Отечественные ракеты. История и будущее

     Сто три года тому назад русский ученый Иван Всеволодович Мещерский вывел уравнение, описывающие динамику точки переменной массы, чем существенно расширил разработанную за двести с лишним лет до него Исааком Ньютоном, великим английским ученым, теорию движения точки (тела) постоянной массы. Согласно закона Ньютона , где m - масса тела, - его скорость, - приложенная к нему внешняя сила. В уравнении Мещерского появился новый член, равный произведению секундного расхода массы , истекающего из тела, на скорость ее истечения ( ). Под телом, естественно, можно понимать ракету, а под истекающей массой - газы, вылетающие из сопла ракетного двигателя.

     Удивительно, что человечество 210 лет не задумывалось над этим вопросом. Не менее, впрочем, удивительно, что на водных лыжах люди стали кататься лишь в ХХ веке, хотя катера-буксировщики были и задолго до этого, на лыжах по земле ходили еще первобытные люди, а в Библии даже описано хождение по воде "аки по суху", но вот объединить лыжи и катер догадались лишь в этом веке.

     Как только поняли, что составляющая имеет размерность силы, стали думать, как это использовать для движения аппаратов в пространстве, в том числе и безвоздушном (что очень важно!), ибо реактивная сила не нуждается в присутствии атмосферы, в отличие от аэродинамической силы, которую использует пропеллер.

     Другой великий русский ученый Константин Эдуардович Циолковский на основе работ И.В.Мещерского в 1903 году вывел формулу, носящую его имя

в которой - начальная скорость тела (летательного аппарата); - его конечная скорость; ; u - скорость истечения массы (газов) из тела (ракеты); - масса израсходованного ракетного топлива; - масса конструкции ракеты с ее оборудованием. Число носит имя Циолковского. Для наиболее совершенных жидкостных ракет оно составляет величину порядка 4. Для наиболее совершенных жидких топлив (водород+кислород) величина u достигает 4,5 км/сек. Интересно отметить, что в отличие от уравнения Мещерского формула Циолковского не содержит времени, то есть конечную скорость можно набрать независимо от того, каков был секундный расход топлива; главное, какова скорость истечения продуктов его сгорания, а также соотношения масс топлива и конструкции ракеты.

     После получения И.В. Мещерским и К.Э. Циолковским упомянутых важных теоретических результатов в области реактивного движения дела пошли довольно быстро, хотя сами по себе ракеты были известны давно. Твердое ракетное топливо (порох) китайцы изобрели очень давно, а император Петр Великий велел по престольным праздникам "пущать ракеты кто сколько может и из домовых пушек палить". Русский артиллерист и ракетчик Константин Иванович Константинов в 50-60 годах ХIХ века сконструировал боевые ракеты с дальностью полета до 5 км. Однако лишь строгий научный подход к вопросу достижения больших скоростей (а следовательно, и больших дальностей стрельбы для боевых ракет) позволил ускорить процесс развития ракетной и космической техники. Особенно важным было распространение К.Э.Циолковским своей знаменитой формулы на многоступенчатую ракету (которую он назвал "ракетным поездом"). Самые хорошие современные многоступенчатые ракеты-носители способны вывести на низкую устойчиво существующую околоземную орбиту примерно 1 кг полезного груза из каждых 26 кг стартового веса ракеты.

     Одной из первых проблем, которую надо было для этого решить, была проблема создания высокоэффективного ракетного двигателя. Над этой проблемой работали в нашей стране специалист по химии взрывчатых веществ и внутренней баллистике Николай Иванович Тихомиров (1859-1930), советский ученый в области реактивных двигателей и теории реактивного полета Фридрих Артурович Цандер (1887-1933), советский специалист по ракетным двигателям и ракетной технике Валентин Петрович Глушко (1908-1989) и многие другие. Были разработаны твердотопливные ракетные двигатели, на основе которых были созданы реактивные снаряды сначала авиационного базирования (боевое применение на реке Халкин-Гол при военном конфликте с японцами), а затем - базирования на автомобильном шасси (знаменитые "Катюши" времен Великой Отечественной войны). Однако параллельно В.П.Глушко разрабатывал в газодинамической лаборатории (г. Ленинград) жидкостные ракетные двигатели. Затем лаборатория была переведена в Москву, объединена с московской группой изучения реактивного движения (ГИРД) и с аналогичной киевской группой. В результате через некоторое время организовался ракетный научно-исследовательский институт (РНИИ), который в последствии несколько раз менял свои наименования и в настоящее время стал Центром имени М.В.Келдыша (Мстислав Всеволодович Келдыш одно время был руководителем этой организации).

     Проблему создания ракетных двигателей в нашей стране стали решать в 20-30 года ХХ столетия. Первую жидкостную ракету ГИРД-Х конструкции Ф.А.Цандера испытали в 1933, уже после его кончины. Дело Цандера продолжил Сергей Павлович Королев (1906-1966), выдающий советский конструктор-ракетчик. Он испытывал первые небольшие ракеты на полигоне в Нахабино, под Москвой. В этих ракетах присутствовали все основные компоненты, изображенные в трудах К.Э. Циолковского. Огромный шаг в области ракетостроения был сделан в Германии во время Второй мировой войны, где немецкий ракетчик Вернер фон Браун разработал баллистическую ракету Фау-2 с двигателем, работавшим на спирте и перекиси водорода. Эти ракеты стреляли по Лондону и Ковентри, неся с собой обычные тротиловые заряды. В США до войны созданием жидкостных ракет занимался Роберт Хатчингл Годдарт (1882-1945), который в 1926 году испытал такую ракету, поднявшуюся на высоту всего 12,5 м. и упавшую в 56 м. от места старта. Позже он создал более мощную ракету, но высота ее подъема не превысила 3 км. (1941г.).

     К сожалению, в Советском Союзе во время Великой Отечественной войны собственно ракетная отрасль была в загоне. Имелись лишь отдельные попытки применения ракетных двигателей в авиации и гвардейских минометных частях ("Катюши"). Однако после захвата в конце войны полигонов и заводов Германии (в Пенемюнде, Нордхаузене и др. местах), а также ознакомления с соответствующей материальной частью и научно-технической документацией и захвата части специалистов Председатель Правительства СССР И.В.Сталин в мае 1946 г. подписал постановление о создании ракетной отрасли в нашей стране. Американцы также захватили большую часть оборудования, документации и специалистов (в том числе Вернера фон Брауна) и стали развивать ракетную отрасль в США.

