В.Н. Бранец

Комментарии. Основные разработки,
выполненные под руководством
Б.В. Раушенбаха.

Первый искусственный спутник Земли (4 октября 1957 г.), а также последующие были запущены двухступенчатой ракетой-носителем Р7. Третья ступень Ц блок Е, затем блок И Ц начало пусков 1959 г. Ц полеты к Луне, четвертая ступень Ц блок Л Ц начало пусков с 1960 г. Ц полеты к Марсу, к Венере. Далее ракеты-носители неоднократно модифицировались. 

■ Первая система ориентации объекта Е2А Ц зонда для фотографирования обратной стороны Луны.

Система ориентации спутника имела солнечный датчик, планетный датчик ориентации на Луну, работающий по освещенной Солнцем Луне (видимая часть спектра), датчики угловой скорости, электронные полупроводниковые формирователи законов управления газовыми реактивными двигателями; систему хранения сжатого газа высокого давления и преобразования в низкое. Разработка выполнена Министерства авиационной промышленности (МАП). Полет (успешный) выполнен в октябре 1959 года.
 

■ Система ориентации спутника лЗенит╗.

Разработка выполнялась с 1958 г. в НИИ-1, с 1960 г. Ц в ОКБ-1 (Б.В. Раушенбах с группой сотрудников переводится 01.02.1960 г. в ОКБ-1).

Система предназначена для длительной ориентации в орбитальной системе координат. Имела в контуре орбитальной ориентации инфракрасный датчик вертикали, гироорбиту, датчики угловой скорости и свободные гироскопы для разворотов и стабилизации при работе (маршевого) реактивного двигателя большой тяги. Для ориентации применены малые реактивные двигатели на сжатом газе. Блоки формирования сигналов управления на газовые двигатели (по схеме типа широтно-импульсной модуляции) выполнены на полупроводниковой технике

В системе ориентации спутника (получившей название лЧайка-1╗) была установлена также резервная автоматическая система одноосной ориентации на Солнце (АСО). Датчик ориентации релейного типа, датчики угловой скорости и блоки формирования релейно-импульсных сигналов на газовые двигатели обеспечивали разворот, приведение и поддержание ориентации продольной оси корабля Ц оси тяги маршевого реактивного двигателя на Солнце. Выбором положения орбиты относительно Солнца (времени запуска на орбиту) можно обеспечить удовлетворительные условия схода корабля с орбиты.

Первый успешный полет спутника лЗенит╗ был выполнен 26.04.1962 г. и до 30.10.1963 г. выполнено 10 полетов; затем этот корабль и вся документация были переданы в филиал ОКБ-1, г. Куйбышев (теперь Ц лЦСКБ-Прогресс╗, г. Самара).
 

■ Система ориентации первого пилотируемого корабля лВосток╗ изделие 3КА (затем 3КВ лВосход╗, 3КД) имела систему автоматической одноосной ориентации на Солнце как основную систему, обеспечивающую сход корабля с орбиты (однотипную с АСО корабля лЗенит╗), и резервную ручную систему ориентации (РСО). Последняя состояла из датчиков угловых скоростей, блока формирования сигналов на газовые двигатели ориентации и ручки ориентации (РО), отклонения которой вызывали вращение корабля с угловой скоростью, соответствующей углу отклонения РО. В качестве прибора определения ориентации в ЦКБ 598 (Н.Г. Виноградов) был сконструирован визуальный прибор лВзор╗, позволяющий наблюдать через периферийные поля зрения линию горизонта Земли и через центральное поле зрения Ц направление лбега╗ подстилающей поверхности. Автоматическая система ориентации пилотируемого корабля лВосток╗ была отработана в ряде беспилотных пусков в 1960 году. И в апреле 1961 года был выполнен первый пилотируемый полет.
 

■ Развитием систем орбитальной ориентации была разработанная в период 1960-1963 годах система ориентации спутника лЗенит-4╗, имевшая в качестве исполнительных органов инерциальные маховики, двухроторную гироорбиту, новый датчик ИК горизонта и ряд других усовершенствований. В 1963 г. эти разработки были переданы в филиал ОКБ-1, г. Куйбышев. Ряд усовершенствований были выполнены в системах ориентации пилотируемых кораблей лВосток╗ Ц лВосход╗, включая визуальные приборы ориентации.
 

■ Системы ориентации автоматических межпланетных станций (АМС).

Работы были начаты в 1959 году. В ОКБ-1 был сконструирован ряд изделий: 1М для полета к Марсу, 1ВА Ц для полета к Венере, затем унифицированная АМС 2МВ, осуществившая первый спуск в атмосфере Венеры в концы 1961 года и пролет около Марса (1963 г.).

Система управления АМС обеспечивали постоянную малорасходную ориентацию на Солнце (впервые был применен принцип лпозиционного дифференцирования Ц управления только по сигналам солнечного датчика) точную солнечно-звездную ориентацию (ориентация оси на Солнце, вращения вокруг этой оси до лзахвата╗ звезды точным звездным датчиком). Затем осуществлялся переход на свободные гироскопы и последовательные развороты по двум осям на заданные программные углы. Этим способом выполнялась требуемая ориентации оси тяги реактивного двигателя для маневров корректирования траектории перелета и оси большой, остронаправленной на Землю, системы для проведения сеансов связи. В качестве исполнительных органов использовались микрореактивные двигатели на сжатом газе.
 

