Ракета Р-7

Постановлением правительства от 13 февраля 1953 года предписывалось разработать эскизный проект двухступенчатой баллистической ракеты массой 170 т с отделяющейся головной частью массой 3000 кг и дальностью 8000 км. В октябре 1953 года изменяется проектное задание: масса боевого заряда увеличивается до 3000 кг (общая масса головной части ракеты - до 5500 кг) при сохранении дальности полета, то есть проект требовал серьезной переработки.

В январе 1954 года состоялось совещание главных конструкторов С.П. Королева, В.П. Бармина, В.П. Глушко, Б.М. Коноплева, В.И. Кузнецова, Н.А. Пилюгина с участием М.И. Борисенко, К.Д. Бушуева, С.С. Крюкова и В.П. Мишина, на котором обсуждался вопрос о дальнейших работах по ракете в связи с увеличением массы головной части. На совещании было принято решение об использовании двигателя сравнительно небольших размеров для всех блоков, ограничении габаритов блоков, допускающих их транспортирование железнодорожным транспортом. Из-за условий эксплуатации пришлось создавать стационарное наземное оборудование с нетрадиционным способом подвески ракеты на специальных отбрасываемых фермах, что позволило не нагружать нижнюю часть ракеты при стоянке и уменьшить ее массу.

Для обеспечения заданной точности стрельбы необходимы были качающиеся рулевые двигатели. На каждом боковом блоке устанавливались по два рулевых двигателя, а на центральном блоке - четыре.

Создание рулевого двигателя потребовало решения многих научно-технических проблем и новых конструкций, нашедших применение и дальнейшее развитие в последующих разработках.

В феврале 1954 года были согласованы основные этапы отработки ракеты и 20 мая 1954 года принято Постановление по разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7. В приказе министра оборонной промышленности от 6 июля 1954 года особо подчеркивалось, что создание ракеты Р-7 является задачей государственной важности и все работы должны завершиться в указанный срок.

Конструкция ракеты Р-7 принципиально отличалась от всех ранее разработанных ракет своей компоновочной и силовой схемами, габаритами и массой, мощностью двигательных установок, количеством и назначением систем и т.п. Она состояла из четырех боковых блоков, которые крепились к центральному блоку. По внутренней компоновке как боковые, так и центральный блок были аналогичны одноступенчатым ракетам с передним расположением бака окислителя. Топливные баки всех блоков являлись несущими. Двигатели всех пяти блоков начинали работать с земли. На каждом блоке устанавливался унифицированный четырехкамерный ЖРД с тягой 80 - 90 тс. Система управления включала автомат стабилизации, обеспечивающий нормальную и боковую стабилизацию, систему регулирования кажущейся скорости и радиосистему управления дальностью и направлением. На центральном блоке установили систему регулирования одновременного опорожнения баков, ибо отсутствие такой системы приводило к большой потере дальности.

Эскизный проект ракеты Р-7 рассматривала экспертная комиссия во главе с академиком М.В. Келдышем, в которую входили видные ученые и представители заказчика. Комиссия признала, что представленные материалы могут быть положены в основу дальнейших работ. 20 ноября 1954 года эскизный проект ракеты Р-7 был одобрен Советом Министров СССР.

Теоретический чертеж ракеты Р-7 С.П. Королев утвердил 11 марта 1955 года, а 25 июля 1956 года были подписаны материалы уточненного эскизного проекта. разработка конструкторской документации на ракету Р-7 началась еще в 1953 году.

В 1956 году было изготовлено по два комплекта блоков А (центрального) и Б (одного из боковых) для стендовых испытаний и три макетных образца для наземной отработки. Одновременно изготовили первый летный образец , который в конце 1956 года был отправлен на полигон.

Во второй половине 1956 года принято решение о подключении к серийному изготовлению ракеты Р-7 Куйбышевского завода "Прогресс". Первые ракеты на заводе "Прогресс" собирались из деталей и узлов, изготовленных на заводе 88. В дальнейшем при заводе "Прогресс" был организован третий филиал ОКБ-1 во главе с заместителем главного конструктора Д.И. Козловым. Этому филиалу, в 1974 году преобразованному в самостоятельную организацию - Центральное специализированное конструкторское бюро, наше предприятие передало техническую документацию на ракету Р-7 и ее модификации для серийного изготовления на заводе "Прогресс".