     Немецкие ракеты Фау-2 были привезены на полигон Капустин Яр, что на берегу Волги, в Астраханской области. Это наш первый полигон для испытаний баллистических ракет, а также и космодром. Он существует до сих пор. В те годы соответствующие службы были на первых порах расположены в вагонах специального поезда, поскольку домов еще не построили. Будущие академики С.П. Королев, Н.А. Пилюгин и другие члены знаменитой шестерки главных конструкторов стали организовывать запуск этих ракет. Параллельно велись разработки аналогичной советской ракеты Р1 той же дальности стрельбы (~300км.). Немецких специалистов к этой работе не подпускали.

     Потом пошла разработка других ракет (Р2 и т.д.) Ракету Р5 уже сделали как носитель ядерного заряда. Ее однажды испытали с ядерной боеголовкой. Ракета стартовала из Капустина Яра, а боеголовка подорвалась в Казахстане. При этом была испытана соответствующая техника и исследовано влияние ядерного взрыва на различные объекты, в том числе и на живую природу.

     В 1952 году Председатель Совета Министров СССР И.В.Сталин утвердил постановление правительства о разработке ракеты Р7 межконтинентального класса дальности. Начали создавать эту ракету под руководством С.П. Королева.

     Ее конструкция содержала центральный блок и четыре боковых блока, причем двигатели всех блоков запускались на старте. Ракета получилась очень необычная. На заре ракетной техники поверхность ракет старались делать с гладкими, хорошо обтекаемыми поверхностями, считая, что иначе они будут плохо летать. Ракетчики не понимали, что если сделать хороший ракетный двигатель, хорошие органы управления и хорошую систему управления, то, как принято говорить и "ворота полетят", в том числе и такая "ракета", как Р7 с четырьмя "боковушками". Все знают конструкцию ракетной системы "Энергия-Буран" и ее американского аналога "Space Shattle". Это вообще какие-то "каракатицы": космопланы прикреплены сбоку к ракете-носителю, да и сам носитель состоит из центрального блока и боковых ускорителей. Тем не менее, эти конструкции прекрасно летают. Вот что значит современная система управления...

     Однако с ракетой Р7 получилось не все гладко сразу. Дело в том, что до момента создания этой ракеты считалось, что можно представить ракету как объект управления в виде твердого, абсолютно жесткого тела. Когда ракеты были небольшими, это допущение было приемлемым: использовались уравнения динамики точки, динамики твердого тела (уравнения Эйлера и т.п.). Но на "семерке" споткнулись - ракета Р7 не хотела летать. Сталина уже не было в живых, головы разработчиков не полетели, но и ракета не летала… Пилюгин, защитивший в 1943 году кандидатскую диссертацию по авиационной автоматике, в которой он, в частности, предложил меры по увеличению эффективности рулевой машинки, обратился к Королеву с требованием улучшить характеристики приводов, качавших рулевые двигатели Р7. Он полагал в начале, что это поможет делу. Королев насел на своего заместителя, ныне действительного члена РАН Бориса Евсеевича Чертока, отвечавшего за гидроприводы, с тем чтобы он со своей командой сделал все возможное. Черток напряг своих специалистов, сделал наилучший по тем временам привод, но существенно это делу не помогло. Иначе говоря, кавалерийская атака на проблему не удалась. Пришлось обратиться к "прослойке" - научно-технической интеллигенции. Эти "яйцеголовые" - народ известный, они сразу сели писать уравнения. Сперва учли, что корпус ракеты - это нежесткая балка, учли модуль упругости (Юнга) и момент инерции сечения. Получили изгибную жесткость. С помощью метода Фурье представили прогиб корпуса ракеты в виде ряда, члены которого представляют собой произведение тона упругих колебаний на его форму. Один из этих сомножителей зависит от пространственной координаты - погонной длины ракеты, другой - от времени. Согласно теории упругости выписали дифференциальное уравнение 4-го порядка с переменными коэффициентами с двумя краевыми условиями на левом конце (днище ракеты) и двумя на правом (ее носке), учитывающим условия закрепления балки. Решение полученной двухточечной краевой задачи давало формы упругих колебаний по всем тонам. Решение получалось методом пристрелки из вычислительной математики. Частоты тонов упругих колебаний получались энергетическим методом математической физики.

     Основной прибор системы управления - гироскопическая стабилизированная в пространстве платформа, относительно которой отсчитываются углы поворота корпуса ракеты, стоит на ее верхней ступени, с которой ведется управление всеми нижними ступенями. Но корпус поворачивается не только как твердое тело; в повороте его есть доли от I, II и более высоких тонов упругости. Получается что-то вроде "многострунной гитары". Вот эти-то "доли" и являлись помехой для автопилота, построенного без их учета, потому ракета Р7 сначала и не хотела летать.

     Кроме того, стали разбираться с влиянием жидкого наполнения баков окислителя и горючего на движение ракеты. Эти жидкие компоненты также колеблются, влияя на поступательное и вращательное движения ракеты. В цилиндрическом баке колеблется верхний слой жидкости толщиной 0,45 от радиуса бака. Для описания этих колебаний пришлось применить аппарат специальных функций (цилиндрические функции Бесселя). Уравнения движения жидкостной ракеты с учетом данных колебаний оказались непростыми - они не были разрешены относительно старших производных. Их приходится на каждом шаге решения сначала решать как алгебраические, а потом интегрировать. Как правило, учитывают I (реже еще и II) тон колебаний жидкости.

     Иногда колебания твердого тела, упругие колебания и колебания жидкости оказываются близкими друг к другу по частоте. В подобных случаях помимо основного гироскопического прибора в носовой части ракеты приходится ставить дополнительный прибор (датчик угловой скорости) ближе к ее хвостовой части (один прибор - ближе к пучности I тона, другой - ближе к его узлу).

