Чтение онлайн

В авиации и ПВО специалистам хорошо известен термин «эффективная площадь обратного отражения луча» — параметр, характеризующий какой процент энергии облучающего сигнала отражается поверхностью летательного аппарата и возвращается к источнику излучения. На этот параметр существенно влияет конфигурация облучаемого объекта. Для уменьшения отраженного сигнала необходимо применять специальные меры, включающие специальные покрытия поверхности, плавные обводы, исключающие эффект «уголкового» отражателя и т. д. В общем, все то, что связано сегодня с понятием «технологии «Стеллс»».

Мы тогда с этими проблемами столкнулись впервые. Проектанты на первых порах, не особенно задумываясь и опираясь на справочные данные по авиационным летательным аппаратам того времени, заложили этот показатель равным 10 м2. Это типичная «эффективная площадь обратного отражения луча» для небольшого самолета типа «МИГ-17». Габариты первой ступени нашего лунного посадочного комплекса были сопоставимы с самолетом такого класса, и этого на стадии проектирования показалось достаточно. Когда же дело дошло до экспериментальной проверки, оказалось, что фактическое значение этого параметра в нашем случае может достигать 10—100 тыс. м2. Об этом можно было догадаться и раньше, так как сопло двигателя является почти идеальным уголковым отражателем, и, если луч радиолокатора попадает на него, то почти весь сигнал без потерь будет отражен назад. Но сказалась разобщенность специалистов разного профиля. Проблема всплыла, что называется, под занавес, когда конструктивно все элементы комплекса были уже изготовлены. И доработку радиолокатора его разработчики делать отказались. Пришлось поработать баллистикам, чтобы найти решение почти неразрешимой задачи.

И решение было найдено — надо было перераспределить тормозные импульсы первой и второй ступеней Лунного корабля. Но, если с первой ступенью было все ясно — нужно было всего лишь недозаправить баки топливом, не внося изменений в конструкцию, то со второй ступенью было сложнее: нужно было в баки дополнительно влить около 250 кг компонентов, а свободных объемов там не было. Главный конструктор проекта академик В. П. Мишин такую доработку не хотел принимать, так как могут существенно измениться сроки. Спас положение М.К.Янгель, конструкторскому бюро которого было поручено создание ракетного блока Лунной кабины. Изучив наши проблемы, глубоко разобравшись в технической сути предложения, он выступил на Совете главных конструкторов с предложением провести необходимые доработки ракетного блока (речь шла о вставках в топливные баки), по сути не меняя согласованных сроков поставки готовой материальной части. Но это касалось только пилотируемой экспедиции, а что делать на двух ближайших пусках комплекса, которые планировались в 1971 г.? И ракеты и головные блоки лежали в сборочном корпусе практически собранными. Положение складывалось драматическое.

Совещание у заместителя главного конструктора системы управления Лунного комплекса М.С.Хитрика. Жаркий летний день. Около двадцати самых опытных специалистов методом «мозговой атаки» пытаются нащупать выход из, казалось, абсолютно тупиковой ситуации. Уже прошел короткий обеденный перерыв, заканчивается день, все предложения высказаны, обсуждены, а решения нет, как и не было. И тут слово просит молодой инженер-баллистик и робко с мелом у доски излагает, на первый взгляд, совершенно абсурдную идею. Он предлагает не только недотормаживаться на первой ступени, как уже принято для штатного пилотируемого варианта, а наоборот — перетормозиться первой ступенью на 30–40 м/сек. Траектория лунного посадочного комплекса — связка первой, второй ступеней и самой лунной кабины — при этом совершает, образно говоря, «мертвую петлю» (и такой цирковой номер почти у самой лунной поверхности на высоте 3–4 км!). Что это дает? А очень просто — при гашении остаточной скорости на участке прецизионного торможения лунная кабина, а следовательно, и лучи посадочного радиолокатора будут отворачиваться от отделившейся первой ступени дополнительно почти на тридцать градусов, и локатор не схватит отраженный от первой ступени сигнал, в результате нормальное функционирование системы будет обеспечено. То есть вообще не требуется никаких доработок материальной части, а лишь перезакладка в полете «у ставок» на участке торможения. При первом беспилотном пуске запас энергетики на борту для этого имелся. Как все просто! Надо было там присутствовать в эти минуты, чтобы оценить реакцию всех присутствующих и, в первую очередь, хозяина кабинета: удивлялись, что раньше не додумались до этого, шутили на тему, что о нас подумают наши американские коллеги, которые наверняка зафиксируют наш цирк, совершенно непонятный для непосвященного человека — петля Нестерова при посадке на Луну!.. Минуты разрядки прошли, и тут же было подписано решение: делать именно так. Правда, в реальном полете дело до этого не дошло — уже на первых секундах после старта носителя с Земли в очередной раз нас ждало разочарование.