Новизна конструкции ракеты, новые принципы построения пусковой установки требовали значительного объема экспериментальной отработки отдельных систем ракеты и всей ракеты в целом. В этих целях была разработана и проведена комплексная программа испытаний, которая включала:

испытания системы радиоуправления полетом ракеты Р-7 на ракете Р-5Р. С 31 мая по 15 июня 1956 года проведены три успешных пуска ракеты Р-5Р;
испытания в реальных условиях полета систем регулирования ракеты Р-7: системы одновременного опорожнения баков центрального блока, системы регулирования кажущейся скорости, системы нормальной и боковой стабилизации, телеметрической системы. В период с 16 февраля по 18 августа 1956 года проведено 10 пусков ракеты М5РД;
отработку безударного выхода ракеты из стартовой системы на Ленинградском Металлическом заводе. Испытания проводились с макетно-технологическим образцом ракеты Р-7 СН, который позволял заправлять баки водой с антикоррозийной присадкой;
проведение огневых испытаний ракетных блоков и ракеты в целом на стендовой базе филиала 2 НИИ-88 с июля 1956 по март 1957 года;
отработку кабины обслуживания пусковой установки и проверка ее сопряжения с хвостовыми отсеками блоков ракеты. Работы проводились в филиале 2 НИИ-88;
отработку системы отделения боковых блоков ракеты от центрального на специальной установке в филиале 2 НИИ-88;
отработку технологии подготовки ракеты к пуску и взаимодействия служб полигона. В марте 1957 года на техническую позицию прибыла первая ракета Р-7 № М1-5 для проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ).

10 апреля 1957 года состоялось первое заседание Государственной комиссии по проведению летных испытаний под председательством В.М. Рябикова (председатель ВПК), на которой С.П. Королев (технический руководитель) доложил о результатах экспериментальной отработки и подготовки ракеты Р-7 к началу летных испытаний.

5 мая 1957 года ракету Р-7 № М1-5 вывезли на стартовую позицию.
Первый пуск состоялся 15 мая 1957 года в 19 ч. 01 мин. по московскому времени. По визуальным наблюдениям полет протекал нормально, а затем в хвостовом отсеке стали заметны изменения в пламени истекающих газов из двигателей. Обработка телеметрической информации показала, что на 98-й секунде отвалился боковой блок Д и ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии явилась негерметичность топливной магистрали горючего. Этот пуск позволил получить опытные данные по динамике старта и полета I ступени.

Второй пуск, назначенный на 11 июня 1957 года, не удался, несмотря на три попытки: при первых двух попытках из-за промерзания главного кислородного клапана блока В, при третьей попытке произошло аварийное выключение двигательной установки на режиме предварительной ступени тяги из-за ошибки, допущенной при установке клапана азотной продувки магистрали окислителя центрального блока. Ракета снята с пускового устройства и возвращена на техническую позицию

Третий пуск состоялся 12 июля 1957 года. На 33 секунде полета ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии оказалось замыкание на корпусе цепей управляющего сигнала интегрирующего прибора по каналу вращения.
Четвертый пуск ракеты Р-7 21 августа 1957 года был успешным и ракета впервые достигла района цели. Основным недостатком этого пуска явилось разрушение головной части в плотных слоях атмосферы на нисходящим участке траектории. 27 августа 1957 года в средствах массовой информации было опубликовано сообщение ТАСС об испытании межконтинентальной баллистической ракеты.

Очередной пуск ракеты Р-7, проведенный 7 сентября 1957 года, в основном подтвердил результаты предыдущего пуска.

По результатам запусков ракеты Р-7 были доработаны головная часть и система ее отделения, применены антенны телеметрической системы.

Впервые полностью успешно прошел пуск ракеты Р-7 29 марта 1958 года (головная часть достигла цели без разрушения). Пуски ракет Р-7 24 мая и 10 июля 1958 года завершили ЛКИ второго этапа.

Летные испытания третьего этапа проводились с 24 декабря 1958 года по 27 ноября 1959 года. Были произведены запуски 16 ракет, из которых восемь были изготовлены на серийном заводе "Прогресс". На ракетах третьего этапа был ликвидирован межбаковый приборный отсек на центральном блоке (приборы разместили в едином блоке в верхней части центрального блока), введены рулевые двигатели повышенной тяги и улучшенной схемы их питания и ряд других усовершенствований.

Одновременно с проведением ЛКИ осуществлялись запуски космических ракет-носителей на базе ракет Р-7 третьего этапа (сентябрь 1958 - ноябрь 1959 года). Было проведено семь запусков автоматических станций.
20 января 1960 года МБР Р-7 была принята на вооружение.