     И вот, наконец, когда разобрались со всеми этими премудростями в описании динамической схемы движения большой, длинной жидкостной ракеты и сделали корректирующие контуры в автопилоте (в аналоговом исполнении, цифровой техники тогда не было), ракета залетала нормально. И с тех пор (1956-1957 годы) знаменитая "семерка" работает как часы. Запустила массу спутников и грузовых кораблей, свозила в космос Юрия Гагарина и много других космонавтов Земли, стала надежным "космическим такси".

     Возьмем, к примеру, космоплан "Буран" или его американский аналог "Space Shuttle". Эти аппараты, спускающиеся в атмосфере примерно 45 минут, описываются весьма сложными уравнениями динамики, в том числе из-за явления так называемой аэроупругости. Порядок этих уравнений достигает 40. До войны подобным явлением (которое тогда называлось "флаттер") занимался выдающийся советский учёный Мстислав Всеволодович Келдыш. Он не только объяснил это явление, но и подсказал, как с ним бороться. Во времена создания системы управления "Бурана" мы также исследовали соответствующие дополнительные степени свободы, получили частотные характеристики космоплана как объекта управления и спроектировали автопилот, который умел бороться с их негативным влиянием на устойчивость полёта. Блестящим подтверждением этому был триумфальный полёт "Бурана" в автоматическом режиме в 1988 году.

     Важной проблемой ракетной техники было точное описание внешней среды. Первые ракеты летали на малые дальности. При этом достаточно было считать, что гравитационное поле является плоскопараллельным, либо, в крайнем случае, центральным. Но когда дальности стали межконтинентальными, а высоты космическими, стало ясно, что подобными простыми моделями гравитационного поля Земли не обойтись без потери точности. Началось создание более сложных моделей тяготения.

     Известно, что потенциал поля тяготения Земли, близкого к стационарному, можно описать эллиптическим уравнением в частных производных (уравнением Лапласа): сумма вторых частных производных потенциала тяготения по всем трем декартовым координатам равна нулю, то есть дивергенция (в силу стационарности поля) отсутствует. Это уравнение решается в классе шаровых (сферических) функций (функций Лежандра). Среди них есть гармоники, зависящие лишь от широты (зональные), зависящие лишь от долготы (секториальные) и зависящие от разбиения сферы на сферические плиточки - тессеры (от итальянского teccera), которые могут быть как четырехугольными, так и треугольными (в районе полюсов) и носят название тессеральных гармоник. Коэффициенты разложения потенциала в ряд по сферическим функциям определяются как с учетом гравиметрической съемки на поверхности Земли, так и с учетом обработки алтиметрических данных, получаемых с борта искусственных спутников Земли. В настоящее время уверенно определены более 40 гармоник потенциала тяготения Земли.

     Для многих прикладных задач созданная модель тяготения была вполне подходящей. Однако нашлись задачи, где точность ее оказалась недостаточной. Это касалось межконтинентальных баллистических ракет. Здесь пошли по другому пути. Поскольку уравнение Лапласа линейное и ему удовлетворяет потенциал точечной массы, то потенциал суммы точечных масс (в силу принципа суперпозиции для линейных систем) также должен удовлетворять этому уравнению. Были созданы разные модели потенциала тяготения с помощью совокупности точечных масс. В нашей стране точечные массы помещались в тело Земли в нерегулярно расположенные точки, а в США - в точки с регулярным расположением по глубинным слоям с определенным шагом в каждом слое. Гравитационные ускорения, рассчитанные по этим моделям, сравнивались в квадратичной метрике с их измерительными значениями в определенных точках поверхности Земли. Результат сравнения минимизировался по параметрам этих масс (варьировались их величины и местоположения). В итоге получались величины точечных масс (формально они могли оказаться и отрицательными), а также координаты их положения в теле Земли (для отечественной модели).

     Разработанные модели содержали от десятков до тысяч точечных масс. Методическая погрешность самых лучших из этих моделей, по которым на борту ракеты вычисляются гравитационное ускорение, при полете на межконтинентальную дальность невелика и составляет десятки метров.

     В принципе можно на борту измерять пространственный градиент гравитационного ускорения, сравнивая показания нескольких акселерометров, расположенных в различных точках на летательном аппарате, и используя их в дальнейшем для вычисления текущего ускорения тяготения. Однако при современных размерах летательных аппаратов точность существующих акселерометров должна быть увеличена на два порядка для того, чтобы решить рассматриваемую проблему с подходящей точностью.

     Само же гравитационное ускорение акселерометр как прибор, основанный на использовании свойства инерции массы, не измеряет, ибо как сама эта пробная масса, так и корпус прибора, к которому она подвешена, испытывают одно и то же гравитационное ускорение, поскольку находятся в одной и той же точке пространства с неоднородным полем тяготения. Поэтому акселерометр измеряет ускорение лишь негравитационной природы (так называемые кажущиеся ускорения), обусловленные действием реактивных сил, аэродинамических сил и других факторов. В безвоздушном пространстве при полете по инерции на невращающемся летательном аппарате акселерометр будет показывать нуль. Это и есть невесомость. Кстати, Жюль Верн этого не понимал. В книге "с Земли на Луну" он пишет, что путешественники испытывали невесомость лишь тогда, когда на трассе Земля-Луна они оказались в точке, где притяжение аппарата Луной и Землей сравнялись. С точки зрения физики это полная чушь, но надо учесть, что Жюль Верн был не физиком, а писателем фантастом, и не понимал, что невесомость возникает тогда, когда исчезают ускорения негравитационной природы, действующие на тело (кажущиеся ускорения).

     Проще всего обрабатывать информацию от акселерометров, находящихся на невращающемся основании, ибо при этом в их показаниях отсутствует поворотное (кориолисово) ускорение. Однако это удалось сделать не сразу. Первые акселерометры (ровно, как и первые датчики угловых скоростей, также основанные на использование свойств инерции вращающегося тела) устанавливались жёстко на корпусе летательного аппарата. Подобные приборы, называвшиеся акселерографами и жирографами (от французского jyro - гироскоп) разработал в своём дипломном проекте будущий академик Николай Алексеевич Пилюгин, поступивший в МВТУ по рекомендации знаменитого авиаконструктора Андрея Николаевича Туполева, ученика "дедушки русской авиации" Николая Егоровича Жуковского. Акселерографы и жирографы были снабжены самописцами и укреплялись жёстко на корпусе самолёта. После полёта их записи обрабатывались и пересчитывались в инерциальную или земную систему координат. Так была реализована до войны первая "рассыпная" навигационная система, которую сейчас принято называть бесплатформенной, поскольку в ней нет специальной платформы, имеющей неизменную ориентацию относительно сферы "неподвижных" звезд. Когда же такую гироскопическую стабилизированную платформу создали (в 50-х годах ХХ века) и установили на этот "островок спокойствия" в бушующем море угловых колебаний корпуса летательного аппарата, решение навигационных уравнений по определению текущих параметров поступательного движения существенно упростилось. Об этом достижении академик Н. А. Пилюгин говорил так: "Раньше мы интегрировали на корпусе, а теперь интегрируем на платформе".

