Анатолий Брыков - Пятьдесят лет в космической баллистике

• Название: Пятьдесят лет в космической баллистике
• Автор: Анатолий Брыков
• Издательство: СИП РИА
• Жанр: Публицистика
• Год: 2002
• ISBN: 5-89354-138-3 УДК 882

Автор книги Анатолий Викторович Брыков — участник Великой Отечественной войны, лауреат Ленинской премии, заслуженный деятель науки и техники РСФСР, почетный академик и действительный член Академии космонавтики им. К. Э. Циолковского, доктор технических наук, профессор, ведущий научный сотрудник 4 Центрального научно-исследовательского института Министерства обороны Российской Федерации.

С 1949 года, после окончания Московского механического института, работал в одном из ракетных научно-исследовательских институтов Академии артиллерийских наук в так называемой группе Тихонравова. Эта группа объединяла молодых инженеров, которые занимались решением проблем только что зародившейся космонавтики.

Рассказывая о своей научной деятельности в 4 ЦНИИ и в 50 ЦНИИ КС в период становления и развития советской космонавтики, автор — ученик М. К. Тихонравова и непосредственный участник описываемых знаменательных событий — дает ответы на некоторые вопросы, связанные с тайнами наших успехов и неудач в освоении космоса.

Книга адресована всем читателям, интересующимся историей космонавтики.

---

С приходом И. К. Бажинова и О. В. Гурко у нас в НИИ-4 окончательно сформировался коллектив, известный в ракетно — космической науке как «группа Тихонравова». Отсутствие на фотографии автора этих строк объяснится какими?то неизвестными автору «объективными» причинами.

Особо следует отметить, что наши разработки, касающиеся обоснования возможности создания межконтинентальной баллистической ракеты, выполнялись с учетом перспективы использования этой ракеты для вывода космических аппаратов на орбиту искусственного спутника Земли. Поэтому многие из них следует рассматривать «вкладом» как в ракетную, так и в космическую баллистику.

В задаче обоснования возможности создания составной жидкостной межконтинентальной баллистической ракеты, предназначенной к использованию её как боевого оружия, должна быть решена еще и совершенно новая проблема для такого класса ракет — проблема изыскания способа уменьшения рассеивания точек падения боевой части, обусловленного погрешностями исполнения команды на окончание активного участка полета — которую предстояло решать мне.

Чтобы понять суть этой проблемы, необходимо рассмотреть задачи, возникающие при переходе от стрельбы «обычными» ракетами к стрельбе межконтинентальными ракетами.

В начале 1950–х годов наши отечественные баллистические ракеты имели наибольшую дальность полёта около 600 километров. Переход же на межконтинентальные ракеты с дальностью стрельбы порядка 10 тысяч километров, то есть увеличение дальности стрельбы более чем в 15 раз, ставил перед разработчиками ряд трудно — разрешимых задач, обусловленных столь резкими изменением дальности стрельбы. Так, начальный вес ракеты необходимо было увеличить (при переходе на двухступенчатую схему) более чем в 13 раз (здесь, конечно, играет роль, и вес боевой части). Кроме того, такой переход при тех же принципах управления приводит к увеличению рассеивания. Если увеличение веса ракеты есть естественное следствие достижения больших дальностей стрельбы и на настоящем уровне ракетостроения альтернативы не имело, то существенное увеличение рассеивания было принципиально недопустимо, ибо «допустимое» рассеивание определяется только размерами поражаемых целей и не зависит от дальности.

Таким образом, одной из проблем на пути создания межконтинентальной баллистической ракеты оказалась проблема уменьшения рассеивания. Задача довольно сложная. Если ошибка скорости в конце активного участка один метр в секунду на дальности 600 километров даёт отклонение от цели 0,4 километра, то для межконтинентальной ракеты это отклонение составит около 6 километров. Следовательно, для получения тех же точностей стрельбы, что и у существующих ракет, необходимо повысить точность реализации параметров конца активного участка (в пересчете на скорость) в 15 раз. Это ещё в предположении одинаковых ошибок в конце активного участка. В действительности при той же системе управления эти ошибки будут ещё больше.

Как же решить эту проблему? Имеется два фактора, используя которые можно добиться успеха. Очевидно, что наиболее просто эта задача решается, если систему управления строить так, чтобы в конце активного участка она вырабатывала команду, обеспечивающую поражение цели при условии мгновенного выключения двигателей. Тогда (при пренебрежимо малых погрешностях пассивного участка полёта) рассеивание будет определяться только погрешностями системы управления и, следовательно, выбрав соответствующим образом, параметры системы управления, можно будет обеспечить требуемую точность стрельбы. Но мгновенно двигатель выключить невозможно, процессы догорания топлива приведут к значительным погрешностям в конечной скорости и увеличению рассеивания.