С 24 декабря 1959 года начались ЛКИ ракеты Р-7А без системы радиоуправления и с головной частью новой конструкции. При стартовой массе 276 т с ГЧ массой 3 т ракета Р-7А стала иметь дальность полета 12 000 км. В ходе ЛКИ испытали восемь ракет, из которых семь свою задачу выполнили. Ракета Р-7А была принята на вооружение и заменила ракету Р-7.

Двухступенчатая ракета Р-7 - ракета-носитель "Спутник" (8К71ПС и 8А91)

Положительные результаты полета ракет Р-7 на активном участке траектории позволили использовать их для запуска первых двух искусственных спутников Земли (типа ПС). В качестве их носителей использовались ракеты № 1ПС и № 2ПС, которые были доработаны с учетом решаемых задач и опыта летной отработки.

МБР 8К71, впервые использованная, как носитель космических объектов при запуске на орбиту первого искусственного спутника Земли 4 октября 1957 года, получила наименование «Спутник» и обозначение 8К71-ПС.

Первая ступень состоит из четырех идентичных по конструкции блоков размещенных по параллельной схеме вокруг блока второй ступени. Зажигание двигателей первой и второй ступени происходит одновременно, на Земле. Со штатной боевой ракеты были сняты головная часть, вся аппаратура системы управления полетом вместе с отсеком, в котором она размещалась и на котором крепилась головная часть большей массы. Отсек был заменен легким коническим переходным отсеком, в котором размещалась минимально необходимая для обеспечения полета аппаратура СУ. Произведено два (оба успешные) пуска ракеты-носителя «Спутник» (8К71-ПС). На орбиту были выведены спутники ПС-1 и ПС-2.

Ракета-носитель «Спутник-3» (8А91) стала результатом модернизации ракеты 8К71 и оказалась способна решить задачу выведения на орбиту полезной нагрузки массой ~ 1300 кг (масса третьего ИСЗ составляла 1327 кг).

Произведено два пуска ракеты-носителя «Спутник-3» (8А91). При первом запуске вследствие возникновения автоколебаний ракета на 102 секунде полета разрушилась. Второй пуск этой ракеты успешно произведен 15 мая 1958 года.

Ракета-носитель Луна

Создание трехступенчатой РН предусматривалось Постановлением Правительства от 20 марта 1958 года на базе Р-7 с целью достижения второй космической скорости и доставки лунной станции на Луну (первый вариант) или облет ею Луны (второй вариант).

Эскизный проект третьей ступени ракеты Р-7, названной блоком Е, был выпущен в 1958 году.

Ракетный блок Е имел начальную массу 8 т, массу полезной нагрузки 350-450 кг, тягу двигателя 5 тс и компоненты топлива кислород-керосин. Стабилизация блока Е осуществлялась по командам автономной системы управления специальными соплами, работающими на отработанном газе после турбонасосного агрегата. Впервые предусматривалось поперечное деление ступеней ракеты с запуском двигателя в условиях космического пространства. Работа по созданию двигателя для ракетного блока Е проводилась совместно ОКБ С.А. Косберга и ОКБ - 1 (М.В. Мельников). Систему управления блока разрабатывал НИИ под руководством Н.А. Пилюгина.

Блок Е обеспечивал выведение межпланетных станций Е1 (для пролета вблизи Луны), Е1А (для достижения поверхности Луны), Е2, Е2А, Е3 (облет Луны, фотографирование ее обратной стороны и передача изображения на Землю). В целях экономии времени и затрат ракета отрабатывалась одновременно с выполнением лунной программы.

Первый пуск РН с лунной станцией Е1 состоялся 23 сентября 1958 года. Однако полет завершился аварией РН на 87-секунде полета из-за возникновения возрастающих продольных колебаний.

При повторном пуске 12 октября 1958 года ракета опять потерпела аварию на 104-ой секунде по той же причине. Физика этого явления была выяснена и впервые в мировой практике ракетостроения появился демпфер продольных колебаний, встроенный в топливную магистраль ДУ.

Пуск 4 декабря 1958 года вновь завершился аварией на 245-й секунде полета из-за дефекта мультипликатора насоса перекиси водорода.
Успех пришел 2 января 1959 года - старт и полет всех трех ступеней прошел нормально.