■ Система ориентации спутника связи лМолния╗ была разработана в период с 1962 по 1964 годы; она обеспечивала постоянную практически безрасходную ориентацию развертываемых панелей солнечных батарей на Солнце и постоянную ориентацию антенны ретранслятора на Землю. В основе построения системы лежало использование инерциального маховика, с осью вращения располагаемой по оси аппарата, ориентируемой на Солнце в двустепенном упруго-вязком подвесе. Вращение аппарата вокруг оси маховика обеспечивалось регулированием оборотов маховика относительно номинальной угловой скорости; начальное гашение угловых скоростей, наведение на Солнце обеспечивалось микрореактивными двигателями на сжатом газе; логика управления двигателями, также как и логика управления оборотами маховика и одностепенного привода поворота антенны ретранслятора была простейшего релейного типа (засветка лзоны╗ датчика Ц сигналом управления), однако, устойчивость и управляемость обеспечивалась за счет выбора геометрии зон датчиков упруго-вязкого подвеса маховика. В качестве автоматических датчиков использовались: солнечный датчик ориентации продольной оси космического аппарата (КА) на Солнце; два датчика Земли: на корпусе КА для приведения Земли в плоскость лкачания╗ антенны и датчика на подвижной антенне для обеспечения двухкоординатного наведения антенной на Землю (за счет вращения КА вокруг оси маховика и за счет поворота привода подвеса антенны).

Для коррекции орбиты использовался маршевый реактивный двигатель (по продольной оси КА); ориентация КА (по касательной к траектории в перигее) выполнялась методом наведения продольной оси на центр Землю (для чего использовались два датчика КК вертикали) и перехода в режим лгироскопической памяти╗ за четверть витка до маневра. В 1965 году первая лМолния-1╗ начала постоянную работу на высокоэллиптической орбите; в ОКБ-1 за 1965-1966 годы было выполнено 8 пусков лМолния-1╗ и в период с 1965 по 1967 годы эти работы были переданы в НПОПМ г. Красноярск.
 

■ Система ориентации управления движением (СУОД) транспортного корабля (ТК) лСоюз╗, включая задачу сближения и стыковки и управляемого спуска в атмосфере Земли. Разработка системы была начата в 1963 году; корабль лСоюз╗ создавался как многоцелевой пилотируемый космический аппарат для одиночных полетов по низкой орбите ионосферы Земли, для полета к Луне (программа облета Луны Л-1 и затем Н-1 Ц Л-3) для сближения и стыковки одноименных кораблей и, наконец, как транспортный корабль для полетов к орбитальной станции. Система ориентации обеспечивала ориентацию ТК в орбитальной и инерциальной системе координат, программные развороты на заданные углы, дежурную ориентацию солнечных батарей ТК на Солнце. В качестве датчиков использовались датчики угловой скорости и свободные гироскопы, акселерометры, автоматические приборы для построения ориентации: солнечно-звездные датчики в программе полетов к Луне (программа Л-1), инфракрасные датчики вертикали (лГеофизика╗ Ц Хрусталев В.А.), ионные датчики для орбитальной ориентации. Автономное сближение обеспечивала радиотехническая система лИгла╗, разработанная НИИТП (Мнацеконян А.С.). На основе этих измерений электронный блок управления сближением, входящий в СОУД, формировал команды управления кораблем.

Сложность алгоритма сближения и большой объем информации в контуре управления потребовали создания специального испытательного комплекса для отработки СОУД. При испытаниях на этом комплексе угломерные датчики СОУД или корабль в целом размещались на трехстепенных поворотных стендах, моделирующих пространственные эволюции при создаваемом управлении. Трехстепенные стенды разрабатывались в КБСМ (Шахов А.М.) совместно с ЦНИИ АГ (Погожев И.И.) и носили условное название лКардан╗ (испытания в КИС) и лПлатформа╗ (испытания на ТК).

Управление спуском реализовывалось путем разворотов и стабилизации ТК по крену, в то время как по тангажу и рысканью в силу аэродинамической устойчивости спускаемого аппарата СУОД выполняет только гашение угловых скоростей. Практически СОУД ТК имел разделенные управления орбитальным полетом и управления спуском. В СОУД ТК лСоюз╗ получили дальнейшее развитие помимо автоматических контуров управления контуры ручного управления, для чего были разработаны новые визуальные приборы для орбитальной ориентации и для ручного причаливания (лвизир комбинированный╗ ВСК) и было создано несколько тренажеров сближения и причаливания.

В качестве исполнительных органов на ТК лСоюз╗ была использована система микрореактивных двигателей малой (ориентация) и средней (причаливание, спуск) тяги с применением перекиси водорода в качестве топлива. Существенно более высокий удельный импульс ракетного двигателя (от 160 до 210 секунд), новые системы хранения и подачи рабочего тела, секционирование в системе хранения и т.п. Ц получение резервирования в системе Ц целый ряд новых решений также потребовали соответствующей экспериментальной отработки.

Полеты лСоюзов╗ в пилотируемом варианте начинались с 1967 года; в этом же году была выполнена первая автоматическая стыковка (беспилотных ТК N5 и 6).
 

■ Система управления и ориентации долговременной орбитальной станции лСалют-1╗ выполнена в период 1969-1971 годах; за основу была взята СОУД лСоюза╗. Система обеспечивала периодическую ориентацию станции, в том числе при сближении и стыковке, выполнение маневров формирования и поддержания орбиты.

В качестве датчиков ориентации помимо гироскопии (датчики угловой скорости, свободные гироскопы, акселерометры) использовались ионные датчики и датчики инфракрасной вертикали.

В последующих орбитальных станциях серии лСалют╗ система ориентации подвергалась модификации со смещением режимов в сторону большего использования датчика вертикали и ручных режимов ориентации.