Ракетные войска стратегического назначения. Справочник. Документы.

  Новости

  Календарь

  Одноклассники

  Нас посетили

  Реклама

Ружаны стратегические
 

Оперативный отчет в/ч 11284 по результатам предварительного анализа данных телеметрических и внешнетраекторных измерений при пуске изделия 8К71ПС № М1-1.

Войсковая часть 11284

№ 8ссов

14 ноября 1957 г.
Совершенно секретно
Особой важности
Экз. № 2

 

ПРЕДСЕДАТЕЛЮ КОМИССИИ ПО ИСПЫТАНИЯМ
ИЗДЕЛИЙ 8К71
тов. РЯБИКОВУ В.М.
----------------------------------------------------------
Москва,Кремль,Спецкомитет при СМ СССР.

 

ВРИО НАЧАЛЬНИКА РЕАКТИВНОГО ВООРУЖЕНИЯ
Генерал-майору инженерно-технической службы
тов. МРЫКИНУ А.Г.
----------------------------------------------------------
Москва, Фрунзенская Набережная д. 44.

 

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

 

РАЙОННОМУ ИНЖЕНЕРУ НРВ ПРИ НИИ-88
Инженер-полковнику ТРУБАЧЕВУ П.Е.
----------------------------------------------------------
г.Калининград, Московской области..

 

Представляю оперативный отчет по результатам анализа телеметрических и внешнетраекторных измерений при пуске изделия 8К71 ПС М1-1.

ПРИЛОЖЕНИЕ: Отчет МБ № 13ссов, на 16-ти листах, сов.секретно, особой важности в каждый адрес и в дело.

 

ВРИО НАЧАЛЬНИКА НИИП-5
гвардии полковник
Герчик

 

 

Приложение № 13ссов
Совершенно секретно
Особой важности
Экз. № 2

 

"УТВЕРЖДАЮ"
ВРИО НАЧАЛЬНИКА НИИП-5
гвардии полковник ГЕРЧИК
14 ноября 1957 года.

 

ОПЕРАТИВНЫЙ ОТЧЕТ
по результатам предварительного анализа данных телеметрических и внешнетраекторных измерений при пуске изделия 8К71 ПС М1-1.

 

ЗАМ.НАЧАЛЬНИКА НИИП-5   ЗАМ.НАЧАЛЬНИКА НИИП-5
по НИР И ИЗМЕРЕНИЯМ   по ОИР
полковник -   инженер-подполковник -
ВАСИЛЬЕВ   НОСОВ

 

 

 

1957 г.

 

 

I. АНАЛИЗ ДАННЫХ ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКИХ ИЗМЕРЕНИЙ

Пуск изделия 8К71 ПС М1-1 произведен 4 октября 1957 года. Контроль параметров изделия 8К71 ПС при помощи системы "ТРАЛ" производился по сокращенной программе по сравнению с программой телеизмерений при пусках изделий 8К71.

Показания сигнальных датчиков, зарегистрированные системами МНР-1 и "ТРАЛ", свидетельствуют о нормальном прохождении команд при запуске двигателей и в заданной последовательности.

Команда "Ключ на пуск" ("Дренаж") была подана с пульта управления на -146,14 сек. Команда "Пуск" ("Наддув") была выдана за 133,71 сек. до контакта подъема.

Наддув баков азота и перекиси водорода длился в течение 90,42 сек. Продолжительность работы двигателей на режиме предварительной ступени составляла 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 произошел 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 первую промежуточную ступень системой МНР-1 зарегистрированы перемещения нижних направляющих изделия относительно нижних устройств (УН) стартовой системы на величину порядка 12-29 мм. При этом перемещения нижних направляющих блоков "Б" и "Г" имели знакопеременный характер, находились в противофазе и менялись относительно среднего положения на максимальную величину ± 25 мм.

Причиной этого явления, наблюдаемого при пусках изделий 8К71 впервые, явился более поздний выход на режим первой промежуточной ступени двигателя бокового блока "Г" (примерно на 0,4 - 0,5 сек, позднее выхода на режим двигателя противоположного блока "Б").