Ракеты – носители "Восток" и «Восход»

В 1957 году в ОКБ-1 был подготовлен план проектных исследований по созданию пилотируемого корабля-спутника и автоматических аппаратов для исследования Луны. Представленный план проведения проектных работ по пилотируемым космическим кораблям базировался на использовании межконтинентальной баллистической ракеты Р-7. К этому времени уже был создан значительный теоретический и практический задел, который позволил ускорить эти работы. Накоплен опыт по разработке головных частей, завершена отработка их отделения от ракеты и входа в плотные слои атмосферы, уточнены методики расчётов тепловых потоков, воздействующих на головные части при входе их с гиперзвуковой скоростью в плотные слои атмосферы. По данным проектных проработок - выводимая на орбиту масса полезного груза ракетой-носителем Р-7 при введении в её состав 3 ступени может быть увеличена до 5 т. Получены материалы отдела прикладной математики Академии наук СССР, согласно которым при достаточно пологом баллистическом спуске с орбиты ИСЗ перегрузки нарастают плавно и составляют около 10 единиц.

С сентября 1957 г. по январь 1958 г. в ОКБ-1 проводились исследования по оценкам внешних тепловых потоков, температур наружных поверхностей, массе теплозащиты и максимальным перегрузкам для различных схем спускаемых с орбиты ИСЗ аппаратов в большом диапазоне значений аэродинамического качества (от нескольких единиц до нуля).

Проведённые исследования показали, что температура поверхности даже для крылатого аппарата с высоким аэродинамическим качеством и низкой удельной массовой нагрузкой на несущую поверхность превышает уровень, допустимый для жаропрочных конструкционных сплавов.

В основу проектирования был положен обязательный "стратегический" принцип: надёжность и безопасность полёта человека должны быть обеспечены функциональным дублированием систем и агрегатов принципиально разными способами реализации полётных операций. Применение только "простого", чисто количественного, дублирования допускалось как исключение. Такой подход позволил избежать случайностей при создании летательного аппарата принципиально нового типа.

1. На орбиту ИСЗ с помощью доработанной трёхступенчатой ракеты можно вывести космический аппарат массой 4500...5500 кг.

2. На космическом аппарате массой 4500...5500 кг можно разместить человека, необходимое служебное и научное оборудование.

3. Для первых полётов человека целесообразно использовать баллистическую схему спуска с орбиты, обеспечивающую реализацию полёта в наиболее сжатые сроки.

4. При спуске космического аппарата с орбиты температура его поверхности достигает 2500...3500⁰С, а максимальные перегрузки 8...9.

5. Воздействие высоких температур потребует тепловой защиты, масса которой составит 1300...1500 кг.

6. Для первых полётов целесообразно выбрать круговую орбиту с минимально допустимой высотой 250 км.

7. Основной параметр, определяющий характеристики спуска (угол вектора скорости входа в плотные слои атмосферы на высоте 100 км) целесообразно выбрать равным минус 2⁰.

8. Тормозной импульс должен составить 65000...85000 кгс.

9. В качестве формы СА можно рекомендовать сферу.

10. Для устойчивого движения СА в плотных слоях атмосферы и обеспечения низких знакопеременных нормальных перегрузок необходимы малые углы атаки и малые угловые скорости космического аппарата при входе в атмосферу.

11. На космических аппаратах для первых полётов в космос человек во время полёта может находиться в СА, т.е. не нужна вторая орбитальная кабина.

12. Надёжное приземление пилота обеспечивается программным катапультированием его на высоте 8...10 км.

13. Необходимы меры для ограничения в кабине уровня шумов и вибраций.

14. Космический аппарат должен иметь систему управления и ориентации, при этом в качестве исполнительных органов управления можно использовать вращающиеся массы и реактивные силы (сжатый газ, воздух).

15. Необходимы система контроля орбиты и выдачи команд с наземных пунктов управления, а также двухсторонняя радиотелефонная связь.

16. Оборудование для орбитального полёта и тормозную двигательную установку (ТДУ) целесообразно разместить в отдельном отсеке.

17. Для обеспечения надёжности необходимо провести экспериментальную отработку систем космического аппарата в стендовых условиях; систем катапультирования и приземления при бросковых испытаниях с самолетов и при пусках ракет Р-2 или Р-5 в условиях, близких к аварийным для 1 ступени РН; тепловой защиты в натурных условиях в процессе пуска моделей по "пологой траектории", а также объекта с животными вместо пилота в суборбитальном полёте и объекта по штатной программе с животными вместо пилота (один - два пуска).