     С точки зрения теоретической механики гиростабилизированная платформа моделирует не оси инерциальной системы координат, начало которой должно покоится, либо двигаться с постоянной скоростью, а так называемые оси Кёнига, ориентация которых остаётся неизменной, а начало может двигаться с произвольным ускорением.

     Еще одной проблемой было создание точной модели атмосферы. Без такой модели нельзя точно рассчитать попадающую в цель траекторию баллистической ракеты, поскольку боеголовка спускается в ней как неуправляемый аппарат и следует точно оценить влияние аэродинамических сил на отклонение точки падения от цели.

     В результате статистической обработки аэроклиматических данных, собранных за многие годы наблюдений синоптиков, специалистов по зондированию атмосферы, метеорологов, были получены результаты, позволившие вносить поправки к параметрам общеземной "стандартной" атмосферы (которые периодически также корректируются) таким способом была создана математическая модель так называемой "локальной" атмосферы. Суть её состояла в том, что для любой точки земной атмосферы, заданной своей широтой, долготой и высотой относительно референц - эллипсоида, можно вычислить с помощью специальных рядов поправки и добавки на плотность, скорость звука (или кельвиновскую температуру), а также две составляющие так называемого геострофического ветра (вызываемого среднестатистическим перепадом давления в областях, прилегающих к рассматриваемой точке): меридиональную и зональную. Указанные поправки и добавки к параметрам "стандартной" атмосферы могут быть по календарной шкале детализированы по-разному: это может быть среднегодовая, среднесезонная, среднемесячная, и т. д. "локальная" атмосфера. Практически большей детализации, чем среднемесячная не требуется, ибо при этом разбросы коэффициентов упомянутых рядов дают больший эффект, чем разбросы параметров реальной атмосферы в рассматриваемой точке.

     Полученная модель оказалась достаточно точной; её методическая погрешность даёт влияние на отклонение траектории, исчисляемой десятком - другим метров.

     Большой проблемой была теплозащита ракетных двигателей, головных обтекателей ракет, носовых конусов боеголовок и других теплонагруженных элементов изделий ракетной техники. Эта проблема, с одной стороны, металловедческая, а с другой - теоретическая в области газодинамики, физики плазмы, химии и механики. Во избежание разрушения перечисленных элементов конструкции летательных аппаратов ракетно-космической техники были подобраны и разработаны различные материалы, как тугоплавкие, так и подвергающиеся сухой возгонке (тефлоны), с протеканием химической реакции связи с воздухом, при которой в месте с продуктами реакции от поверхности изделия отводится вредное тепло и т.д. В результате удалось отказаться от графитовых рулей в соплах ракетных двигателей и от попыток регулирования скорости горения твердых топлив с помощью ультразвука, добиться сохранения формы спускаемых в атмосфере аппаратов (что очень важно для учета технического рассеивания). На космоплане "Буран" удалось сделать такие теплозащитные плитки (кварц, пропитанный специальными смолами), которые позволили не только сохранить его форму, но и эффективно управлять полетом с помощью соответствующих средств механизации его фюзеляжа. При этом, правда, траектория спуска "Бурана" выбиралась так, чтобы суммарный поток тепла, подведенный к его корпусу (с учетом конвективного теплообмена и излучения тепла во внешнее пространство) был минимален. Таким образом, к 80-м годам ХХ века с теплом ракетчики в основном разобрались полностью.

     Запуск современной ракеты по стоимости складывается из двух примерно равных частей: 50 % приходится на стоимость самой ракеты и 50% - на стоимость ее системы управления.

     Конечно, такое соотношение сложилось не сразу. На заре ракетной техники системы управления были примитивными и их стоимость по сравнению со стоимостью ракеты была ничтожной. Но постепенно, в виду возрастания требований к системе управления, ее сложность начала возрастать, а стоимость - резко увеличиваться, в то время как стоимость ракеты росла весьма медленно.

     Почему же возросла сложность системы управления? Да потому, что ракеты - это беспилотные летательные аппараты и пришлось автоматизировать постепенно все функции, которые должен выполнять человек, как в процессе полета, так и в процессе предстартовой подготовки аппарата.

     Первое, что надо было создать - это автопилот. Ведь на самолетах сначала его не было. Летчик управлял аэропланом с помощью механических устройств: педалей, ручек, тросов и т.п. На ракете же сразу пришлось делать автопилот как автомат управления угловым движением. Сначала он управлял ракетой как твердым телом, а теперь - с учетом всех дополнительных степеней свободы - упругих колебаний корпуса, колебаний жидкости в баках и т. п.

     Контур наведения (система управления движением центра масс ракеты) на первых парах тоже была примитивной. Так, на ракете ФАУ-2 задавалась программа ее разворота по углу тангажа в плоскости стрельбы, а в нужный момент, когда по показателям электролитического интегратора предельного ускорения достигалась скорость, соответствующая заданной дальности стрельбы, производилась отсечка тяги двигателя. Это были 40 - 50-е годы ХХ века.

     Затем начали усложнять контур наведения. К сигналам рассогласования в параметрах вращательного движения по углам тангажа и рыскания стали добавлять отклонения по кажущимся скоростям и координатам в направлениях нормали и бинормали к расчётной траектории, то есть стали стабилизировать также и движение центра масс ракеты в этих направлениях. Кроме того, стали регулировать движение центра масс и в направлении касательной к расчётной траектории. Для этого в систему управления вводили программу изменения продольной кажущейся скорости, сравнивали её с интегралом от показаний акселерометра, измерительная ось которого была параллельна продольной оси ракеты, а полученное рассогласование подавали в регулятор расхода топлива, который изменял величину тяги (а вместе с ней и продольного ускорения) в нужную сторону. Подобные системы можно назвать системами "жесткого" управления, ибо они "жестко" вели центр масс ракеты по расчётной траектории на всём активном участке полёта. Они были реализованы в 50 - 60-х годах ХХ века.

