп. 110сс. Д. 14. Л. 9–22. Подлинник. Подписи — автографы.

 

___________________________

¹ Вписано от руки.

² Подчеркнуто от руки.

 

Источники:

1.Сайт «Советский спутник первый в мире!» / sputnik.rusarchives.ru / Портал rusarchives.ru