Техника - молодёжи 2004-10, страница 37

ригея, т.е. глубины следующего погружения. Примерно за семь погружений, до высоты 70-100 км и на время порядка 100 с формируется нужная высота апогея. Выдачей небольшого разгонного импульса, в апогее последнего прохода, исключается следующее погружение, и комплекс переводится на выбранную круговую орбиту. Экспедиционный комплекс при погружении в марсианскую атмосферу будет испытывать перегрузки и нагрев, допустимые пределы которых весьма ограничены из-за большого количества внешних элементов, размеры, форма и прочность которых не рассчитаны на полет в атмосфере. Эта особенность с учетом требований по обеспечению искусственной тяжести, сборки комплекса на ОИСЗ и ряда других, влечет за собой новый подход к компоновочной схеме ТМК, экспедиционного комплекса и всех его промежуточных конфигураций.

Затраты веса на аэродинамическое торможение, включая вес защитного тормозного экрана, составляли по предварительным расчетам примерно 20% от тормозимого веса, в то время, как вес ракетного блока мог составлять 200%. Иными словами, большую часть полезного груза, выводимого на ОИСЗ при запусках ракеты Н1, должно составлять топливо, необходимое для доставки к Марсу тормозного блока. С применением схемы с аэродинамическим торможением появлялась перспектива: снизить общее потребное количество ракет Н1. Была проведена ревизия весовых сводок всех 24 систем межпланетного и 22 систем посадочного комплексов. На основании их уточнения были определены весовые характеристики экспедиционного комплекса.

1. Межпланетный комплекс - 53,1 т, в том числе: ТМК - 16,8т (возвращаемый аппарат - 2,1 т, орбитальный модуль - 12,9 т, корректирующая ДУ -1,8 т), разгонный блок - 36,3 т.

2. Посадочный комплекс (МПК) -30 т., в том числе: капсула возвращения - 3,5 т, взлетная двухступенчатая ракета - 16,5 т, тормозные и посадочные устройства - 10,0 т.

Суммарный вес комплекса: на орбите спутника Марса - 83,1 т, на траектории полета к Марсу перед торможением - 103,1 т, на исходной орбите ИСЗ перед стартом к Марсу - 360,8 т.

Если добавить 20% резервного веса, без чего не начинается серьезное проектирование, то суммарный вес комплекса на ОИСЗ перед стартом к Марсу с учетом резерва - 433,0 т.

Для сравнения в варианте с тормозным блоком: межпланетный комплекс - 53,1 т, посадочный комплекс -30 т, тормозной блок - 179 т.

Суммарный вес комплекса: на орбите спутника Марса - 83,1 т, на траектории полета к Марсу перед торможением - 262,0 т, на исходной орбите ИСЗ перед стартом к Марсу -917,0 т, на ОИСЗ перед стартом к Марсу с учетом резерва - 1141,0т.

Количество необходимых ракет Н1 составит 14-15, и комплекс должен будет собираться на орбите 3-4 года, что тогда не могло рассматриваться всерьез.

С исключением из схемы тормозного блока и замены его на тормозные аэродинамические устройства, количество потребных носителей может сократиться до 5, а время сборки комплекса на ОИСЗ до 1 года. Такая схема уже имела право на дальнейшую более тщательную проработку в направлении форсирования ракеты Н1, что к 1974 г., когда Королев планировал экспедицию, практически было реализовано (грузоподъемность доведена до 95 т), а также улучшения весовых характеристик всех систем межпланетного и посадочного комплексов с задачей не использовать весовой резерв. Возможно также снижение веса тормозных устройств за счет их объединения с конструкцией ТМК и ПК. Рассматривался вариант с отделением перед стартом с ОИСМ отсека ЗБТК с оптическими устройствами и с возвращением к Земле по семимесячной траектории с запасами продуктов. Реализация всех этих мероприятий могла бы сократить стартовый вес до 350 и даже до 295 т, а количество ракет до четырех и даже трех, что, с учетом перспективных возможностей Н1 выводить на орбиту до 240 т, делало вариант полета на Марс на ЖРД, в весовом отношении не уступающим схеме с ЭРДУ.