     Однако не на всех ракетах можно было применять такие контуры наведения. Например, тяга твердотопливных ракет не поддаётся регулированию, а разброс её бывает значительный. Поэтому в повестку дня стала задача создания такой системы управления, которая позволяла бы центру масс двигаться по семейству "гибких" в пространстве скоростей и координат траекторий. Такая система была бы пригодной и для жидкостных ракет с многокамерной (многосопловой) двигательной установкой в тех случаях, когда часть камер на активном участке аварийно выключалась, а управляемость ракеты сохранялась. И такие системы в 60 - 70-х годах были созданы. Их назвали системами терминального управления, использовав имя Terminus - древнеримского божества, ответственного за охрану границ Римской империи. Человечество часто использует этот латинский корень для обозначения чего-либо, связанного с границей, краем, концом и т. п. (например: терминатор - граница света и тени; терминал - оконечный пункт путей сообщения или линии связи и т. д.). В системах же управления ракет этот термин был использован потому, что в указанных системах производилось управление не текущими параметрами движения, а конченными, граничными, которые характеризует точку траектории, в которой заданы подлежащие регулированию параметры. Примером таких параметров могут быть: дальность полета и боковое отклонение от цели (для баллистических ракет); высота орбиты назначения; радиальная скорость в точке выхода на орбиту, наклонение плоскости орбиты к экватору (для космических ракет) и т. п. Для управления конечными параметрами за ними надо "наблюдать", то есть как-либо производить их счисление. Его принято называть "прогнозом". Методы прогноза применяют разные: от прямого вычисления указанных параметров путем численного интегрирования в бортовой машине уравнений движения центра масс ракеты в "ускоренном" масштабе времени до неявного вычисления рассогласований по конечным параметрам с использованием специальных линейных операторов. После того, как рассогласования по конечным параметрам определены, вырабатывается программа коррекции управления движением, которая в общем случае распределяет во времени управляющее воздействие на остающемся участке активного полёта по определённому закону.

     Однажды, в конце 80-х годов ракета-носитель "Зенит", на второй ступени начала "барахлить": аварийно выключился маршевый двигатель, а рулевые двигатели остались в строю. Питание топливом у тех и других двигателей идет из одних и тех же баков; управляемость ракеты в канале автопилота сохранилась. Если бы на ракете "Зенит" была старая система с жестким регулированием продольной кажущейся скорости, то через некоторое время после отключения маршевого двигателя рассогласование по скорости в продольном канале достигло бы предельно допустимой в этой системе величины (несколько десятков м/с), после чего было бы произведено аварийное автоматическое прекращение полета. Система терминального управления ракеты "Зенит" поступила совершенно иначе. Она поняла, что тяга упала, спрогнозировала при пониженной тяге оставшуюся до выхода на орбиту часть активного участка траектории, вычислила полученные рассогласования по параметрам целевой орбиты и выработала поправку к программе тангажа (в сторону кабрирования) с целью парировать действие гравитационного ускорения. В сущности, эта система действовала как интеллектуальная, обладающая определенными знаниями в области теории реактивного движения. Действительно, из формулы Циолковского известно, что конечная скорость (в данной задаче круговая для целевой орбиты) не зависит от секундного расхода топлива (т.е. от того, что часть двигателей выключалась), а зависит от его запаса (а он сохранился послу этого выключения). Правда, формула Циолковского справедлива для полета в безвоздушном пространстве при отсутствии тяготения по прямой. Два из этих условий в рассматриваемой аварийной ситуации выполнялись, а вот для парирования тяготения как раз и понадобилось подправить программу тангажа. В результате "Зенит" дотянул до заданной орбиты, набрал нужную круговую скорость, и спутник был успешно запущен. Это был триумф "гибкой" системы терминального управления.

     Еще одной проблемой автоматизации системы управления было создание автоштурмана на ракете, т. е. такого автомата, который позволял бы определять координаты текущего местоположения ракеты, компоненты ее текущей скорости, ориентацию корпуса ракеты в пространстве, его угловую скорость и полетное время.

     На первых ракетах автоштурман был примитивный; он позволял определять не абсолютные, а кажущиеся параметры: кажущийся путь, кажущуюся скорость (без учета действия гравитации). При этом использовались гирогоризонты и гировертиканты, на которых устанавливались акселерометры, чьи показания интегрировались в аналоговых устройствах. Прицеливали на старте ракету в азимуте путем ее разворота на поворотном столе для обеспечения выставки органов управления в плоскость стрельбы. Так, в частности, прицеливалась королевская ракета Р-7, нацеленная на США.

     Однако управление по кажущимся параметрам имело методическую ошибку из-за неучёта гравитационных ускорений, а также значительные инструментальные ошибки приборов (акселерометров, гироскопов). Поэтому автономная инерциальная часть системы управления дополнялась радиотехнической системой внешней коррекции траектории активного участка. Радиотехническая система была весьма громоздкой, содержала несколько наземных пунктов управления и в военном отношении была очень уязвимой. Разработчик автономной подсистемы Н. А. Пилюгин стал, в сущности, соревноваться с разработчиком радиотехнической подсистемы Михаилом Сергеевичем Рязанским (впоследствии членом-корреспондентом Академии Наук СССР) в части обеспечения точности. В конце концов, ввиду прогресса в области создания совершенных измерительных приборов точной электромеханики и вычислительной техники победил Н. А. Пилюгин. Системы навигации и управления движением ракет стали чисто инерциальными и полностью автономными, то есть все необходимые для решения задач навигации приборы (гироскопы, акселерометры, датчики углов, датчики угловых скоростей, таймеры, а в дальнейшем и вычислительные машины) ракета везла с собой на борту. Тем самым была реализована в ракетно-техническом варианте идея древнегреческого философа Бианта с острова Крит: omnia mea mecum porte (всё своё ношу с собой). Вычислительная бортовая машина вычисляет гравитационное ускорение (по заложенной в её память модели тяготения), суммирует его с кажущимся (получаемым от акселерометров, расположенных на гиростабилизированной платформе), интегрирует (получает линейные скорость и координаты), опрашивает датчики углов карданова подвеса платформы к корпусу ракеты и датчики угловых скоростей, если таковые установлены на этом корпусе. Одним словом, решается в автономном режиме навигационная задача наблюдения за текущими параметрами движения ракеты, как поступательного, так и вращательного. Вот это и есть автоштурман.