Осенью 1958 г. началась разработка конструкторской документации на детали корпуса и конструкцию отсеков корабля-спутника, а также выдача технических заданий (ТЗ) на бортовые системы. В апреле 1960 г. в ОКБ-1 был разработан эскизный проект корабля-спутника "Восток-1", в котором излагались основные материалы по экспериментальному кораблю-спутнику "Восток-1" (1К), на котором должны отрабатываться основные системы и конструкция спутника-разведчика "Восток-2 и спутника "Восток-3" - для полёта человека.

Система ориентации корабля "Восток" имела два независимых режима работы: с автоматической ориентацией на Солнце (АСО) и ручным управлением (РУ), а её исполнительными органами являлись два идентичных комплекта (по восемь двигателей в каждом) микрореактивных двигателей, работающих на сжатом азоте. Запас рабочего тела составлял 10 кг.

В состав АСО входили блоки датчиков положения Солнца и датчиков угловой скорости и счётно-решающий блок.

Ручное управление включало оптический прибор для визуальных наблюдений, датчики угловой скорости, ручку ориентации, блок логики и формирования управляющих сигналов.

Процесс управления ориентацией корабля условно можно разделить на три этапа: первый - гашение начальных возмущений, второй - поиск Солнца (при АСО) или Земли (при РУ) и третий - поддержание ориентированного состояния.

Летом 1960 г. успешно завершилась разработка и начались испытания всех основных систем и агрегатов корабля. Большая часть из них была проведена на экспериментальных установках, при этом крышки люка отстреливались 50 раз, головной обтекатель сбрасывался 5 раз, макет корабля отделялся от ракеты 15 раз, спускаемый аппарат и приборный отсек разделялись 5 раз, отрывная плата отстреливалась 16 раз и т.д.; много испытаний было проведено по отработке герметичности.

Корабль на космодром отправлялся по отсекам. На ТП он испытывался в объёме испытаний КИС завода. А также в собранном виде после сборки корабля (у заправленной ТДУ проверялось исходное состояние).

Для лётной отработки было выделено семь кораблей.

На стартовой позиции подготовка РН и корабля проводилась по специально разработанным графикам. Космонавт занимал место в КК только после окончания заправки РН, т.е. по готовности её к пуску.

Первый корабль был изготовлен в упрощенном варианте: без тепловой защиты, систем жизнеобеспечения и приземления. Запуск такого корабля (1КП) был осуществлен 15 мая 1960 г. только для проверки его основных систем. Корабль массой 4152 кг был выведен на орбиту, близкую к круговой, высотой около 320 км и наклонением 65⁰.

В соответствии с программой 19 мая в 2 ч 52 мин для спуска корабля с орбиты была передана команда на включение ТДУ и отделение СА. Однако в результате неисправности прибора системы ориентации направление тормозного импульса отклонилось от расчётного, скорость корабля увеличилась и он перешел на более высокую орбиту, при этом произошло нормальное отделение СА.

28 июля 1960 г. был осуществлен первый запуск корабля (1К) с подопытными животными (собаки Чайка и Лисичка) на борту. Однако вследствие аварии РН (взрыв камеры сгорания двигателя блока Г на 28,5 с) вывод корабля на орбиту не состоялся.

19 августа 1960 г. запуск корабля был успешным и подопытные животные (собаки Белка и Стрелка) - впервые 20 августа возвратились с орбиты на Землю. Основной задачей этого запуска являлись дальнейшие исследования действия фактов космического полёта на биологические объекты с целью проверки систем обеспечения жизнедеятельности человека, а также средств безопасности его полёта и возвращения на Землю 1 декабря 1960 г. был запущен четвёртый корабль. Программа его орбитального полёта была выполнена, однако из-за отказа в системе управления работой ТДУ спуск произошёл в нерасчётном районе и СА был подорван. На его борту находились собаки Пчелка и Мушка.

22 декабря 1960 г. был проведён очередной запуск корабля, но при выведении его на орбиту произошла авария ракеты-носителя (разрушение газогенератора ДУ блока Е на 425 с полёта). СА корабля аварийно отделился и нормально приземлился, совершив суборбитальный полёт. На его борту были собаки Комета и Шутка, которые остались в СА из-за отказа катапульты и благодаря этому остались живы в суровых зимних условиях.