В 1968 году была полностью пересмотрена вся схема полета комплекса Л-3 к Луне. В результате проведенных исследований стала очевидна большая выгода, с точки зрения энергетических затрат, отказа от формирования экваториальной орбиты ожидания и перехода на «плоские» схемы торможения при выходе на ОИСЛ и отлета к Земле после завершения экспедиции. Однако надо было преодолеть одну трудность. Дело в том, что предлагаемая схема могла обеспечить лишь кратковременное пребывание ЛК на поверхности: нельзя было допускать значительного ухода точки посадки из плоскости орбиты лунного орбитального корабля. Была возможность так выбрать точку прилунения, что и спустя заданное время, скажем двое-трое суток, орбита ЛОК подворачивалась и снова проходила через точку посадки, обеспечивая минимальную энергетику на участке взлета и сближения ЛК с ЛОК. Но при этом не было возможности экстренного старта ЛК в случае какой-либо аварийной ситуации — угол между плоскостями орбит ЛК и ЛОК превышал возможности заложенной энергетики на сближение.

Выход был найден. Было решено доработать систему управления ЛК так, чтобы она позволяла производить спуск с орбиты на поверхность Луны и взлет по пространственным траекториям — на техническом жаргоне «стрельба из кривого ружья». Исследования позволили найти приемлемый способ технической реализации этой идеи. Рассматривалось три способа:

— разворот гироплатформы системы управления по углу рыскания по заданной программе на активном участке траектории (боковой маневр);

— наклон гироплатформы системы управления (СУ) после установки ее вертикальной оси и предварительной ориентации по крену (закрутка ЛК);

— отработка программы по углу рыскания, рассчитываемой непосредственно перед стартом.

Остановились, как на самом эффективном, на втором способе. При тех параметрах посадочной и взлетной орбит, которые были выбраны как номинальные, легко достигалось боковое смещение конечной точки этих активных участков на 25–30 км, что было достаточно для обеспечения заданной длительности пребывания ЛК на поверхности Луны и выхода из возможных аварийных ситуаций.

Трудной задачей являлось нахождение способа расчета параметров программы изменения угла тангажа и функционала выключения двигательной установки (ДУ) ЛК при выходе из нештатных ситуаций на участке спуска на поверхность Луны. Известные нам методы терминального управления, как наиболее пригодные для таких задач, не могли быть реализованы на бортовых вычислительных машинах тех лет — слишком мало было для этого их быстродействие. Пришлось пойти по пути аппроксимации предварительно насчитанных наборов изменения параметров систем в зависимости от момента аварии. Метод оказался очень эффективным и был принят к реализации головным разработчиком системы управления ЛК.

Сейчас многие пишут о влиянии политических решений на нашу космическую программу, о приурочивании дат пуска наших космических систем к юбилеям и т. п. И пишут об этом весьма осведомленные люди (см., например, интервью В. П. Мишина в журнале «Огонек» № 34 за 1990 г.). Что ж, вероятно, эти моменты тоже имели место. Но не надо забывать, что события не существуют сами по себе, они ведь всегда окрашены эмоциями конкретных людей и всегда многоплановы. И трудно сказать, где эта история на самом деле «делается» — наверху, в тиши ведомственных кабинетов, или за кульманом конструктора и в заводских цехах. А мы, молодые инженеры, мало зная о проблемах главных конструкторов, понимая всю грандиозность задуманного, чувствовали себя первооткрывателями и страшно гордились своей работой, оказанным доверием и искренне хотели быть первыми. Жаркие споры велись о том, кому сколько машинного времени выделят на ближайшую ночь — тогда электронные вычислительные машины были еще у нас в диковинку — и, пожалуй, нам одним из первых довелось почувствовать вкус к работе со скоростью (сегодня при десятках и сотнях миллионов смешно вспоминать) 20 тысяч операций в секунду.

Как же посадить корабль на Луну? Какие нюансы нужно знать? Что учитывать? Что предусмотреть? Как спрогнозировать? На эти и многие другие вопросы нужно отвечать. Но кому? Проектировщикам NASA? Они были далеко, а из идеологических соображений вряд ли захотели бы помочь. Опыт создания космической техники, энтузиазм молодости вселял уверенность, что все проблемы мы одолеем. Созданный из разных коллективов проектный сектор по Лунному кораблю представлял тогда как бы единое творческое товарищество, помыслы которого были направлены на поиск оригинальных изобретательских решений по каждому агрегату корабля.

Но прежде чем «оттачивать» составные части, необходимо было обосновать и утвердить принятый облик ЛК. Первое представление о корабле, в части расчетных масс и габаритов, мы получили от ракетчиков-проектантов (рис. 4).

Было видно невооруженным глазом, что они стремились к созданию легкого ракетного блока. Понимая, что объект будет более устойчивым при невысоком расположении центра масс, аппаратуру, обеспечивающую функционирование корабля при посадке, они поместили в специальный торовый отсек, который за счет своей деформации обеспечивал гашение остаточной кинематической энергии, а за счет своей формы — равностороннюю устойчивость объекта во всех направлениях при соприкосновении с поверхностью.

Прикинули «центровку» корабля, так называли мы высоту расположения центра масс корабля от «опорной» поверхности. Она оказалась порядка 2,5 м. Даже оценочные расчеты показали, что торовое лунное посадочное устройство (ЛПУ) при заданных размерах не обеспечивает устойчивость корабля на поверхности. К выбору ЛПУ мы еще вернемся в специальном разделе, но было ясно, что четырехлапая схема (каждая с двумя подкосами) наиболее оптимальна для посадочных аппаратов.