     Интересна судьба радиотехнических систем управления полётом ракет. Когда встала задача создания космодрома, было несколько вариантов для выбора места под него. Одним из вариантов было размещение космодрома в степях около Северного Кавказа. Левый по направлению пуска наземный пункт радиоуправления хорошо располагался на территории нашей страны, а правый уходил в сторону южной границы СССР. Это не годилось. Тогда выбрали другой вариант - на берегу Сыр-Дарьи, возле железнодорожной станции Тюра-Там. Там и построили космодром. Позже его назвали Байконур и вот почему. При запуске в 1957 году с помощью ракеты Р7 первого в мире искусственного спутника Земли у США ещё не было разведывательных спутников, а мы не хотели рассекречивать местоположение своего космодрома, тем более что он одновременно являлся и полигоном для запуска боевых баллистических ракет. Но, поскольку первая ступень ракеты - носителя Р7 окончила свой полёт в районе казахстанского поселения Байконур, решено было в сообщении ТАСС сказать, что запуск произведён из Байконура. Так это название и прижилось…

     Наконец автоматизация дошла и до труда баллистиков - специалистов по расчёту траекторий, попадающих либо в точку цели на Земле, либо на целевую орбиту искусственного спутника Земли, либо в планету назначения. Это довольно сложная так называемая обратная задача баллистики, относящаяся к классу краевых задач. Сначала её решали на универсальных вычислительных машинах в проектных организациях, в организациях Министерства Обороны и в организациях системы Академии Наук (у М. В. Келдыша в Институте прикладной математики, а до его создания - в Отделении прикладной математики Математического института имени Стеклова). Расчёты велись по специальным инструкциям, разработанным специалистами баллистических и теоретических подразделений головных организаций и организаций - разработчиков систем управления ракет. Однако потом решили возложить это на специализированную машину, входящую в состав наземной аппаратуры системы управления ракеты. С этой задачей успешно справились. В настоящее время в эту машину заносится информация, характеризующая саму ракету (заранее), а также оперативно вносятся целеуказания, характеризующие цель полёта (координаты точки цели на Земле или параметры целевой орбиты в космосе). После этого наземная вычислительная машина автоматически решает обратную задачу баллистики, получает “попадающую” траекторию, а соответствующие ей параметры (программу тангажа, программу рыскания и другие) вводит в качестве элементов полётного задания в бортовую вычислительную машину, находящуюся на ракете. Вот так и работает этот "автобаллистик", созданный в период 70-80-х годов двадцатого века.

     Таким образом, все основные функции управления ракетно-космическими аппаратами к настоящему времени удалось возложить на автоматы. Кибернетика сказала своё веское слово в данной области техники. Конечно, системы управления получились сложными. Например, программно-математическое обеспечение системы управления космоплана "Буран" содержало 800 тысяч команд! Соответствующие бортовые и наземные программы надо было создать, отладить, отработать на стендах и так далее. Стоимость этих работ и в нашей стране и во всём мире превышает стоимость разработки аппаратуры систем управления. Отсюда и высокий удельный вес системы управления в стоимости всего ракетного комплекса в целом.

     Но зато автоматика и приборы систем управления хорошо выполняют свои функции. Например, космоплан "Буран" после полёта в течение трёх с половиной часов в автономном режиме с инерциальной навигацией вышел на глиссаду посадки с погрешностью порядка двух километров. Это лучше, чем у самых современных на то время (1988 год) трансконтинентальных авиалайнеров!

     Интересна и история его посадки. Когда "Буран" вошёл в зону действия радаров наблюдения, радисты, увидев на своих экранах отдельные “куски”, подумали, что аппарат развалился и выходит из плазмы “по частям”. Однако, когда плазмообразование на корпусе "Бурана" прекратилось, все эти “куски” собрались в один объект, и радисты успокоились. Дальше тоже было интересно. Полёт "Бурана" сопровождался самолётом, пассажиры которого наблюдали за поведением космоплана. И вот, когда "Буран", по их понятиям, находясь на подходе к посадочной полосе, должен был идти на снижение, он, к их удивлению, пролетел мимо, сделал разворот и только после этого пошёл на посадку. А всё дело было в том, что на "Буране" была применена система терминального управления, одним из краевых условий у которой было выйти на так называемый "цилиндр равной энергии", то есть обеспечить к моменту окончания глиссады заданное значение суммы кинетической и потенциальной энергий. Другим краевым условием было касание посадочной полосы при скорости 300 км/ч (иначе сгорят покрышки на шасси колёс "Бурана"). Так вот, условия, сложившиеся при полёте космоплана, были таковы, что в момент окончания глиссады он обладал избытком полной энергии, и система терминального управления израсходовала эту энергию с помощью выше упомянутого манёвра.

     На заключительной стадии полёта к работе бортовой инерциальной навигационной системы подключилась наземная радиотехническая система (вот где и когда она снова пригодилась!). В результате "Буран" остановился в нескольких метрах от осевой линии посадочной полосы и условной (расчётной) линии "стоп", несмотря на сильный боковой ветер. Это была блестящая демонстрация возможностей автоматики в беспилотном полёте.

     У американцев ничего подобного не было сделано. Кстати, и конструкция отечественной ракетно-космической системы ракета-носитель "Энергия" - космоплан "Буран" была задумана более удачно, на мой взгляд, по сравнению с американской системой "Space Shuttle" (космический челнок). У американцев имеется центральный блок с баками жидкого кислорода и водорода, к которому прикреплены два твердотопливных ускорителя, а сбоку прикреплён космоплан. Начиная с самого старта, работают как двигатели твердотопливных ускорителей (они дают 75 % всей тяги), так и жидкостные ракетные двигатели космоплана, высасывающие топливо из баков центрального блока. После выгорания твёрдого топлива ускорители отделяются, а космоплан вместе с центральным блоком продолжает лететь до момента окончания топлива в этом блоке. После этого блок также отделяется, а космоплан завершает выведение на орбиту и маневрирует на ней за счёт того топлива, которое имеется в его собственных баках.