Этим пуском была закончена экспериментальная отработка пилотируемого космического корабля "Восток" (ЗКА) в лётных условиях. К моменту окончания лётной отработки КК "Восток" (ЗКА) было произведено более 46 пусков ракеты-носителя Р-7 (I и 2 ступеней ракеты 8К71) и 16 запусков блока Е (III ступень) ракеты-носителя 8К72. Из 16 блоков Е шесть блоков не сработали из-за аварии РН и два блока - из-за аварий самого блока. Из семи кораблей "Восток" (1К и ЗКА) два корабля не вышли на орбиту из-за аварий РН на активном участке траектории и два корабля не полностью выполнили задачи полёта.

12 апреля 1961 г. в 9 час 06 мин 59,7 с был запущен космический корабль "Восток" (ЗКА), получивший название в печати "Восток", с лётчиком-космонавтом Ю.А.Гагариным. Космический корабль массой 4725 кг был выведен на орбиту с перигеем 181 км и апогеем 327 км. Полёт продолжался около 108 мин. Приземление космонавта произошло в 10 ч 55 мин на мягкую пашню у берега Волги вблизи деревни Смеловка Терновского района Саратовской области.

6 августа 1961 года был запущен корабль, получивший название "Восток-2", с лётчиком-космонавтом Г.С.Титовым. Полёт продолжался 25 ч. Орбитальный полёт и спуск прошли нормально.

На корабле "Восток-2" была установлена профессиональная репортажная кинокамера "Конвас", доработанная для бортовых съемок. С помощью этой камеры была выполнена 10-минутная съёмка Земли через иллюминаторы корабля. Объекты съёмки выбирал сам космонавт, стремясь получить материал, иллюстрирующий картины, наблюдаемые им во время полёта. Полученная высококачественная съёмка широко демонстрировалась на телевизионном и киноэкранах, была опубликована в центральных газетах и вызвала интерес научной общественности к изучению изображений Земли из космоса.

11 августа 1962 года был запущен корабль "Восток-3" с лётчиком-космонавтом А.Г.Николаевым, а 12 августа 1962 г. - корабль "Восток-4" с лётчиком-космонавтом с П.Р.Поповичем. Запуск двух ракетно-космических комплексов с одной стартовой площадки в течение 2 сут потребовал очень четкой, слаженной работы всех служб космодрома, и в первую очередь испытательной бригады. Орбитальный полёт и спуск кораблей "Восток-3" (94 ч полёта) и "Восток-4" (71 ч полёта) прошли нормально.

В ходе полёта космонавтами проводилась киносъёмка поверхности Земли, программа которой основывалась на анализе изображений, полученных при полёте корабля "Восток-2". Так, А.Г.Николаев вёл съёмку поверхности Земли, а П.Р.Попович снимал линию горизонта и зоны терминатора. Кроме того, на борту были установлены кинокамеры для регистрации действий космонавтов во время полёта.

14 июня 1963 г. стартовал корабль "Восток-5" с лётчиком-космонавтом В.Ф.Быковским на борту (полёт 120 ч), а 16 июня 1963 г. - корабль "Восток-6" с первой женщиной-космонавтом В.В.Терешковой (полёт 72 ч). Полёт и спуск кораблей прошли нормально.

Вывод на орбиту всех последующих кораблей (в связи с увеличением их масс) осуществлялся ракетой-носителем 11А57, которая в своем составе вместо блока Е (III ступень) имела блок И (III ступень ракеты-носителя 8К78), что позволило увеличить массу выводимого груза примерно на 1 т.

12 октября 1964 г. был запущен трёхместный пилотируемый корабль (ЗКВ), получивший название "Восход" с лётчиками-космонавтами В.М.Комаровым, К.П.Феоктистовым (ученый), Б.Б. Егоровым (врач). Полёт продолжался 24 ч. Программа полёта была выполнена. При разработке конструкции корабля "Восход-2" были сделаны доработки, связанные с выходом космонавта в открытый космос

22 февраля 1965 г. был дан старт беспилотному кораблю ("Космос-57"), а 18 марта 1965 г. - кораблю "Восход-2" с лётчиками-космонавтами П.И.Беляевым и А.А.Леоновым. Во время полёта корабля "Восход-2" А.А.Леонов впервые в мире вышел в открытый космос.

22 февраля 1968 г. был запущен корабль "Восход" ЗКД N9 ("Космос-110") с собаками Ветерок и Уголек для проверки работы бортовых систем при длительном орбитальном полёте. Он летал на орбите 20 суток и полностью выполнил программу полёта. Этим полётом завершилась программа космического корабля "Восход" и всех его модификаций.