Учитывая невозможность значительных колебаний изделия в плоскости стрельбы, следует сделать вывод, что отмеченное явление должно было вызвать значительные напряжения в нижних силовых связях изделия (блоков "В" и "Д").

Возможность возмущения изделия в стартовой системе по тангажу подтверждается значительными отклонениями по тангажу, наблюдавшимися при воздействии на изделие аналогичного и близкого по величине возмущения вследствие запаздывания в выходе на главную ступень двигателя того же блока "Г".

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

Выход изделия из верхних направляющих произошел 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.).

Увеличенные разбросы времен схода изделия со стартовой системы являются следствием действия возмущений на изделие из-за более позднего выхода на режим двигателя блока "Г".

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

На изделии 8К71 ПС измерялась на каждом блоке только температура воздуха в хвостовых отсевах (над ТНА, под ТНА, над и между камерами сгорания основных двигателей) на первой ступени полета.

По показаниям датчиков температура воздуха в хвостовых отсеках блоков "А", "Г" и "Д" изменялась примерно одинаково от -10°С (-20°С) на - 10 секунде до ± 15°С на 110 секунде полета. На блоках "Б" и "В" характер изменения температуры был другим.

На блоке "Б" на - 10 секунде температура в хвостовом отсеке равнялась -10°С, с 94 сек. полета 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.

На блоке "В" перед стартом изделия в хвостовом отсеке зарегистрирована температура -10°С (на -10 сек.), на 55 сек. полета под ТНА температура упала до -20°С, а затем с 85 по 120 сек. полета отмечено дальнейшее падение температуры в этом районе до -35°С при этом температура над ТНА на 120 сек. была +5°С.

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

Команда от интегратора на разделение ступеней была выдана на 116,38 сек., т.е. в соответствии с полетным 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" видно, что не произошло раскрытия крышки реактивного сопла системы разделения 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 до 3,5 ати на 160 сек.полета, с последующим резким повышением свыше 6 ати (предел измерения датчика) на 184 сек.полета.

На 428,4 сек. полета отмечено резкое падение давления в баке окислителя блока "В", указывающее на нарушение герметичности бака при входе в плотные слои атмосферы, либо на выход из строя датчика системы "Трал".

Ненормальное (отличающееся от расчетного) относительное движение блока "В" после разделения подтверждается кадрами кинотеодолита КТ-50, установленного на ИП-1 и зафиксировавшего на пленке 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 более "вялый" отход при отделении блока "Г" имел место при пуске изделия М1-9).

Параметры двигательных установок по данным системы "Трал" близки к расчетным.

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

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

Система бортового наддува не обеспечила наддув баков окислителя боковых блоков в расчетном режиме. Давление в баках окислителя превышает верхний допуск срабатывания ДПК в среднем на 0,2 ÷ 0,3 ат.

Выключение двигателя центрального блока произошло от аварийного контакта турбины (ПРМ-54, настроенного на 92 ати и установленного в магистрали перекиси водорода за насосом) на 295,6 сек. полета. По данным системы "Трал" зарегистрировано падение давления керосина за насосом на 293,85 сек., падение давления керосина на входе в насос на 293,2 сек. и падение давления в камерах сгорания основного двигателя на 293,9 сек.

При этой датчик числа оборотов ТИА зафиксировал рост числа оборотов турбины, начиная с 293,8 сек. до 8900 об/мин.на 295,8 секунде полета. Как показывают предварительные расчеты, 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 танке 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 ввиду, что секундный расход горючего превышает 100 л/сек. и керосин из бака не выбирается полностью).

Отделение спутника зарегистрировано на 314,5 сек. полета. Датчиком системы "Трал" не зарегистрировано резкое снижение давления в баке окислителя после отделения спутника. Снижение давления происходило плавно со средней скоростью 0,01 ат/сек., что объясняется испарением остатков жидкого кислорода в баке изделия.

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

Система СОБ была включена в районе 9 сек. полета. 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 полета система СОБ функционировала нормально. На 16 сек., судя по перекладке дросселя, несоответствующей знаку команды, произошло самопроизвольное отключение коррекции (уровнемерный тракт).