Проработка комплексных вопросов по экспедиции в целом продолжалась, с целью выявить новые специфические требования к ТМК и ТОС. В их составе появился монтажно-сборочный комплекс сферической формы, с 6-8 стыковочными узлами с расположенными под ними люками. На двух противоположных узлах стыковались центральный модуль разгонного блока с одной стороны, с другой - межпланетный комплекс (ТМК с разгонным блоком) и посадочный комплекс. Перпендикулярно к ним стыковались 4-6 75-тонных боковых модулей разгонного блока. Модули длиной 18 и диаметром 5 м после стыковки укладывались вдоль центрального модуля специальным механизмом и фиксировались на узлах, образуя единую двигательную установку разгонного блока. Они могли работать при разгоне одновременно и последовательно попарно. Часть их могла не иметь собственных двигателей, а служила бы только подвесными баками. Стыковочные узлы оставались свободными и могли использоваться для стыковки грузовых кораблей, доставки специалистов и оборудования, для подготовки к старту. Монтажно-сборочный отсек перед стартом мог отстыковываться от межпланетного комплекса и центрального блока, отводиться в сторону специальными захватами и использоваться как самостоятельный

космический объект, а они затем стыковались напрямую.

С января 1964 г., в соответствии с главным выводом отчета, были развернуты работы по проектированию тяжелой орбитальной станции (ТОС), основное назначение которой - отработка ТМК на ОИСЗ. Были проведены работы по выбору оптимальных высот орбиты станции с учетом ее торможения в атмосфере, необходимости одновременной доставки на нее экипажей и грузов и наличия вокруг Земли радиационных поясов.

Как рекомендовалось в приведенной выше записке Королева, при разработке ТОС особое внимание уделялось модульности. Элементы ТМК и ТОС должны были создаваться независимо друг от друга, иметь возможность автономного изготовления, отработки, модернизации, замены, что должно было исключить возможность срыва подготовки всего комплекса из-за неготовности одного из них. Должна быть обеспечена совместимость их входных и выходных параметров, геометрии мест стыковки, габаритов, зон обслуживания, атакже возможность их доставки на орбиту, стыковки и подключения к системам ТОС. Была сформирована комплексная программа работ и исследований, проводимых на ТОС параллельно с отработкой ТМК.

Модульная структура и другие принципы,положенные в основу проектирования ТОС в 1964 г. Королевым, как первым главным конструктором тяжелых орбитальных станций, на долгие годы определили основные принципы их создания. Конечно, первая наша станция «Салют» не отвечала этим принципам, она решала политические задачи. К сожалению, материалы по ТОС как и по ТМК в 1974 г. были уничтожены, идеи Королева практически начали реализовываться только через 25 лет, в 1986-1987 гг.

К лету 1964 г. наш отдел был готов расширить фронт работ и обеспечить всеми необходимыми исходными проектными материалами отделы ОКБ-1 и смежные организации. Практически были подготовлены все условия для выпуска постановления правительства о расширении работ по Марсианской экспедиции и привлечении к этим работам широкой кооперации смежных организаций.

Однако этого не произошло. Дальнейшее развитие событий с августа 1964 г. кратко изложено в предыдущей статье.

Королев в своем грандиозном, хотя и не реализованном в результате серьезного вмешательства, проекте полета человека на Марс, впервые в мире, 40 лет назад, как никто другой, приблизился к практической реализации извечной мечты всего человечества - межпланетному полету. Возможность такого полета теоретически обосновал 100 лет назад другой наш соотечественник Константин Эдуардович Циолковский. п

ТЕХНИКА-МОЛОДЕЖИ 1 0' 2 0 0 4

35