     В отечественной конструкции ракета-носитель "Энергия" также имела центральный блок с жидкостной кислородно-водородной двигательной установкой (такой двигатель развивал тягу 200 т). Но сбоку были прикреплены четыре ускорителя - аналоги упоминавшейся выше ракеты-носителя "Зенит" с жидкостными ракетными двигателями (экологически более "чистыми", чем твердотопливные ускорители американского "челнока"). Сбоку прикреплялся и космоплан "Буран", однако его двигатели на участке выведения не работали. Вместо космоплана, возвращающегося на Землю, на ракету-носитель "Энергия" могла устанавливаться любая другая полезная нагрузка большого веса, выводимая в космос (и один такой запуск был реализован). Таким образом, комплекс "Энергия" - "Буран" был создан как многоцелевой, а это очень важно.

     Надо, однако, отметить, что ракетная система "Энергия" - "Буран" была не самой большой из образцов отечественной ракетной техники. Рекордсменом в этом отношении была ракета Н-1 - самая большая не только в СССР, но и в мире. Её высота превышала сто метров (что эквивалентно сорокаэтажному дому). Ракета предназначалась для осуществления советской лунной экспедиции в составе двух космонавтов. Стартовый вес равнялся 2820-ти тоннам. Первая ступень имела тридцать жидкостных ракетных двигателей по 150 тонн тяги каждый. Это была действительно "царь-ракета" (по аналогии с "царь-пушкой" и "царь-колоколом"). Всего было сделано четыре пуска и все неудачные. На последнем пуске авария произошла всего за несколько секунд до разделения первой и второй ступеней. Причин аварий было несколько: отказ системы аварийного отключения двигателей; несимметричное затекание атмосферного воздуха в заданное пространство из-за неверного расположения выхлопных патрубков двигателей и создания нерасчётного момента по крену; высокочастотные колебания в турбонасосном агрегате; нерасчётные продольные колебания корпуса. Из-за ссоры академиков С. П. Королёва и В. П. Глушко заказ на двигатели для Н-1 был передан Николаю Дмитриевичу Кузнецову, который до этого создавал лишь авиационные двигатели. Естественно, для доводки вновь созданных оригинальных двигателей требовалось время, а его не было: поджимали по срокам конкуренты-американцы, перед которыми президент Дж. Ф. Кеннеди поставил национальную задачу - обогнать русских в космической технике.

     Тем не менее, к 1974 году Н. Д. Кузнецов отработал свои двигатели до блеска. Но было поздно.… В этом году по ультимативному требованию В. П. Глушко проект Н-1 ? Л-3 был закрыт, тем более что приоритет был утерян (американцы в 1969 году высадились на Луну с помощью ракетной системы "Сатурн" - "Аполлон"). Но задел, который создал Н. Д. Кузнецов, не пропал даром - его прекрасные двигатели через двадцать пять лет закупили американцы для модернизации своих ракет - носителей. Надо сказать, что американская система имела меньший стартовый вес и габариты, поскольку на второй ступени ракеты - носителя "Сатурн-V" стоял кислородно-водородный двигатель, а на первой ступени - керосино-кислородные двигатели с тягой 685 тонн. У нас же на всех ступенях ракеты-носителя Н-1 стояли керосино-кислородные двигатели, эффективность которых меньше, чем водородно-кислородных. Результат работы водородно-кислородного ракетного двигателя (водяной пар) вырывается из сопла со скоростью более 4000 м/с (на порядок больше, чем скорость пули, вылетающей из автомата Калашникова), в то время как продукты сгорания керосино-кислородного ракетного двигателя вылетают из его сопла со скоростью, на 1000 м/с меньше.

     Вообще, предельная эффективность химических ракетных двигателей достигается на паре водород - фтор (скорость истечения порядка 5000 м/с), однако хранить и использовать фтор чрезвычайно сложно и опасно.

     К сожалению, после того, как враждебные силы разрушили Советский Союз, проект "Энергия" - "Буран" был закрыт. Валентин Петрович Глушко дожил до триумфа своего детища - лебединой песни главного конструктора жидкостных ракетных двигателей - и в 1989 году скончался. Но начинал-то он в Петропавловской крепости с создания электрореактивных двигателей. Эта его мечта тоже осуществилась - созданы ионные двигатели, в которых ионизированные продукты сгорания химического топлива ускоряются электрическим полем и вылетают из сопла со скоростями, намного превышающими таковые в обычных химических ракетных двигателях (десятки км/с).

     В принципе, можно реанимировать проект "Энергия" - "Буран". В России, слава Богу, остался завод по производству жидкого водорода (он работает по схеме Петра Леонидовича Капицы, который, будучи в своё время начальником главка "Главкислород" разработал метод сжижения водорода путём его сжатия с помощью специальных турбин - турбодетандеров). Но это, как говорится, если правительство прикажет…. И если деньги даст…. А технология и документация необходимая имеется.