Все последующее время работа двигателя функционировал только расходомерный канал системы, отрабатывая возмущения по объемному соотношению компонентов топлива, создаваемые перегрузками. Вследствие этого из-за наличия погрешности расходомерного канала, равной примерно 1%, рассогласование уровней к моменту разделения достигло Δt = 2,3 сек., а к моменту срабатывания 1-х дискретных точек Δt = +14,06 сек.(опережение горючего).

Кроме того, на 168 сек. полета от сигнала 14-х точек произошел переход на дежурную схему по уровням, но система по уровням попрежнему не функционировала. Вероятной причиной отключения корректирующего контура могло явиться преждевременное срабатывание реле Р-11 усилителя-преобразователя системы СОБ (УМ 25 В).

Включение системы РКС по каналу обратной связи произошло на 9,16 сек., а по каналу скорости на 12,01 сек. полета.

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 растет, достигая максимального значения, равного 14,8 м/сек. на 65 сек. полета. 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 растет до 13,5 м/сек. на 202 сек. полета. К 294 сек. полета 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 этой поворачивается в сторону форсирования, и его поворот к моменту выключения системы РКС на 295,6 сек. достигает значения 80°.

По точному контакту ДРС рассогласование кажущейся скорости изделия к концу полета равно 90 м/сек., что согласуется с виешнетраекторными измерениями.

 

РАБОТА АВТОМАТА СТАБИЛИЗАЦИИ В ПОЛЕТЕ.

 

1. Канал тангажа.

К 7,5-ой сек. полета угол отклонения изделия по тангажу достиг 0,9° (вследствие возмущения из-за более позднего выхода на режим главной ступени тяги двигателя блока "Г") и был отработан системой стабилизации к 15 сек.п олета. При этом углы отклонения управляющих двигателей центрального блока достигали 7 ÷ 8°, а на боковых блоках до 18°. В районе 8 ÷ 15 сек. наблюдались колебания управляющих двигателей с частотой 5 гц и амплитудой порядка 2°.

В момент разделения ступеней наблюдались незначительные возмущения по каналу тангажа. На участке 2-й ступени полета вплоть до 282 сев. отклонений изделия в плоскости стрельбы по тангажу от программной траектории не наблюдалось. Коммутация по каналу нормальной стабилизации, происходящая через 5,б сек. после разделения прошла нормально.

 

2. Канал рыскания.

С 5-й сек. полета прибором БС отмечается снос изделия вправо. Максимальная команда прибора БС па 61 сек. равна 5,6 м/сек. Это возмущение было отработано к 85 секунде. Начиная с 11 сек. угол рыскания возрастает до 0,9° на 72 сек. (снос влево) и к моменту разделения уменьшается до 0,5°.

На всей второй ступени полета угол рыскания постоянен и равен ~ 0,3° (нос влево).

 

3. Канал вращения.

По каналу вращения в районе 100 сек. отмечено вращение изделия до 1°, отработанное системой управления. В момент разделения возмущения по каналу вращения незначительны.

После разделения до 282 сек. отклонений по каналу вращения не наблюдалось.

С 282 сек. наблюдается отклонение изделия по каналу вращения на угол до 5,5° по часовой стрелке (на 290 сек.) и по каналу тангажа на угол 0,5° носом вверх.

Система НС при этом выдает команду значительной величины (8 м/сек.), соответствующую сносу изделия вверх, затем эта команда к 294-295 сек. уменьшается и меняет знак (снос вниз). Система БС с 285 сек. показывает, что появилась боковая скорость изделия вправо от плоскости стрельбы до 5 м/сек. на 290 сек. При этом все управляющие органы отклоняются соответственно входным сигналом систем угловой стабилизации и систем стабилизации центра масс изделия. К 294 сек. полета отклонения изделия по каналам вращения и тангажа уменьшаются до нуля.

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

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

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

- запаздывание на 0,5 сек. относительно блока "Б" в выходе на первую промежуточную ступень тяги двигателя бокового блока "Г", что вызвало опасные колебания изделия в стартовой системе.