Во избежание этого на практике переходят на ступенчатое выключение двигателя. Вначале вырабатывается команда на существенное уменьшение тяги, а затем, когда стабилизируется малый режим работы двигателя, вырабатывается команда на окончательное его выключение. И в этом случае, конечно, двигатель мгновенно не выключается и будет ещё некоторое время работать в неустановившемся режиме, пока не завершится догорание остатков топлива, и, как следствие, ракета получит какой?то дополнительный импульс — «импульс последействия». Однако в этом случае проблема уже разрешима, так как сам импульс последействия будет значительно меньше. Если при выборе команды на окончательное выключение двигателя учесть среднее значение импульса последействия и обеспечить, чтобы величина отклонения действительного импульса от принятого среднего значения для каждой ракеты не превосходила ошибок, обусловленных работой системы управления, то, очевидно, цель будет достигнута.

Использование ступенчатого выключения двигателей при окончании активного участка у межконтинентальной баллистической ракеты не обеспечивает возможности сделать ошибки, обусловленные разбросом импульса последействия, меньше, чем ошибки системы управления. Теперь оказалось, что разброс импульса последействия является основным, доминирующим фактором и требуемую точность поражения цели обеспечить не удаётся.

Таким образом, проблема достижения требуемой точности стрельбы имела два аспекта: необходимо было либо найти такие пути управления движением ракеты на активном участке, чтобы ошибки в выработке команды на выключение двигателя в конце активного участка находились в требуемых пределах, либо обеспечить условия, при которых отклонения точек падения боевой части за счет разброса импульса последействия были бы меньше, чем отклонения, обусловленные погрешностями системы управления. Естественно, что при этом требовалось учитывать существующие технические возможности реализации предлагаемых методов парирования возмущений.

Мне предстояло найти способ парирования влияния разброса «импульса последействия». Проанализировал все традиционные пути, но решения не было видно. Конечно, можно было эту проблему переадресовать двигателистам, поставив требование уменьшить разброс импульса последействия до требуемых пределов. Однако Михаил Клавдиевич, да и мы все, понимали, что это не выход. Уж очень сложной казалась задача добиться исключительно высокой (как это требовалось в данном случае) точности в величине импульса последействия при неустановившемся режиме догорания остатков топлива. Надо было искать другие подходы.

И как только я свернул с традиционного пути, решение пришло: надо нейтрализовать влияние работы двигателя на движение отделяющейся боевой части сразу же после получения команды на окончание активного участка! Как же это сделать?

На первый взгляд, довольно просто: нужно на корпусе ракеты установить небольшие пороховые реактивные движки, которые включались по команде от системы управления и создавали бы тягу, превосходящую тягу основных двигателей и противоположную движению. При этом связи, удерживающие боевую часть в соединении с корпусом ракеты, должны освобождать боевую часть ракеты несколько раньше включения движков. Тогда корпус ракеты начнёт тормозиться, а боевая часть будет продолжать движение по требуемой траектории. Но задача будет полностью решена лишь в том случае, если задержка выхода тяги движков на требуемый режим будет достаточно малой. Принципиально такой способ обеспечивал решение задачи, что подтверждали проведённые мною расчеты.

Необходима, конечно, была и экспериментальная проверка некоторых положений. В частности, нужно было оценить величину временной задержки выхода на режим тяги движков. Такие эксперименты были мною выполнены. Суть их сводилась к исследованию путей увеличения скорости выхода тяги пороховых движков на расчетный режим. Оказалось, что у существующих пороховых двигателей неприемлемо большой разброс времени от момента подачи команды на воспламенение заряда до момента достижения требуемого значения тяги.

Эксперименты проводились на стендах нашего института, со штатными движками снаряда М-13 от знаменитой «Катюши». Анализ причин разброса указанного временного интервала определил, что он обусловлен большим свободным объемом камеры сгорания и наличием связи её с атмосферой. Из?за этого, во — первых, медленно горит воспламенитель и, во — вторых, неравномерно воспламеняются пороховые шашки. Причины эти устранялись увеличением давления в камере. Выход был прост: воспламенитель нужно поместить в замкнутый объем форкамеры, отделив его от пороховой камеры мембраной, которая обеспечит быстрый подъем давления в форкамере, и по достижении определённого давления откроет доступ продуктам горения в пороховую камеру, также пока загерметизированную. Быстрое повышение давления в пороховой камере гарантирует равномерное воспламенение пороховых шашек и повышение скорости горения уже в начале процесса. Задача эксперимента состояла в подборе объёма форкамеры, навески воспламенителя, давления разрыва мембраны, а следовательно, и её характеристик, предельного давления для разгерметизации пороховой камеры. Для корректного проведения эксперимента очень важным обстоятельством была необходимость использования безинерционной измерительной аппаратуры. Проведенные эксперименты подтвердили надёжность предложенного способа, а обработка результатов дала количественную оценку искомых параметров. Эффект достигался за счет некоторого увеличения веса ракеты, так как на ней требовалась установка дополнительных движков, но это не шло ни в какое сравнение с необходимостью проведения сложнейших работ по стабилизации импульса последействия за счет доработки двигателей.