Ракета-носитель "Молния-М"

Перспектива создания на базе ракеты Р-7 многоступенчатого носителя космических аппаратов открывала новые возможности для исследования Луны и ближайших планет Солнечной системы - Венеры и Марса.

Новая четырехступенчатая ракета-носитель была разработана на базе ракеты Р-7. В качестве III ступени (блока И) использовали (с доработкой) II ступень ракеты Р-9 с двигателем разработки С.А. Косберга, а IY ступени - блок Л, разработанный ОКБ-1, на котором был впервые применен ЖРД 11Д33 замкнутой схемы, также разработанный ОКБ-1.

Запуск ДУ блока Л должен был происходить в условиях невесомости через полтора часа полета по орбите вокруг Земли, а не сразу после окончания работы III ступени, поэтому на блоке Л требовалось установить систему стабилизации и ориентации на время паузы и блок обеспечения запуска двигателя в невесомости. На блоке Л также устанавливалась система управления блоками И и Л разработки НИИ под руководством Н.А. Пилюгина.

Первый успешный пуск РН с АМС на борту состоялся 12 февраля 1961 года. На орбиту вышла АМС с разгонным блоком Л, обогнула Землю и над Экваториальной Африкой впервые в мире стартовала в сторону Венеры. Эта станция получила название "Венера-1".

1 ноября 1962 года был осуществлен первый успешный запуск АМС в сторону Марса. Эта станция получила название "Марс-1".

В период с октября 1960 по март 1964 года прошла серия аварийных запусков РН, причиной которых был незапуск двигателя блока Л. Анализ аварий позволил выявить причину неудач. Была допущена проектно-конструкторская ошибка, в результате которой двигатель IV ступени (блок Л) не запускался. Блок Л имел отдельный блок обеспечения запуска, на ферменной конструкции которого располагалась система ориентации и стабилизации, а также автоматика двигателя с аккумуляторными батареями электропитания. Система управления должна была за 70 с до включения двигателя блока Л переключить электропитание системы ориентации и стабилизации батарей блока обеспечения запуска на батареи блока Л. Однако переключения электропитания не происходило, и блок Л в течение 70 с находился в неуправляемом режиме. Работа блока могла быть успешной, если угловые возмущения блока не изменяли его положения более допустимого, электропитание в этот момент включалось от системы управления блока Л. При возмущениях больше допустимых, гироскопы становились на упоры и двигатель блока Л не включался. Ошибку, принесшую столько бед, устранили. Запуск АМС, произведенный 24 апреля 1964 года в сторону Венеры, прошел без замечаний по ракете-носителю.

Необходимо отметить, что запуск ракетного блока Л на промежуточной орбите в условиях невесомости проводился впервые. Условия его полета, характер среды, влияющие факторы были неизвестны. Было очень много неизвестного, впервые встречающегося, а учиться было негде и не у кого. Учил только собственный опыт. Этим объясняется большое количество отказов блока Л. Дополнительную сложность представляло и то, что запуск блока Л происходил над Атлантикой, в районе Гвинейского залива. Получить телеметрическую информацию с борта IV ступени в режиме реального времени в то время не представлялось возможным, информация приходила с кораблей командно-измерительного комплекса только в записи и с большим опозданием.

23 апреля 1965 года рассматриваемая РН успешно вывела на орбиту ИСЗ активный ретранслятор "Молния-1" для построения с его помощью линии дальней радиосвязи между Москвой и Владивостоком. 1 мая 1965 года с помощью этого спутника жители Дальнего востока впервые увидели на экранах своих телевизоров прямую трансляцию военного парада и демонстрации трудящихся на Красной площади в Москве. После этого РН стали называть "Молния".

Ракета-носитель "Союз"

"Союз" - наименование серии трехступенчатых ракет-носителей среднего класса, разработанных на базе ракеты-носителя Р-7 с добавлением блока 3-й ступени. Ракеты-носители серии "Союз" эксплуатируются с 1963 года. Модификация ракеты-носителя 1963 года называется в СМИ "Восход". Модификация ракеты-носителя 1966 года получила официальное наименование "Союз". Значительной модернизации ракета-носитель подверглась в 1973 году, получив название в СМИ "Союз-У", модификация 1982 года называлась "Союз-У2". Дальнейшей модификацией ракеты-носителя "Союз-У" является ракета-носитель "Союз-ФГ" (2001 год).

Ракеты-носители серии "Союз" предназначены для выведения на околоземную орбиту автоматических космических аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского ("Ресурс-Ф1", "Ресурс-Ф2", "Фотон"), специального назначения (серии "Космос"), а также пилотируемых и грузовых космических кораблей ("Союз" и "Прогресс").