Необходимо отметить, что допуск на время набора 75% тяги с момента подачи команды по ТУ Д 061 ОХВ составляет ± 0,5 сек. и таким образом указанное запаздывание двигателя блока "Г" формально находится в пределах допуска. Этот факт указывает на необходимость пересмотра допуска;

- запаздывание на 1,2 сек. в выходе на режим главной ступени двигателя бокового блока "Г" ;

- отличие в характере изменения температуры воздуха в хвостовых отсеках боковых блоков "Б" и "В" по сравнению с остальными блоками;

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

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

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

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

- дренажно-предохранительные клапаны баков окислителя боковых блоков не обеспечили поддержание давления в баках в заданных пределах;

- со 170 по 275 сек. полета зарегистрированы колебания управляющих двигателей с частотой 6-7 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";

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

 

II. КРАТКИЙ БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ.

1. Изделие 8К71 ПС № М1-1 имело следующие значения основных характеристик:

а) по двигательным установкам (по данным стендовых испытаний).

№№
двигателей
Блоки
изделия
Poуд форм, попр. Pooуд форм, попр. ( Ġо+г) КС.
050 Б 249,8 306,3 296,2
051 В 252,4 308,8 296,2
058 Г 251,8 308,1 297,1
059 Д 249,0 305,5 297,4
077 А 242,7 307,9 256,2

Таким образом, имели место следующие отклонения средних значений удельных тяг для наземных условий и для пустоты по сравнению с расчетными значениями

Для БДУ ΔPoуд = + 3,0 кг.сек./кг.

ΔPooуд = + 2,7 кг.сек./кг.

для ЦДУ ΔPoуд = + 3,6 кг.сек./кг.

ΔPooуд = + 4,2 кг.сек./кг.

Отклонения суммарного секундного расхода горючего и окислителя через камеры сгорания основных двигателей от соответствующих расчетных значений по данным стендовых испытаний составляли величины:

для БДУ ΔĠг+о = 0,5 кг/сек.

для ЦДУ ΔĠг+о = 0.

По данный внешнетраекторных и телеметрических измерений при летных испытаниях получены следующие характеристики работы центральной двигательной установки:

Pooуд = 305 кг.сек./кг.

ок = 210 кг/сек.

г = 82 кг/сек.

Отклонение удельной тяги в пустоте для ЦДУ по сравнению с расчетной Pooуд (см."Технический отчет по ПС-1)

ΔPooуд = +1,3 кг.сек./кг.

Для центральной двигательной установки секундный расход окислителя через ТНА получен меньше расчетного

ΔĠок = - 4,0 кг/сек., а

секундный расход горючего получен практически равный расчетному значению.

ΔĠг ≈ 0.

б) Весовые данные сухого изделия:

По формулярным данным в среднем каждый боковой блок был легче расчетного на 96 кг., сухой вес центрального блока меньше расчетного на 235 кг.

2. Данные из полетного задания:

Настройка интеграторов производилась в соответствии с полетным заданием

— на время разделения t = 116,44 сек.

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

Дальность падения блоков I ступени принималась равной 610 км., боковое отклонение 10 км. Заправка изделия топливом, перекисью водорода, жидким азотом и сжатим воздухом производилась в соответствии с полетным заданием.

 

2. АНАЛИЗ КИНЕМАТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИЖЕНИЯ ИЗДЕЛИЯ

Кинематические характеристики движения рассчитывались по данным оптических средств измерений ( Kth-41 и КТ-50). Концу экспонирования соответствует время 295,112 сек.

Элементы конца I ступени активного участка траектории приведены в таблице № 1.

Таблица № 1

t x Δx y Δy z Δz V ΔV θ Δθ
(сек) (м) (м) (м) (м) (м) (м) (м/сек) (м/сек) (гр./мин). (мин)
116,38 54780 -282 57720 890 -131 -87 2189,0 -2 36°16' 26'

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

Δx, Δy, Δz, ΔV, Δθ - отклонения опытных значений элементов траектории от их расчетных значений.

На участке I ступени движение изделия происходило по траектории близкой к расчетной. За счет неодновременного выхода на режим боковых блоков в районе 5-10 сек. полета отмечено отклонение Δθ = 1°40'.