     Несколько слов о стартовых установках ракетных комплексов. Сначала были разработаны наземные пусковые установки (40-50-е годы) как для боевых, так и для космических ракет. Здесь много поработал Баркин - один из шести главных конструкторов, возглавляемых С. П. Королёвым. Затем были разработаны подземные (шахтные) пусковые установки (здесь поработал главный конструктор А. Ф. Уткин и другие). Потом, по предложению Дмитрия Фёдоровича Устинова, были разработаны подвижные пусковые установки на автомобильном шасси (60-70-е годы). Далее был разработан подвижный железнодорожный ракетный комплекс, у которого ракета запускалась из контейнера, расположенного под крышей железнодорожного вагона (прямо как в песне: "Мы мирные люди, но наш бронепоезд стоит на запасном пути…"). Последние два вида ракетных комплексов отличаются малой уязвимостью при нанесении ракетно-ядерного удара. У американцев ничего подобного не было создано, хотя попытки такие предпринимались. И самое последнее достижение - это проект "Морской старт" ("Sea Launch"). Под таким названием была создана корпорация по запуску спутников с акватории мирового океана. В это акционерное общество вошли американцы (фирма Боинг), Россия (корпорация "Энергия" им. С. П. Королёва), Украина и Норвегия. Норвежцы предоставили свою плавучую платформу, которая добывала нефть со дна моря (фирмы Кварнер). Эту платформу отвезли в Выборг, в филиал корпорации "Энергия" и там переделали под плавучий космодром. Затем её переправили в Лонг Бич (штат Калифорния). После специальной подготовки этот плавучий космодром приплывает на 137-ой градус западной долготы, на экватор Тихого океана. Туда же прибывает шотландский теплоход, переделанный в ракетовоз ("Sea Launch Commander"). С него устанавливается на платформу ракета - носитель, состоящая из двухступенчатой украинской ракеты "Зенит - морской старт" и одноступенчатого российского разгонного блока ДМ. Выстреливается ракета в восточном направлении, чтобы максимально использовать линейную скорость (около 500 м/c), обусловленную вращением Земли. При этом ракета-носитель, менее мощная, чем носитель "Протон", выводит на орбиту почти такую же полезную нагрузку ("Протон" запускается с Байконура, а там начальная скорость гораздо меньшая). Однако помимо этого преимущества есть у данного комплекса и недостаток. Платформа под действием течений и ветра испытывает линейный дрейф и угловые колебания. Линейный дрейф приходится отрабатывать с помощью ходовых двигателей с использованием информации от аппаратуры спутниковой навигации, так чтобы удерживать платформу в расчётной точке старта. Хуже обстоит дело с начальной выставкой гироскопической платформы системы управления ракеты в горизонт и, особенно в азимут стрельбы. Приходится очень долго обрабатывать акселерометрическую информацию и фильтровать её. И всё равно точность прицеливания в азимуте получается намного худшей, чем при наземном старте.

     Таким образом, человечество создало устройства для старта ракет с поверхности материков Земли, из-под земли, с автомобильного шасси, с железнодорожного вагона, с поверхности океана (морской космодром). Следовательно, были реализованы самые смелые мечты К. Э. Циолковского и других учёных - пионеров освоения ракетной техники и космического пространства. По-видимому, человечество, встав на этот путь в 1897 году, никогда уже с него не свернёт.

     Может изменяться только соотношение компонент в ракетно-космической деятельности: ударная (баллистическая) компонента будет уменьшаться, а космическая - увеличиваться. Ядерная война с обменом ударами баллистических ракет в XXI веке маловероятна, а спутники различного назначения нужны. Тут и навигационные спутники, и метеорологические, и связные (сотовая связь), и спутники для наблюдения за окружающей средой, и разведывательные спутники. Для того чтобы это "хозяйство" поддерживать, надо под парами держать ракетно-космический комплекс страны, и не только нашей страны. Ведь многие страны мира хотят иметь свою ракетно-космическую компоненту (как ударную, так и мирную). Но не все страны имеют возможность запускать ракеты (нет территории для районов падения отработавших ступеней, нет космодромов и так далее). Поэтому им надо либо арендовать территории у других стран, либо просить развитые в этом отношении страны оказать, например, космические услуги. И наша страна такие услуги оказывает. Во-первых, это выгодно экономически. Во-вторых, поддерживается потенциал отечественной ракетно-космической отрасли. В третьих, не теряются, а даже совершенствуются новые высокие технологии, в том числе современное математическое обеспечение и вычислительная техника.

     В качестве примера можно привести Государственный космический научно - производственный центр имени М. В. Хруничева. Они запускают (на коммерческой основе) спутники самых разных зарубежных стран с помощью ракеты - носителя "Протон". Другой пример - Московский институт теплотехники. Он создал на базе отработавших свой срок твердотопливных баллистических ракет семейство ракет - носителей космических аппаратов "Старт" и успешно запустил несколько из них (в том числе и зарубежных). Большим преимуществом ракетно-космического комплекса "Старт" является то, что он передвижной. Его можно привезти в любое место и оттуда осуществить запуск спутника. В частности, на востоке нашей страны есть космодром "Свободный", оттуда ракетой "Старт" осуществляется запуск спутников. Место весьма подходящее: начальная скорость больше, чем в северном космодроме "Плесецк"; отработавшая первая ступень падает в Амурской области (не надо договариваться с Казахстаном, как при пуске из "Байконура"); вторая ступень падает в Охотское море (тоже нет проблем с районами отчуждения). Пусковая команда, производящая такой запуск, весьма малочисленна по сравнению с таковой для тяжёлых жидкостных ракет - носителей (ведь и ракета и все её системы конверсионные и их легко обслуживают немногочисленные выпускники соответствующих военных институтов). Одним словом, в экономическом отношении этот комплекс весьма выгоден и перспективен.

     В Центре М. В. Хруничева также разрабатывается перспективное семейство ракет - носителей "Ангара" (от самой малой "Ангары - I" до самой большой "Ангары - V", построенной из малых ракет как модулей). Это семейство сможет запустить спутники самых различных весов и размеров, учитывая тем самым подвижную текущую конъюнктуру рынка коммерческих космических услуг по всему миру.

     В ракетно-космической корпорации "Энергия" имени С. П. Королёва также решили вернуться к разработке своего ракетоносителя. Сначала его именовали "Ямал", а теперь - "Аврора". Но дело не в названии. "Королёвская фирма", конечно, должна делать не только космические аппараты, но и их носители. Поэтому её президент и генеральный конструктор Юрий Павлович Семёнов принял, на мой взгляд, правильное решение.

     Бывший филиал "Королёвской фирмы" в Самаре (где генеральным конструктором является ученик С. П. Королёва Дмитрий Ильич Козлов) также решил создавать новую ракету - носитель под названием "Русь". Она должна быть более совершенной, чем ракета "Союз" (с аналоговой системой управления на базе ракеты Р-7). У "Руси" будет цифровая система управления.

     Такая же цифровая система уже разработана для ракеты - носителя "Протон - М" в научно - производственном центре автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина.

     Я вам обрисовал перспективы развития ракетно-космической отрасли нашей страны. Видимо, надо смотреть в будущее с осторожным оптимизмом. Я, как специалист по системам управления летательных аппаратов ракетно-космической техники, надеюсь, что отрасль уцелеет; её надо поддерживать и использовать в различных целях.