Союз У	Союз ФГ	Союз 2

Первый пуск ракеты-носителя серии "Союз" был осуществлен 16 ноября 1963 года (ракетой-носителем "Восход" запущен космический корабль "Восход"). С 1963 по 2003 год проведено 1143 пуска ракет-носителей серии "Союз" (из них 36 аварийных). Самой массовой модификацией ракет-носителей типа "Союз" является ракета-носитель "Союз-У". В настоящее время эксплуатируются и изготавливаются серийно ракеты-носители "Союз-У"и"Союз-ФГ".

Ракеты-носители "Союз-У" и "Союз-ФГ" являются базовыми в российской системе средств выведения, на их долю приходится основной объем запусков космических аппаратов в рамках Федеральной космической программы и программы международного сотрудничества в области космоса.

Унифицированная ракета-носитель среднего класса "Союз-У" предназначена для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и грузовых космических кораблей типа "Союз" и "Прогресс", космических аппаратов специального назначения (серии "Космос"), социально-экономического (типа "Ресурс-Ф"), технологического и медико-биологического назначения (типа "Фотон" и "Бион"), а также зарубежных космических аппаратов.

Ракета-носитель "Союз-ФГ" предназначена для выведения на околоземную орбиту автоматических космических аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского и специального назначения, а также пилотируемых кораблей типа "Союз-ТМА" и грузовых космических кораблей типа "Прогресс-М" по программе МКС.

Трехступенчатая ракета-носитель "Союз-ФГ" разработана ЦСКБ-Прогресс на базе ракеты-носителя "Союз-У". С целью повышения удельного импульса двигательных установок и увеличения грузоподъемности носителя на блоках I и II ступеней используются модернизированные двигатели с новыми форсуночными головками.

"Союз-2" – новая ракета-носитель, которая позволит в будущем заменить ракеты-носители "Союз-У", "Союз-ФГ" и "Молния-М" одной ракетой-носителем.

Ракета-носитель "Союз-2" в сочетании с разгонным блоком "Фрегат" позволит выводить космические аппараты на всевозможные типы орбит: низкие, средние, высокоэллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные и геостационарные.

Разрабатываемая на базе ракеты «Союз-2» ракета-носитель «Союз-СТ» предназначена для обеспечения коммерческих запусков космических аппаратов с космодрома Куру (Французская Гвиана).

Ракета-носитель «Союз-СТ» адаптируется к требованиям Гвианского космического центра в части безопасности (прием телекоманд с Земли на прекращение полета), системы телеизмерений (передатчики, работающие в дециметровом диапазоне с европейской структурой кадра телеметрии) и условий эксплуатации (повышенная влажность, морская транспортировка и другие).


Союз СТ	Союз 2-3	Союз 1

Ракета-носитель «Союз-СТ» оснащается соответствующим международным требованиям головным обтекателем типа СТ, что, в сочетании с использованием разгонного блока «Фрегат», обеспечит выведение на орбиту самого широкого спектра полезных нагрузок.

В «ЦСКБ-Прогресс» разработаны эскизные проекты перспективных моделей ракеты-носителя «Союз».

Ракета-носитель "Союз-2-3" - трехступенчатая ракета-носитель среднего класса, которая является дальнейшей модернизацией РН "Союз-2" с целью повышения энергетических возможностей для расширения номенклатуры запускаемых космических аппаратов.

На центральном блоке ракеты-носителя "Союз-2-3" используется более совершенный по энергетическим характеристикам маршевый двигатель НК-33-1 (в кардановом подвесе). Центральный блок ракеты-носителя "Союз-2-3" имеет увеличенный диаметр нижней части блока - с 2050 до 2660 мм.

Ракета-носитель "Союз-1" - двухступенчатая ракета-носитель легкого класса предназначена для запуска космических аппаратов со стартовых комплексов РН "Cоюз-2".

Разработка ракет-носителей легкого класса обусловлена наблюдающейся в настоящее время тенденцией к увеличению потребности запуска малых космических аппаратов. РН "Союз-1" позволит выводить на низкую орбиту космические аппараты массой до 2 800 кг.

Ракета-носитель "Союз-1" разрабатывается на базе РН "Союз-2 " этапа 1Б посредством снятия боковых блоков, установкой на центральном блоке двигателя НК-33-1 и применением серийного головного обтекателя с РН "Союз".