В дальнейшем Δθ = 15÷20'.

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

Таблица № 2

t
(сек)
x
(м)
Δx
(м)
y
(м)
Δy
(м)
z
(м)
Δz
(м)
h
(км)
V
(м/сек)
ΔV
(м/сек)
θ
гр.мин
Δθ
мин
294,112 722440 +1920 188860 +4915 5612 -880 hхх 228 7684 88 -6°02' -10'
295,112 730060 +2170 188080 +5000 5785 -826 hр 223 - - - -
              Δh = + 5        
  Выключение двигательной установки произошло
на t = 295,59 сек. по срабатыванию АКТ.
  На 294,112 сек. скорость изделия превышала соответствующую
расчетную на 89 м/сек.
  По данным точного контакта на 294 сек. ΔVTS = 88,03 м/сек.
  По данным ТК-1 на 295,72 сек. полета рассогласование псевдоскорости
уменьшилось до 8,64 м/сек.
  По данным ТК-II на 295,48 сек. полета рассогласование псевдоскорости
уменьшилось до 19,45 м/сек.

Таким образом к t = 295,59 сек. скорость изделия составляла величину

          V = 7758,5 +
                         15,2
                     ---------
                     7773,7 м/сек.

          VГК = 7770 м/сек.

На 2 ступени движение изделия происходило по траектории близкой к расчетной.

Выключение двигателя произошло при

          h = 228 км., т.е. больше расчетной на 5 км.

          V = 7770 м/сек. т.е. больше расчетной примерно 15 м/сек.

Изменение касательного ускорения при полете изделия практически происходило в соответствии с расчетным изменением. V̇(t).

Отклонение опытного V̇ от расчетного на величину ΔV̇ = 0,6 м/сек2 имело место в районе 50 сек.

Отклонение опытного V̇ от расчетного на величину ΔV̇ = - 4 м/сек2 имело место после разделения ступеней. (Это наблюдалось у всех изделий.)

Начиная с 270 сек. появляется ΔV̇, которое к моменту выключения двигателей достигает величины примерно 8 м/сек2.

 

3. ОСТАТКИ ТОПЛИВА В ЦЕНТРАЛЬНОМ БЛОКЕ.

По данный дискретных точек СОБ к 287,18 сек. полета в центральном изделии оставалось около 755 л. горючего. С учетом незабора (47 л.) горючего хватало примерно на 7 сек. работы двигателя.

В районе 294 сек. полета по датчикам давления в камерах сгорания основных двигателей замечено начало спада давления. Причиной этого является нехватка горючего. К 291,24 сек. в изделии оставалось 1328 л. окислителя.

За время с 291,24 сек. до момента выключения ЦДУ было израсходовано 1021 л. окислителя и в изделии оставалось 307 л. или 350 кг. окислителя.

При нормальной работе СОБ рабочих запасов компонентов топлива хватало бы еще на 1,6 сек. нормальной работы двигательной установки.

 

4. ДАННЫЕ О ПАДЕНИИ БЛОКОВ I СТУПЕНИ

В таблице № 3 приведены уточненные данные аналитической привязки точек падения блоков I ступени от пунктов триангуляции.

Таблица №3

Координаты Размерн. Блоки
Б В Г Д
x (км.) 625,76 632,44 628,25 616,97
z (км.) 6,90 9,67 11,50 14,20

Координаты центра группирования

          x = 625,85 км.

          z = 10,57 км.

Отклонение центра группирования от расчетной точки падения

          Δx = + 15,85 км.

          Δz = + 0,57 км.

 

НАЧАЛЬНИК 9-ГО ОТДЕЛА НИИП-5
инженер-подполковник
Боков
   
НАЧАЛЬНИК 1-й ЛАБОРАТОРИЙ 16 ОТДЕЛА НИИП-5
инженер-подполковник
Калинин

 

Центральный архив Министерства обороны Российской Федерации Ф. 19. Оп. 110сс. Д. 14. Л. 40–56. Подлинник. Подписи — автографы.

 

Источники:

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